挡板对四模块可调进气道特性的影响

李永洲，张蒙正，路媛媛，南向军

（西安航天动力研究所，陕西西安710100）

挡板对四模块可调进气道特性的影响

李永洲，张蒙正，路媛媛，南向军

（西安航天动力研究所，陕西西安710100）

针对RBCC发动机Ma=2.5～7.0宽范围工作要求，设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道，并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响。数值计算结果表明：进气道整个工作范围内总体性能较优，特别是流量捕获能力。带挡板时进气道流场基本保持了二维特征，不带挡板时两侧具有明显的三维特征，压缩效率降低，流量系数显著下降。带挡板时进气道左/右模块性能基本相等，不带挡板时左/右模块差别明显，与右模块相比，左模块基本保持了二维流动特征，压缩效率明显更高。

RBCC；高超声速进气道；宽马赫数；变几何进气道

0　引言

火箭基组合循环（Rocket Based Combined Cycle，RBCC） 发动机［1-6］是将火箭发动机和吸气式发动机有机地组合在一起，具有高推重比和高比冲的优势。相对TBCC和ATR等其它组合推进系统，RBCC具有更宽的飞行空域、速域以及多种工作模态，寻求适应这种工作要求的进气道设计方案是其关键技术之一。

对工作在Ma=4.0～7.0的双模态冲压发动机，由于高低马赫数时的性能协调相对容易实现，因而普遍采用结构简单的定几何方案［7］。但是，随着工作范围的拓宽，定几何进气道难以满足宽范围的性能要求。鉴于变几何进气道在宽马赫数范围内的性能优势，一些典型高超声速飞行器均使用了变几何结构，如X-43A采用了转动唇口形式［8］，法国的LEA斜向平移整个唇口板［9］。对于工作范围更宽的RBCC发动机进气道，美国Aerojet公司提出的Sturtjet发动机是通过转动整个顶板来调节喉道的面积来适应宽范围工作［10］。日本JAXA的RBCC发动机采用顶板上下平移方案［11］。由于结构强度、地面试验能力和飞行试验代价等限制，当前主要研究单模块进气道。为了防止其超声速侧向溢流以保持来流的二维特性，一般均带有侧向溢流挡板［9，11-13］。但是，考虑到与飞行器前体一体化设计，挡板会对热防护和飞行器的侧滑特性等产生不利影响，此时十分关心有/无挡板时进气道的特性，对多模块进气道更是如此，这时还需关注各模块之间的差别。因此，本文针对矩形流道RBCC发动机，在Ma=2.5～7.0范围内，研究了挡板对四模块部分顶板转动二元变几何进气道的总体性能和流场结构的影响，并对其左/右模块特性进行比较。

1　四模块二元变几何进气道设计

本文设计变几何进气道时，将其分为两段工作：高马赫数段Ma=4.0-7.0和低马赫数段Ma= 2.5～4.0。在这两段工作范围内，尽可能保持型面固定。基准构型设计中，考虑到高马赫数时进气道处于冲压模态，设计马赫数取6.0。为了使Ma=4.0～7.0范围内进气道具有较高的流量系数，采用来流马赫数由高到低，外压激波依次封口的设计方法。图1给出了设计的基准进气道，第一级压缩角取6°，第二级压缩角取5°，第三级取6°来减小内压段长度，唇罩内型面后段是一段6°的上凸圆弧以弥散反射激波，优化喉部流场结构。此时，进气道基准构型的总收缩比Rct=6.6，内收缩比Rci=2.07，等直隔离段长度为7倍的喉道高度。

图1　变几何进气道基准构型Fig.1　Reference aerodynamic configuration of variable geometry inlet

在低马赫数段（Ma=2.5～4.0），一方面进气道的压缩量需求减小，另一方面需要减小内收缩比来保证自起动能力。在基准构型的基础上，顺时针转动第三级以后的顶板可以增大喉道面积从而减小了总收缩比和内收缩比，可以满足上述要求。本文将顶板沿第三级转折点A转动3.7°（见图2），此时第三级压缩角降为2.3°，Rct降为3.5，Rci降为1.41。根据出口设计要求，此时需要沿D点将喉道后的型面转为水平。

图2　低马赫数段进气道变几何方案示意图Fig.2　Schematic of variable geometry inlet during low Mach number

基于以上二维构型设计四模块进气道的三维构型（见图3），各模块之间的隔板采用前掠构型，隔板的前缘线参考基准构型Ma=4.0时的反射激波线，内压段两块侧板也采用这种前掠构型。为了防止超声速侧向溢流，需要在外压段两侧加两块挡板，挡板的前缘线取Ma=5.0时的第一道入射激波线，后缘线与侧板前缘线平行。该挡板与侧板之间有一定的纵向距离，可以进一步排除顶板附面层分离包辅助起动。为了排除挡板上的附面层，挡板与侧板横向也存在一定间距，一般大于挡板尾缘处最大附面层厚度。对单个模块而言，Ma=4.0～7.0时的基准构型喉道宽高比为3.30，Ma=2.5～4.0时的构型喉道宽高比为1.86。此外，考虑到进气道与飞行器前体的一体化设计，也需研究无挡板（nosidewall）时进气道的性能和流场结构，并与有挡板 （sidewall）时进行对比。

图3　四模块进气道的三维气动构型（带挡板）Fig.3　Three-dimensional aerodynamic configuration of inlet with four modules（with sidewall）

2　数值计算方法

采用Fluent软件进行数值计算，通量差分采用AUSM格式，湍流模型为Re-Normalization Group（RNG）k-ε模型，流动方程、k方程、ε方程均选择二阶迎风格式离散，近壁采用非平衡壁面函数法。由于模型和流动的对称性，取一半模型进行计算，加密壁面附近的网格。采用Sutherland公式计算分子粘性系数，壁面取绝热无滑移和固体边界条件，采用压力远场和压力出口边界条件。各残差指标至少下降3个数量级并且流量沿程守恒时认为数值模拟结果收敛。采用ICEM进行网格划分并加密，网格量在220万。文献 ［14］对该数值计算方法进行了试验校验，表明其可以较好模拟高超声速进气道复杂流场结构。按照ΔMa/ΔH=1/2（1/km） 给定来流条件，其中来流Ma=6.0时，高度H=24 km。

3　四模块进气道计算结果分析

3.1有/无挡板时进气道的性能与流场特征

图4给出了有/无挡板时进气道出口截面总体性能参数（质量加权平均）随来流马赫数的变化曲线，可以看出，总压恢复系数（σe）和增压比（pe/p0） 在Ma=5.0～7.0变化梯度更大，流量系数（φ）增加梯度不断减小。在转级点Ma=4.0时，除了流量系数，其它参数发生阶跃变化，增压比和出口马赫数（Mae）变化比较明显。相对带挡板进气道，不带挡板时由于侧向溢流比较严重，增压比下降明显，而且总压恢复系数也不断降低，设计点Ma=6.0时，不带挡板时增压比和总压恢复系数分别下降了11.7%和5.7%；二者流量系数差别较大，Ma=6.0和3.0时分别下降了10.0%和12.5%。出口马赫数随着来流马赫数增加，差别越来越小。但是，在整个工作范围内，有/无挡板时进气道性能都较优，尤其是流量系数。带挡板的进气道Ma=2.5时流量系数高达0.56，设计点Ma=6.0的增压比和总压恢复系数分别为26.5，0.574。

图4　有/无挡板时进气道出口性能参数随来流马赫数的变化曲线Fig.4　Performance parameters versus incoming flow Mach number at exit of inlet with or without sidewall

由图5可以看出：带挡板时进气道的外压段波系结构基本保持了二维流动特征，高马赫数时挡板附面层影响其附近的顶板激波；无挡板时进气道绝大部分保持了二维特征，由于两侧溢流的原因，造成激波在两侧出现明显的三维流动特征且沿流向趋势加剧。

图6给出了Ma=6.0时典型位置的纵切面流场，左侧截面（L）紧靠对称面，右侧截面（R）紧靠最右侧侧板，展向距离Δz均为0.25 mm。从对称面到最右侧，L截面外压段的激波系基本保持了二维流场特点，第一道激波封口，但是R截面的激波有明显不同：带挡板时，由于挡板附面层的作用导致外压段激波被抬起，第一道激波角变大并影响到了第二道和第三道激波结构；不带挡板时，最外侧的溢流导致第一道激波波角变小。

图5　Ma=6.0时进气道对称面和沿程横截面马赫数分布Fig.5　Mach number distribution of symmetrical plane and each cross section of inlet as Ma=6.0

图6　Ma=6.0时进气道不同纵截面的马赫数分布Fig.6　Mach number distribution at different longitudinal sections of inlet as Ma=6.0

3.2进气道左/右模块的性能与流场特征

图3给出了四模块进气道的气动构型，该模型左右对称，对称面是中间的隔板。选取一半模型进行研究，靠近对称面一侧为左模块（inletL），远离一侧为右模块（inletR）。图7可以看出，带挡板时进气道左/右模块出口性能基本相等。不带挡板时进气道左/右模块性能存在明显差别，尤其是流量系数随着马赫数的增加差距不断增大，Ma=6.0时，相对右模块，左模块的增压比增大13.3%的同时总压恢复系数增大了7.5%，流量系数也增大了14.3%。相对带挡板时的左/右模块，不带挡板时右模块的溢流造成左模块的流量系数不断降低。以上说明，挡板对左/右模块的性能影响明显。

图7　不同来流马赫数时左/右模块出口性能参数变化Fig.7　Performance parameters of left and right modules at outlet plane when incoming flow Mach number is different

图8给出典型马赫数时进气道出口截面的马赫数分布。带挡板时左/右模块很好地保持了二维特征，出口马赫数分布基本对称，均匀性良好。不带挡板时，左模块基本保持了二维特性，右模块出口左侧形成了一个明显的角涡。

图8　Ma=3.0时出口截面的马赫数分布Fig.8　Mach number distribution in outlet cross-section as Ma=3.0

分析上述现象形成原因，图9给出了Ma=3.0时进气道壁面极限流线，带挡板的进气道流动保持了二维特征，外压段溢流从挡板、挡板和侧板之间流出。无挡板时，外压段上越往后溢流越严重，低马赫数时更加明显，而且进入右模块内压段的气流开始向左偏折，在隔板处汇聚形成了出口左侧的角涡（图8）。

图9　Ma=3.0时进气道壁面极限流线Fig.9 Limit streamlines of inlet wall surface as Ma=3.0

4　结论

在Ma=2.5～7.0范围，数值研究了挡板对设计的四模块二元变几何进气道性能和流场结构的影响，得出以下结论：

1） 采用激波依次封口设计概念的部分顶板可调进气道，在整个工作范围内具有高的流量捕获能力和较优的总体性能。带挡板的进气道Ma= 2.5时流量系数高达0.56，设计点Ma=6.0时出口增压比和总压恢复系数分别为26.5和0.574。

2）带挡板时进气道外压段的激波系基本保持了二维特征，不带挡板时两侧出现明显的三维特征，此时压缩效率降低，流量系数下降明显。在设计点，相对带挡板进气道，不带挡板时流量系数和出口总压恢复系数分别下降了10.0%和5.7%。

3）带挡板时进气道左/右模块性能基本相等，不带挡板时进气道左/右模块差别明显。设计点时，相对右模块，左模块出口增压比增大13.3%的同时总压恢复系数增大了7.5%。

4）带挡板时左/右模块基本保持了二维特征，出口均匀性良好。不带挡板时，右模块出口左侧存在明显的涡流区。

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（编辑：王建喜）

Effect of sidewall on characteristics of a variable-geometry inlet with four modules

LI Yongzhou，ZHANG Mengzheng，LU Yuanyuan，NAN Xiangjun
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

A two-dimensional RBCC variable-geometry inlet with four modules was designed for the RBCC engine with a wide Mach number range from 2.5 to 7.0，which is of rotating top wall.The influence of sidewall on the general performance and flow field of inlet is researched in this paper.The numerical calculation results show that the general performance of variable-geometry inlet is better in its entire operating range，especially for its flow capture ability.The flow field of inlet with sidewall keeps the 2D characteristics.Without sidewall，the both sides of inlet have obviously three-dimensional characteristics，the compression efficiencydecreases and the flow coefficient reduces significantly.The performance of left and right modules is nearly equal when the sidewall is mounted on the inlet，but there is obvious difference while the sidewall is missing，in comparison with the right module，the left module keeps 2D flow characteristics and its compression efficiencyis significantlyhigher.

RBCC；hypersonic inlet；wide Mach number range；variable geometry inlet

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0047-06

2015-07-09；

2015-09-25

李永洲（1984—），男，博士，研究领域为高超声速组合推进技术