萬 冰，陳 軍，白菡塵

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心空天技術(shù)研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點實驗室，四川 綿陽 621000)

0 引言

發(fā)展經(jīng)濟(jì)高效、可重復(fù)使用的天地往返飛行器具有很強(qiáng)的軍事和民用需求[1]。當(dāng)需要發(fā)動機(jī)具有較優(yōu)比沖性能和寬速域工作的能力，必須使用組合循環(huán)動力[1-4]?；鸺M合循環(huán)發(fā)動機(jī)(rocket based combined cycle，RBCC)是基于火箭發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)的組合，在一個流道內(nèi)即可完成全包線運(yùn)行[3-5]，具有結(jié)構(gòu)緊湊、無“死重”的優(yōu)勢，是目前天地往返飛行器在研的備選動力之一。

全速域運(yùn)行的RBCC組合循環(huán)發(fā)動機(jī)有4個模態(tài)[6]：引射模態(tài)(0～3Ma)、亞燃模態(tài)(3～5Ma)、超燃模態(tài)(5～12Ma)和純火箭模態(tài)(12Ma以上)。純亞燃及超燃模態(tài)已有成熟的設(shè)計理論[7]。而引射模態(tài)是決定RBCC發(fā)動機(jī)運(yùn)用的關(guān)鍵，也是爭議較大的模態(tài)。有研究表明RBCC引射模態(tài)的性能差，特別是亞聲速階段，其比沖和推力性能甚至不能優(yōu)于常規(guī)的火箭動力[8]，有RBCC飛行器概念[9]使用帶飛器帶飛至0.7Ma以上再開始工作可能是出于這樣的考慮，但還有部分研究在零速狀態(tài)實現(xiàn)了推力增益，同時比沖性能較火箭發(fā)動機(jī)有所提高[10-12]。

RBCC的引射模態(tài)與引射器的工作過程十分相似，火箭射流是引射氣流，進(jìn)氣道捕獲的空氣是被引射氣流、環(huán)境空氣在火箭射流的引射抽吸作用下進(jìn)入內(nèi)流道，兩股氣流相互進(jìn)行摻混，這就是引射模態(tài)。所以加深對引射模態(tài)階段的認(rèn)知需從引射著手。

目前在對引射的認(rèn)識方面獲得了很大的進(jìn)展，并形成了多種經(jīng)典的物理描述。文獻(xiàn)[13]給出了某引射器的引射系數(shù)隨出口反壓的變化，引射系數(shù)隨反壓減小先減小后增大，將引射系數(shù)保持不變的階段稱作極限工況。Fabri描述了超聲速引射器的4種工況：隨著一次流總壓減小，超聲速引射器將依次工作在超聲速工況、飽和超聲速工況、混合工況和一次流分離工況[14-15]?，F(xiàn)代引射理論[16]則劃分了3種臨界工況(第一、二、三臨界工況)。但由于當(dāng)時研究的局限，F(xiàn)abri對引射的描述是基于試驗中獲得的壓力分布和有限區(qū)域的紋影圖譜，而缺乏混合室內(nèi)的詳細(xì)流場結(jié)構(gòu)，而文獻(xiàn)[13]也只給出了引射比曲線，并且他們開展的是零速條件下的引射試驗，缺乏有速度條件的引射過程認(rèn)知。

國內(nèi)外研究表明來流速度條件對RBCC的引射過程有重要影響。日本研究人員針對RBCC的引射模態(tài)開展了零速引射試驗[17]和自由射流試驗[18]研究，結(jié)果表明在Ma<0.3時，隨著火箭室壓增加，進(jìn)氣道隔離段出口逐漸進(jìn)入壅塞狀態(tài)，當(dāng)Ma>0.8時，進(jìn)氣道隔離段出口均壅塞，火箭射流不能形成引射作用；進(jìn)氣道幾何參數(shù)(內(nèi)收縮比)對隔離段出口形成壅塞的馬赫數(shù)條件有影響。國內(nèi)研究人員對RBCC的引射模態(tài)開展了數(shù)值模擬和直連式試驗研究[19]，考察了不同來流馬赫數(shù)下(0.4～2.2Ma)火箭流量對RBCC性能的影響，發(fā)現(xiàn)Ma<0.8時，隨著馬赫數(shù)增加，二次空氣流流量緩慢增加，Ma>0.8時，引射流量迅速增加，這種趨勢在火箭流量較小時表現(xiàn)得更明顯。有研究通過直連式試驗研究了來流馬赫數(shù)對二次空氣流量的影響，即通過改變來流總壓模擬不同的馬赫數(shù)條件，結(jié)果表明Ma<1.5時，二次流流量隨馬赫數(shù)增加增長緩慢，Ma>1.5時，二次流流量隨馬赫數(shù)增加迅速增大，說明1.5Ma是火箭引射作用主導(dǎo)和沖壓作用主導(dǎo)的拐點[20]。文獻(xiàn)[21]采用數(shù)值模擬方法研究了全流道構(gòu)型在0～3Ma范圍火箭流量對進(jìn)氣道流場及性能的影響，發(fā)現(xiàn)只有在低亞聲速區(qū)(0.5Ma左右)火箭引射增加了進(jìn)氣道捕獲流量；文獻(xiàn)[22]也研究了0～3Ma范圍的全流道RBCC的流場特征，將引射模態(tài)分為了5個階段，即抽吸、溢流、弓形激波、進(jìn)氣道不啟動及啟動階段，在0.7Ma左右由抽吸階段過渡到溢流階段，在Ma<0.2階段，火箭引射作用占主導(dǎo)。上述研究表明，在一定的馬赫數(shù)范圍，火箭射流才能發(fā)揮引射作用(增加進(jìn)氣道流量)，引射消失的馬赫數(shù)條件是亞聲速[18,21-22]，但不清楚如何判斷引射消失的馬赫數(shù)條件，同時也不清楚在有速度條件下進(jìn)氣道的捕獲流量與火箭射流引射作用之間的關(guān)系，從而造成RBCC總體設(shè)計、模態(tài)特征的認(rèn)識等方面的困難。目前還沒有文獻(xiàn)專門針對有速度條件和零速條件的引射過程的開展對比研究，也沒有給出速度條件對引射過程影響的氣動熱力學(xué)認(rèn)識。

基于此，為了探究速度條件對RBCC引射過程的影響，本文采用數(shù)值模擬方法對RBCC在亞聲速范圍的引射特性開展了研究，初步獲得了零速條件和有速度條件引射過程等效的方法，為有速度條件的引射流量評估以及試驗來流條件配置提供了便利，也為判斷RBCC構(gòu)型引射消失的馬赫數(shù)條件提供了思路。由于火箭引射消失的馬赫數(shù)為亞聲速，所以本文只研究了亞聲速速域范圍。為聚焦分析速度對引射特性的影響，暫未考慮下游燃燒對引射過程的影響。

1 研究對象及研究方法

1.1 流道構(gòu)型

為簡化研究問題，基于簡化的矩形支板式RBCC構(gòu)型開展研究，包括進(jìn)氣道、隔離段、中心支板和混合室，流道構(gòu)型及尺寸如圖1(a)所示，其中進(jìn)氣道不針對特定的飛行任務(wù)，構(gòu)型進(jìn)行了簡化，唇罩壁面為等直平板，喉道位于入口截面，喉道下游的流道保持1°擴(kuò)張直至混合室入口截面，這段流道即為隔離段；引射火箭采用二維錐形噴管，置于中心支板中，支板下游為等面積混合室。流道主要特征截面包括進(jìn)氣道入口截面(截面0)、進(jìn)氣道喉道截面(截面1)、混合室入口截面(截面2)、混合室出口截面(截面3)。

計算發(fā)現(xiàn)在零速及低速(Ma≤0.2)，在火箭射流的抽吸作用下，進(jìn)氣道入口的氣流折轉(zhuǎn)角大，易發(fā)生分離，為避免氣流分離減少喉道的有效流通面積，進(jìn)而影響二次流流量，采用雙側(cè)對稱的進(jìn)氣道[見圖1(b)]；在0.2Ma以上條件，均采用單級壓縮面的進(jìn)氣道[見圖1(c)]。

圖1 RBCC全流道構(gòu)型

1.2 計算方法及網(wǎng)格

通過商業(yè)軟件FLUENT開展數(shù)值仿真，選用基于隱式格式的解算器，采用SSTk-ω湍流模型，對流通項為Roe-FDS格式，計算精度為2階，考慮物性隨溫度的變化，比熱容通過溫度多項式、黏度通過Sutherland公式進(jìn)行確定，為獲得一、二次流的摻混過程，使用組分輸運(yùn)模型，研究不考慮下游燃燒釋熱，未激活化學(xué)反應(yīng)模型。文獻(xiàn)[23]給出了二維支板式RBCC構(gòu)型的引射試驗結(jié)果，與本文的研究問題十分相似，根據(jù)文獻(xiàn)[23]工況6的結(jié)果對數(shù)值計算方法進(jìn)行了驗證，結(jié)果表明數(shù)值模擬得到的壓力分布與文獻(xiàn)的試驗結(jié)果較為吻合(見圖2)。

圖2 計算和試驗的壁面壓力分布比較

計算域使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，壁面起始網(wǎng)格點的第一層網(wǎng)格間距為2×10-3mm，使得壁面y+<5，總網(wǎng)格數(shù)在1.4×105左右。再分別沿x方向和y方向進(jìn)行網(wǎng)格加密。圖3是不同網(wǎng)格下的壁面壓力曲線，其中x-1.5表示沿x方向加密1.5倍，y-1.5表示沿y方向加密1.5倍。可以看出除細(xì)微差別外，曲線幾乎重合，說明網(wǎng)格具有無關(guān)性。

圖3 不同網(wǎng)格密度下的壁面壓力分布

本文研究的問題與驗證算例相似，所以也采用與驗證算例相似的網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格量約為2.0×105，計算域邊界條件及網(wǎng)格分布如圖4所示。

圖4 邊界條件設(shè)置及網(wǎng)格

圖4中，火箭射流入口設(shè)定為質(zhì)量入口邊界條件，設(shè)置射流組分(見表1)，氣流流量以及總溫等參數(shù)(見表2)；模型壁面采用無滑移絕熱壁面邊界條件；圓形計算域邊界采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件，給定來流馬赫數(shù)及靜壓、靜溫等參數(shù)，零速時則設(shè)為壓力入口條件，給定來流總溫、總壓和靜壓(等于總壓)等參數(shù)。

表1 火箭射流組分及其質(zhì)量分?jǐn)?shù)

表2 火箭噴管入口氣流參數(shù)

2 引射流場特性

2.1 零速條件

Ma=0時，給定遠(yuǎn)場邊界氣流總壓101.325 kPa，靜壓101.325 kPa，總溫291.3 K。圖5是來流靜止?fàn)顟B(tài)的流動結(jié)構(gòu)隨火箭射流流量(也稱一次流流量，m1)增加的演化，圖中紅線為聲速線。當(dāng)火箭射流流量較小時[見圖5(a)]，混合室內(nèi)主要是亞聲速流動，出口截面也是亞聲速，火箭噴管內(nèi)出現(xiàn)分離；m1增加至1.159 kg/s時[見圖5(b)]，火箭噴管內(nèi)的分離區(qū)消失。當(dāng)火箭射流流量進(jìn)一步增加至1.544 kg/s時[見圖5(c)]，流道出口開始出現(xiàn)超聲速區(qū)，并隨火箭射流流量進(jìn)一步增加，出口截面的超聲速區(qū)逐漸增大，同時混合室內(nèi)超聲速區(qū)也在增大。當(dāng)m1≥2.059 kg/s時[見圖5(d)]，從火箭噴管開始的超聲速區(qū)一直保持到了混合室出口，混合室內(nèi)超聲速流動占主導(dǎo)，混合室出口上游有超聲速流動覆蓋整個流道的截面(邊界層除外)，特別是m1=2.960 kg/s，超聲速區(qū)覆蓋了混合室內(nèi)的絕大部分區(qū)域[見圖5(e)]。

上述隨火箭射流流量增加的演化過程可分為兩個階段：當(dāng)m1<2.059 kg/s時，混合室出口上游的所有截面都存在亞聲速流動，因此下游反壓可對上游產(chǎn)生影響，從而影響二次流流量，稱為反壓影響階段；當(dāng)m1≥2.059 kg/s時，混合室內(nèi)的超聲速流動占主導(dǎo)，混合室出口上游有超聲速流動覆蓋整個流道的截面(邊界層除外)，即使降低反壓也不能增加二次流流量，即極限工況[13]，此時引射系統(tǒng)參數(shù)(一、二次流參數(shù)，流道參數(shù))決定了被引射的空氣流量(二次流流量)，稱為自維持階段[24]。

上述流動演化與Fabri[14-15]的描述是一致的，其中圖5(a)、圖5(b)是主流分離的混合工況，圖5(c)是混合工況，圖5(d)、圖5(e)是超聲速工況，沒有觀察到飽和超聲速工況。

圖5 不同火箭流量下的馬赫數(shù)云圖(Ma=0)

圖6是CO組分摩爾分?jǐn)?shù)分布的等值線云圖，圖中紫色為聲速線?？梢钥闯?，引射氣流(火箭射流)和被引射氣流(二次流)一相接觸，就開始進(jìn)行摻混。對于超聲速工況，數(shù)值計算結(jié)果與Fabri的模型[14-15]描述存在較為明顯的差異：亞聲速流不是在引射氣流的最大膨脹截面(即桶形激波節(jié)的最大徑向截面)，而是在混合室下游逐漸加速至聲速，之間經(jīng)歷了較長的一段摻混距離，如此聲速截面后的氣流是兩股氣流的摻混物[參考圖6(d)、圖6(e)]。

圖6 不同火箭流量下的CO的摩爾分?jǐn)?shù)云圖(Ma=0)

Fabri[14-15]在對超聲速工況構(gòu)建數(shù)學(xué)模型時采用了“等壓面”假設(shè)，即兩股氣流在摻混之前，在流道內(nèi)的某個位置截面獲得相同的靜壓(稱為等壓面)，在該截面上游，兩股氣流的參數(shù)(組分、總溫和總壓等)均不發(fā)生變化，在獨自的流管內(nèi)均是等熵流動，顯然上述流動與這樣的假設(shè)存在很大的偏差。

2.2 亞聲速條件

在亞聲速條件，氣流總溫、總壓與零速條件相同，不同速度條件下的來流參數(shù)如表3所示。

表3 遠(yuǎn)場氣流參數(shù)

圖7～圖10分別是Ma=0.2、0.4、0.6、0.8條件隨火箭射流流量增加的馬赫數(shù)云圖，紅色線為聲速線。可以看出，不同馬赫數(shù)條件的流場演化規(guī)律與Ma=0相似，隨火箭射流流量增加，均存在兩個階段，即反壓影響階段和自維持階段；與零速條件相比，隨著來流馬赫數(shù)增加，環(huán)境壓力降低，流道出口截面[見圖1(a)截面3]在更小的火箭射流流量形成超聲速區(qū)，對于Ma=0.2，出現(xiàn)超聲速區(qū)的m1=1.544 kg/s[見圖7(c)]，對于Ma=0.4、0.6，出現(xiàn)超聲速區(qū)的m1=1.159 kg/s，但Ma=0.6的超聲速區(qū)明顯大于Ma=0.4[對比圖8(c)和圖9(c)]，對于Ma=0.8，出現(xiàn)超聲速區(qū)的m1=1.159 kg/s[見圖10(c)]。

圖7 Ma=0.2不同火箭流量下的馬赫數(shù)云圖

圖8 Ma=0.4不同火箭流量下的馬赫數(shù)云圖

圖9 Ma=0.6不同火箭流量下的馬赫數(shù)云圖

圖10 Ma=0.8不同火箭流量下的馬赫數(shù)云圖

對于相同的一次流流量，如果處于反壓影響階段，由于出口截面的反壓不同，出口截面上游流場受反壓影響，不同速度條件的內(nèi)流場存在差異，來流馬赫數(shù)越低(反壓越高)，內(nèi)流道內(nèi)的馬赫數(shù)也越低；當(dāng)處于自維持階段時，不同速度條件的內(nèi)流場則十分相似。

在所研究的火箭射流流量范圍(離散點)，圖11是不同馬赫數(shù)下處于反壓影響階段的最大火箭射流流量和自維持階段的最小火箭射流流量隨馬赫數(shù)的變化，從反壓影響階段過渡到自維持階段的臨界火箭射流流量應(yīng)介于兩者之間；Ma=0和Ma=0.2，Ma=0.4和Ma=0.6處于反壓影響階段的最大火箭射流流量和自維持階段的最小火箭射流流量雖然相同，但從流場來看，同樣處于反壓影響階段時(m1=1.544 kg/s)，在Ma=0.2的出口截面超聲速區(qū)比Ma=0大[對比圖5(c)、圖7(d)]，同樣在Ma=0.6的出口截面超聲速區(qū)比Ma=0.4大[m1=1.159 kg/s，對比圖8(c)和圖9(c)]，因此Ma=0.2的臨界火箭射流流量應(yīng)小于Ma=0，Ma=0.6的臨界火箭射流流量也應(yīng)小于Ma=0.4。

圖11 處于不同階段的火箭射流流量隨馬赫數(shù)變化

所以隨著馬赫數(shù)增加，從反壓影響階段過渡到自維持階段的臨界火箭射流流量逐漸降低，這種差異主要是由于環(huán)境壓力(出口截面壓力)隨馬赫數(shù)增加而降低。

3 二次流流量特性

對于第2節(jié)中的算例，提取不同馬赫數(shù)下的二次流流量(m2)及引射比(n=m2/m1)隨火箭射流流量的變化，如圖12(a)所示，圖中藍(lán)色圓圈標(biāo)記的是處于自維持階段的狀態(tài)。可以看出，當(dāng)m1≥2.059 kg/s時，在不同的馬赫數(shù)條件均處于自維持階段，相應(yīng)的二次流流量及引射比曲線幾乎重合，也就是此時的二次流流量與馬赫數(shù)無關(guān)。該結(jié)果初步說明，自維持階段的二次流流量與馬赫數(shù)條件無關(guān)(二次流總溫、總壓相同時)。圖12(b)是進(jìn)氣道喉道截面[圖1(a)截面1]的質(zhì)量平均壓力隨火箭射流流量的變化，壓力隨火箭射流流量的變化與二次流流量的變化趨勢是相反的，即截面壓力降低，二次流流量增加，在自維持階段，不同馬赫數(shù)條件的入口截面壓力也幾乎相同。

圖12 不同馬赫數(shù)下的氣流參數(shù)隨火箭流量變化

從圖12(a)、圖12(b)還可以看出，與火箭關(guān)閉時相比，Ma=0.2條件下，開啟火箭時，火箭射流的抽吸作用使進(jìn)氣道喉道截面的壓力降低，進(jìn)氣道的捕獲流量增加(射流產(chǎn)生正引射作用)，而Ma=0.4、0.6、0.8時，開啟火箭反而使喉道截面的壓力增加，進(jìn)氣道捕獲流量下降(射流產(chǎn)生負(fù)引射作用，不具有引射器功能)。隨著馬赫數(shù)增加，火箭關(guān)閉時的進(jìn)氣道捕獲流量逐漸增加，但如果射流開啟時的二次流流量具有“馬赫數(shù)無關(guān)性”(取決于二次流總溫、總壓，與馬赫數(shù)無關(guān))，相同射流條件下的二次流流量就是一定的，那么開啟火箭射流后二次流流量能否增加取決于系統(tǒng)參數(shù)(一、二次流參數(shù)與流道參數(shù))的匹配；當(dāng)火箭關(guān)閉時的進(jìn)氣道流量大于火箭開啟時系統(tǒng)參數(shù)匹配下能通過的進(jìn)氣道流量，則會引起二次流流量下降(負(fù)引射作用)，相反則可以增加進(jìn)氣道捕獲流量(正引射作用)，這為判斷給定來流條件火箭射流是否產(chǎn)生引射作用(或是引射作用消失的馬赫數(shù)條件)提供了思路。

如果開啟火箭反而使進(jìn)氣道捕獲流量下降的原因是由于系統(tǒng)參數(shù)不匹配導(dǎo)致射流產(chǎn)生了堵塞作用，那么火箭射流堵塞作用減小到一定閾值時則可增加進(jìn)氣道捕獲流量。在相同火箭射流流量條件下，射流噴管的膨脹比增加，則射流總壓增加(噴管出口的射流動量增加)，意味著射流的堵塞作用減小，就有可能使火箭射流產(chǎn)生引射作用增加進(jìn)氣道的捕獲流量。為驗證上述猜想，如圖13所示，保持火箭噴管出口高度不變(10.00 mm)，將噴管喉道高度減小至1.00 mm，噴管膨脹比(面積比)從3.5增加至10。

圖13 一次流噴管參數(shù)

圖14是噴管膨脹比增加至10后的二次流流量及引射比(Ma=0、0.4)隨火箭射流流量的變化，可以看出由于系統(tǒng)引射能力增加，火箭射流在Ma=0.4可以增加二次流流量(正引射作用)，與圖12相比，Ma=0的二次流流量也更大，說明二次流流量與系統(tǒng)參數(shù)的匹配相關(guān)。同樣，在自維持階段，Ma=0、0.4的二次流流量相同，即與馬赫數(shù)無關(guān)，當(dāng)處于反壓影響階段時，因環(huán)境壓力不同，二次流流量存在差異。

圖14 不同馬赫數(shù)下的二次流流量及引射比隨火箭流量變化(噴管膨脹比增加至10)

對于反壓影響階段，二次流流量取決于系統(tǒng)參數(shù)(一、二次流參數(shù)與流道參數(shù))和引射系統(tǒng)出口截面[(圖1(a)截面3)]下游的環(huán)境壓力(反壓條件)，隨著馬赫數(shù)增加，出口截面的反壓降低，二次流流量增加，如果使出口截面的反壓相同，可以推測二次流流量也是相同的。

為了驗證上述推測，對Ma=0、0.4反壓影響階段的工況開展分析，為了給定出口截面的反壓，對計算域進(jìn)行了更改，如圖15 所示，黑色標(biāo)記的壓力出口邊界的壓力與壓力遠(yuǎn)場氣流壓力相同，紅色標(biāo)記的壓力出口邊界則根據(jù)需要設(shè)置流道出口壓力(反壓)。

圖15 設(shè)定出口反壓計算域的網(wǎng)格及邊界條件設(shè)置

提取Ma=0.4出口截面的質(zhì)量平均壓力，將其設(shè)定為Ma=0條件的出口截面壓力，重新計算引射流場，相應(yīng)的二次流流量如表4所示，可以看出使Ma=0出口壓力與Ma=0.4相同時，二次流流量幾乎相同，該結(jié)果充分說明反壓影響階段，不同馬赫數(shù)下的流量差異是環(huán)境壓力(反壓)造成的，此時的二次流流量取決于系統(tǒng)參數(shù)和反壓。

表4 不同出口背壓的二次流流量

為進(jìn)一步說明自維持階段的二次流流量取決于系統(tǒng)參數(shù)，并且與系統(tǒng)參數(shù)匹配有關(guān)的二次流參數(shù)為總溫、總壓，與二次流馬赫數(shù)無關(guān)，補(bǔ)充計算了噴管膨脹比增加至10以后，不同火箭射流流量(2.059 kg/s和2.575 kg/s)和不同二次流總壓(0.8 atm和1 atm)參數(shù)下二次流流量隨馬赫數(shù)的變化，結(jié)果如圖16所示，其中偏差指有速度條件的二次流流量與零速條件的相對差值的絕對值，可以看出，當(dāng)二次流總溫、總壓以及火箭射流流量相同時，不同馬赫數(shù)下的二次流流量相同(最大誤差不超過1.5)，驗證了系統(tǒng)引射系統(tǒng)二次流參數(shù)“馬赫數(shù)無關(guān)”的特性。

圖16 不同馬赫數(shù)下的二次流量流量及相對差值

上述結(jié)果說明，對于反壓影響階段，二次流流量取決于系統(tǒng)參數(shù)和反壓；對于自維持階段，二次流流量只取決于系統(tǒng)參數(shù)，與系統(tǒng)參數(shù)相關(guān)的二次流參數(shù)具有“馬赫數(shù)無關(guān)性”，即取決于二次流總溫、總壓，與馬赫數(shù)無關(guān)。

因此有速度條件的引射過程可以等效為相同總溫、總壓條件的零速引射過程，由于引射系統(tǒng)出口截面靜壓會隨來流速度變化(環(huán)境壓力)，而出口截面壓力條件會在反壓影響階段產(chǎn)生作用，所以等效時應(yīng)保持出口截面壓力與來流靜壓一致；這樣將火箭射流參數(shù)、二次流總溫、總壓參數(shù)、出口截面背壓條件以及流道參數(shù)作為輸入條件則可以獲得有速度條件的二次流流量(零速條件引射分析方法已建立的前提下)。該結(jié)論意義還在于可指導(dǎo)亞聲速條件的引射試驗，如果來流的速度條件不滿足試驗需求，只需調(diào)配來流的總溫、總壓與期望來流條件一致，并維持引射系統(tǒng)出口截面的壓力與期望來流靜壓一致(若處于反壓影響階段)，那么該試驗過程與期望來流條件的試驗過程是等效的。

而要判斷給定來流速度條件火箭射流是否產(chǎn)生引射作用時，只需將火箭開啟時二次流流量與火箭關(guān)閉的進(jìn)氣道捕獲流量進(jìn)行比較。

4 結(jié)論

在亞聲速范圍，針對簡化的二維支板式RBCC構(gòu)型，保持相同的總溫、總壓條件，研究了不同來流速度條件的引射特性隨一次流流量變化，從引射流場及二次流流量隨射流流量變化兩方面進(jìn)行了對比分析，在本文研究條件下(流道構(gòu)型和馬赫數(shù)范圍)，主要得到以下結(jié)論。

1)從引射流場演化過程來看，有/無速度條件的引射流場均存在兩個階段，分別為反壓影響階段和自維持階段；當(dāng)處于反壓影響階段，由于環(huán)境壓力不同，不同速度條件的內(nèi)流場存在差異，相反處于自維持階段時，內(nèi)流場幾乎相同。

2)從二次流流量變化來看，當(dāng)處于反壓影響階段，不同馬赫數(shù)下的二次流流量存在差別，隨馬赫數(shù)增加，二次流流量增加，此時二次流流量取決于系統(tǒng)參數(shù)和反壓；對于自維持階段，不同馬赫數(shù)下的二次流流量基本相同，二次流流量只取決于系統(tǒng)參數(shù)，與系統(tǒng)參數(shù)相關(guān)的二次流參數(shù)為二次流總溫、總壓，與馬赫數(shù)無關(guān)。

3)有速度條件的引射過程可以等效為相同總溫、總壓條件的零速引射過程，根據(jù)火箭射流參數(shù)、二次流總溫、總壓參數(shù)、引射器出口背壓條件以及流道參數(shù)，即可獲得有速度條件的二次流流量；根據(jù)火箭開啟時二次流流量與火箭關(guān)閉的流量的大小關(guān)系，即可判斷給定來流速度條件火箭射流能否產(chǎn)生引射作用。