刘晓伟，石　磊，刘佩进，何国强

(西北工业大学 航天学院，西安　710072)



RBCC发动机引射模态进气道特性研究

刘晓伟，石磊，刘佩进，何国强

(西北工业大学 航天学院，西安710072)

为了研究RBCC发动机引射模态的进气道特性，基于二元混压式进气道，建立了二维RBCC发动机流道构型。利用数值模拟获得不同来流马赫数和主火箭流量时发动机的流场结构和进气道性能。研究发现，不同来流马赫数时，发动机流动特征和进气道特性差异较大，可划分为几个典型区间。只有在低亚声速区间，火箭引射才可影响发动机的进气道性能。来流马赫数和进气道喉道面积是影响RBCC发动机引射模态进气道性能的主要因素，发动机设计时，应尽可能增大进气道的喉道面积。

RBCC发动机；引射模态；进气道；数值模拟

0　引言

进气道是RBCC发动机的一个重要部件。与其他超声速冲压进气道不同，RBCC进气道会在亚声速、跨声速和低超声速来流条件下工作。其中，很宽的马赫数区间内进气道不起动，且主火箭出口射流(一次流)和进气道来流(二次流)之间存在强烈的相互作用。这些构成了RBCC发动机的特殊之处，有必要对其开展专门研究。国内针对引射模态主火箭一次流与进气道二次流之间的相互影响，开展了大量研究[1-4]。文献[1]开展了丰富的地面零马赫引射试验；文献[2-3]开展了详细的引射模态数值模拟研究；文献[4]在国内首次对直联式试验对应的进气道来流马赫数进行了换算处理。

本文在上述研究的基础上，通过对发动机和外流一体化数值模拟，进一步深入研究了不同来流和火箭工况时引射模态发动机的进气特性。

1　引射模态一体化发动机构型

RBCC发动机工作马赫数范围宽，需采用变结构进气道，而在较窄的马赫数区间内，可采用定几何进气道方案开展研究[5-8]。

引射模态发动机来流马赫数区间一般为0～3[9]，在这一特定的窄马赫数区间内，本文采用文献[10]的设计方法，获得了一典型的定几何二元进气道。在此基础上，开展全流场一体化RBCC引射模态的研究。进气道为混压式，设计马赫数为3.0，起动马赫数为2.2，两级外压缩角分别为6.0°、9.0°，内压段内侧壁面采用圆弧过渡，外侧壁面为直线加圆弧，直线段的压缩角为7.0°，等直喉道段，主火箭位于喉道段内侧，出口与进气道喉道出口平齐(图1)。

主火箭出口气流可显著提高进气道的抗反压能力[4]，主火箭和进气道喉道出口气流(反应物)在燃烧前需要一定的混合距离。所以，进气道扩张段也是主火箭和进气道喉道出口气流的混合段，本文称为混合扩张段。由于反应物燃烧与混合过程密不可分，且混合扩张段和燃烧室结构相似，使得两段无明显分界，适合整体研究。进气道扩张段、反应物混合段和燃烧室在结构和功能上有机结合，提高了推进系统的集成度，减小了RBCC发动机尺寸和质量。

燃烧室构型参照文献[1,4]的研究成果，采用和混合扩张段相同的3°纯扩张构型。由于混合扩张段和燃烧室无明显分界，在下文提及时，将两者作为一个整体称为燃烧室。进气道出口就是喉道段出口。

图1　2D RBCC 发动机构型

2　数值模拟方法

本文流场数值计算利用有限体积法离散二维非定常雷诺平均N-S方程，对流项采用二阶迎风格式，粘性项采用中心差分格式，各方程联立耦合隐式求解。湍流模型采用了Menter的SSTk-ω模型，该模型将k-ε、k-ω模型进行调和，在固体壁面附近采用Wilcox的k-ω模型，在自由流和边界层流外边界采用标准的k-ε模型。因此，该模型对高雷诺数和低雷诺数同样适用，对混合流动、剪切流动尤其是边界层流动模拟效果较好。为了实现合理的一体化研究，计算区域包括了进气道入口及发动机出口外一定范围的流场。为了准确模拟边界层的分离流动，采用结构化网格，壁面和流动较复杂区域网格局部加密，计算网格如图2所示。所使用的边界条件包括压力远场、压力出口、无滑移绝热壁面、质量入口。非定常时间步长取10-6s，残差下降3个数量级，且不再变化，二次流流量稳定表示计算结果收敛。

由于激波与边界层流动异常复杂，是本文数值模拟研究中较难模拟准确的一个物理现象，有必要进一步校验本文数值模拟方法的可行性，尤其是SSTk-ω湍流模型对其模拟的准确度，本文对文献[11]中喉道长度为79.3 mm、△=0﹪的构型在Ma∞=2.5时的试验进行了数值模拟，结果如图3所示，SSTk-ω湍流模型能准确模拟激波和边界层干扰引起的气流分离和波系相交、反射组成的复杂流场结构，获得的壁面压力和试验结果吻合较好，可满足本文的研究需求。

图2　计算网格

(a) 进气道试验流场纹影图

(b) 数值模拟结果(超声速区马赫数云图)

(c) 上、下壁面压强对比

RBCC主火箭采用气态氧气和酒精质量相等的富燃主火箭[1]，通过热力计算获得主火箭燃烧产物主要组分(CO2：0.147 0；H2O：0.307 3；CO：0.514 5；H2：0.031 3)和温度(2 450.7 K)。本文数值模拟采用与容积反应有关的物质输运和有限速率/涡耗散化学反应模型，化学反应方程式包括：CO+0.5O2=CO2、H2+0.5O2=H2O。

3　数值模拟结果分析

本文对宽来流马赫数(Ma)时发动机内外流一体化流场进行了数值模拟后发现，不同来流马赫数、流动规律差异较大，导致进气道的特性也有很大差别，可将来流马赫数划分为4个区间：低亚声速区、高亚声速区、超声速进气道不起动区和进气道起动区，本文对每一区间的流动特性进行了分析。

图4和图5分别为进气道的流量特性和总压特性曲线。本文作了无量纲处理，两图中X坐标为主火箭流量m1与进气道捕获流量m之比r1，图4中Y坐标为进气道流量m2与进气道捕获流量之比r2，图5中Y坐标为进气道总压恢复系数σ。

图6和图7分别为进气道的压升比特性和出口马赫数特性曲线。

图4　进气道流量特性

图5　进气道总压特性

图6　进气道压升比特性

图7　进气道出口马赫数特性

3.1低亚声速区

此区间内，进气道的流量非单调变化(图4)。以Ma=0.2为例，当r1=0.0时，进气道无量纲流量r2由冲压作用产生，喉道出口为亚声速(图8)。

当r1<0.987 2 时，随着r1的增加，r2先减小、后增加。r2的减小可能是主火箭出口过膨胀产生的气流分离有关(图9)，r2最终的不断增加则是由于主火箭的引射作用，r2可增加到大于冲压单独作用(r1=0.0)时的流量。可见，引射作用可提高进气道的流量。

当r1>0.987 2后，r2不断减小，这是由于一次流挤压了二次流的流通面积(图8)。当这种作用增加到一定程度时(r1=1.776 9)，二次流通道出现声速面，声速面出现于燃烧室前部。此时，r2已经小于冲压单独作用时的流量。随着r1增加，声速面后移并变小，r2不断减小。以此趋势，当r1增加到一定值时，一次流将全部占据燃烧室流道，使得r2变为0。因此，过大的主火箭流量，反而会降低进气流量。

二次流通道出现声速面之前，发动机出口环境压力一直影响到进气道喉道段，当二次流通道出现超声速段后，这种影响被隔断。低亚声速区，进气道出口始终为亚声速，进气道始终没有达到最大流通能力。

图8　Ma=0.2，不同r1，亚声速区马赫数分布

在r1增加的过程中，进气道总压恢复系数σ始终大于1.0，且不断增加(图5)，这显然归因于主火箭的引射作用；进气道出口马赫数的变化趋势和二次流量相同(图6)；二次流量出现了2次减小过程，此时进气道的压升比增加，主要是气流的减速增压特性造成的，压升比在二次流量很大时逐渐减小，并趋于来流总压，是二次流量逐渐趋于零的结果(图7)。

图9　Ma=0.2、r1=0.197 4，主火箭出口附近亚声速区速度矢量

3.2高亚声速区

Ma=0.5时，随着r1的增加，r2起伏变化(图4)，原因和Ma=0.2时相同。二次流量始终没有超过冲压单独作用时的流量。可见，主火箭已不可能提高进气道的流量，是这一区间的主要特征之一。本文以Ma=0.8为例，对这一区间的流场特征进行分析。

Ma=0.8时，随着r1的增加，r2不断减小。当r1=0.0时，r2由进气道冲压作用产生，喉道出口附近产生声速面(图10)，进气道处于壅塞状态，已经达到最大流通能力。随着r1的增加，出口附近声速面消失(r1=0.049 4)，燃烧室二次流一侧全为亚声速。这是由于一次流挤压了二次流的流道面积，限制了燃烧室亚声速二次流在扩张通道中的增压，同时一次流对二次流的加热，使得二次流压力降低，两种作用使得二次流抵御出口环境压力的能力降低，环境压力一直影响到进气道喉道段，导致声速面消失，流量减小。r1继续增加，以上两种作用越来越明显，r2进一步降低。当r1增加到一定程度时，二次流由于流通面积受到严重挤压，而在燃烧室上游产生声速面；此时，声速面面积较小，且随着r1继续增加不断减小，r2随r1增加继续减小的趋势已不可改变。

在r1增加的过程中，进气道总压恢复系数σ不断增加，从小于1.0增加到大于1.0(图5)，这也归因于主火箭的引射作用；进气道出口马赫数不断降低(图7)，这和二次流量的变化趋势基本相同，原因类似；进气道出口马赫数可能会出现稍大于1.0的情况，是因为主火箭高速射流影响了喉道段出口附近局部边界层结构，导致喉道段的最小流通位置前移，喉道段气动结构变为一个拉瓦尔喷管；进气道的压比不断上升(图6)，这和二次流量、流速及马赫数逐渐减小的总体变化趋势相符。

图10　Ma=0.8，不同r1，亚声速区马赫数分布

3.3超声速进气道不起动区

此区间内，随着r1增加，r2一直减小(图4)，这和高亚声速区间的规律相似，但流动机理不同。下文以Ma=1.5为例进行分析。

当r1=0.0时，不起动进气道前出现弓形正激波，气流以亚声速进入进气道内通道(图11)。喉道出口附近产生声速面，进气道壅塞，此时r1最大，且r2主要由弓形激波强度和进气道喉道面积决定，即r1仅与来流状态和进气道几何参数有关。由于冲压作用使的进气道出口气流具有较高的压力，进气道来流在燃烧室内为超声速，由环境反压产生的强斜激波及其与边界层干涉引起的流动分离现象，仅出现在发动机出口附近，即环境反压影响不到进气道流动。

图11　Ma=1.5，不同r1，亚声速区马赫数分布

在r1增加的开始阶段(如r1=0.052 6)，主火箭处于过膨胀状态，其出口气流还不能挤压进气道出口气流，进气道出口气流仍为超声速扩张加速状态，反压的影响仍被超声速气流隔开。所以，r2基本不变。进气道出口为声速，主火箭一次流对进气道流动不起作用。随着r1的继续增加(如r1=0.157 9)，主火箭转为欠膨胀状态，其出口气流开始挤压进气道二次流，进气道出口气流流通面积由扩张变为收缩，声速面后移变小，壅塞程度增加，使得弓形激波前移、变强、损失增加，r1开始减小。

在r1增加过程中，不同来流马赫数时，进气道总压恢复系数σ的变化趋势不同，但都小于1.0，且变化幅度不大(图5)，说明此区间的总压恢复系数主要由唇口外的弓形激波有关；进气道压升比、出口马赫数的基本变化趋势和二次流量的基本趋势相符(图6、图7)；进气道出口马赫数会出现稍大于1.0的情况，原因和高亚声速区间相同。

低超声速区间和高亚声速区间内，进气道很多特征是相似的。这是由于在2个区间内，进气道内压段和喉道段的流动均为高亚声速来流下的收缩管道流动。

3.4进气道起动区

此区间内，进气道起动后，随着r1的增加，开始阶段r2基本不变(图4)，当r1增加到某一值后，r2开始迅速减小。下文以Ma=3.0为例进行分析。

进气道起动后，其出口为速度和压力很高的超声速气流(图12)，发动机出口环境反压已经不能影响到进气道内的流动，主要是主火箭的状态对其产生影响，而当主火箭处于过膨胀状态时，其流动是无法影响到进气道内的超声速流的。随着r1增加，火箭出口变为欠膨胀状态(r1=0.473 8)，一次流开始挤压二次流的流通面积，到达一定程度后，喉道段出口附近出现强激波，并诱导边界层分离(r1=0.789 7)。当强激波和分离进入喉道段后(r1=1.053 0)，σ开始减小(图5)。随着r1的继续增加，激波和分离不断前移，σ迅速减小；此时，r2始终不变，只有当激波被主火箭一次流推出进气道内压段，在唇口外形成缢流后，r2才开始减小；此时，进气道已经不起动。

图12　Ma=3.0，不同r1，马赫数(<3.0)分布

在强激波和分离进入喉道段之前，进气道的压升比已开始增加(图6)，而进气道出口马赫数也已经开始减小(图7)，但变化速度均较小。这是由于喉道段出口局部受到主火箭出口高温富燃气体的影响，主要是局部化学反应。强激波和分离现象即为超声速内流中的激波串现象[12]，压力和马赫数沿流向不断上升。因此，当这种现象进入喉道段以后，进气道压升比的增加速度以及出口马赫数的减小速度明显加快。

4　结论

建立了用于引射模态一体化分析的二维RBCC发动机构型，利用数值模拟方法，研究了引射模态下的发动机进气道特性。可看出，进气道性能受来流冲压作用、主火箭一次流引射和挤压流道作用、主火箭羽流燃烧、发动机出口环境背压等多种因素的影响，特性复杂，表现出以下特征：

(1)发动机流场特征和进气特性随来流马赫数变化较大，可分成4个特征区间：低亚声速区、高亚声速区、超声速进气道不起动区和进气道起动区；

(2)只有当来流为较低亚声速时，主火箭的引射作用才能增加进气流量，而在大部分来流马赫数区间内，进气流量均主要和冲压作用有关；

(3)进气道流量和出口马赫数的变化趋势基本相同，而压升比与他们的变化趋势相反；

(4)当来流为亚声速和跨声速时，主火箭引射作用才可提高进气道的总压恢复系数；

(5)主火箭的过渡欠膨胀会严重降低发动机进气道性能；

(6)进气道流量是影响引射模态RBCC发动机性能的主要因素之一，来流马赫数和进气道喉道面积是其主要影响因素，喉道的限流作用非常明显。为了提高引射模态RBCC发动机的性能，需要尽可能增大进气道喉道面积。

[1]刘佩进. RBCC引射火箭模态性能与影响因素研究[D]. 西安: 西北工业大学研究生院, 2001.

[2]黄生洪. 火箭基组合循环(RBCC)引射模态燃烧流动研究[D]. 西安: 西北工业大学研究生院, 2002.

[3]王国辉. 火箭基组合循环(RBCC)引射模态工作过程研究[D]. 西安: 西北工业大学研究生院, 2001.

[4]李宇飞. RBCC引射/亚燃模态热力调节机理研究[D]. 西安: 西北工业大学, 2008.

[5]Bulman M, Siebenhaar A. The strutjet engine-exploding the myths surrounding high speed airbreathing propulsion[R]. AIAA 1995-2475.[6]Frate F C, Slater J W. Supersonic wind-tunnel tests of an axisymmetric-sector, 10°-spike inlet to a rocket-based combined-cycle propulsion system[C]//Proceedings of the JANNAF 26th Airbreathing Propulsion Subcommittee Meeting, Destin, FL, 2002.

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[10]刘晓伟, 何国强, 秦飞. 宽马赫数固冲二元进气道设计与研究[J]. 宇航学报, 2008, 29(5): 1577-1582.

[11]Reinartz B, Herrmann C D, Ballmann J, et al. Aerodynamic performance analysis of a hypersonic inlet isolator using computation and experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(5).

[12]Kazuyasu Matsuo. Shock train and pseudo-shock phenomena in supersonic internal flows[J]. Journal of Themral Science, 2003, 12(3): 204-208.

(编辑：崔贤彬)

Investigation of RBCC engine ejector mode inlet characteristics

LIU Xiao-wei, SHI Lei, LIU Pei-jin, HE Guo-qiang

(College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University, Xi'an710072, China)

In order to study RBCC engine ejector mode inlet characteristics, a 2D RBCC engine configuration was established based on a 2D mixed pressure inlet. Inlet performance and flow field of RBCC engine were obtained by numerical simulation, with different entrance Mach numbers and RBCC rocket fluxes. Results show that the flow field and the inlet character are different at four typical entrance Mach number intervals. The inlet character could be influenced by the RBCC rocket only during the low subsonic interval. The influence of inlet throat area on the inlet character is evident, and inlet throat area should be enlarged as far as possible during RBCC engine design.

RBCC engine；ejector mode；inlet；numerical simulation

2016-03-26；

2016-07-05。

刘晓伟(1982—)，男，博士，研究方向为吸气式组合循环推进系统。

V435

A

1006-2793(2016)05-0601-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.05.001