中心支板鈍化對RBCC進氣道性能的影響

武樂樂，何國強，秦　飛，石　磊，張正澤

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安　710072)

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中心支板鈍化對RBCC進氣道性能的影響

武樂樂，何國強，秦飛，石磊，張正澤

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安710072)

為了研究RBCC發動機內置中心支板鈍化對進氣道性能的影響，針對一變幾何側壓式進氣道進行了中心支板不同鈍化半徑下的三維數值模擬。獲得了鈍化半徑對進氣道典型工況下性能、支板抗燒蝕能力和起動特性的影響規律。數值結果表明，壓升和阻力隨支板鈍化半徑的增大而增大，出口馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大而減小，且來流馬赫數越高，變化幅度越大；出口流場均勻度隨鈍化半徑基本不變。鈍化半徑增大，進氣道起動馬赫數增加，中心支板抗燒蝕能力增強。

進氣道；RBCC發動機；鈍化；數值模擬

0　引言

火箭基組合循環(RBCC)[1-2]發動機將火箭發動機和吸氣式發動機有機結合在一個流道中，有效利用火箭發動機高推重比和沖壓發動機高比沖的優勢，大大拓寬了飛行器的高度-速度包線。Strutjet[3]是典型的RBCC發動機之一，火箭中置是其主要特點，中心支板的作用尤為突出。支板作為進氣道的一部分，可實現對來流進一步壓縮，減小前體扭轉角度，進而降低發動機阻力[4]，同時也有利于摻混和組織燃燒，進氣道/燃燒室隔離。

在初步設計時，氣動問題導致設計者將飛行器前緣、進氣道唇緣和支板前緣設計得非常尖銳。從防熱和工藝角度考慮，各類前緣必須鈍化設計。從飛行器設計和氣動力/熱性能評估需求出發，國內外對壓縮楔/錐前緣鈍化和唇緣鈍化影響的研究已有很多。國外Lewis和 Travis等對乘波體前緣鈍化進行了試驗[5]和數值模擬研究[6]，獲得的升阻比和阻力系數與試驗結果吻合較好。結果顯示，氣動性能隨前緣鈍化變化較大。Volf Borovoy[7]針對側壓進氣道，研究了前體前緣、側板前緣和唇緣鈍化對進氣道性能和參數分布的影響。國內周中平[8]針對不同飛行器前緣鈍化半徑下的高超聲速二元進氣道，進行了二維數值模擬，分析研究了鈍化及鈍化半徑對高超聲速進氣道流動特征的影響。夏強等[9]研究了唇緣鈍化半徑對超聲速混壓式進氣道穩定工作范圍和工作于最大超臨界狀態時進氣道總壓恢復系數的影響。王金光等[10]研究了來流馬赫數為6時前緣非對稱鈍化對進氣道性能的影響。進氣道鈍化研究主要集中于飛行器前緣和進氣道唇緣，而對RBCC進氣道中心支板前緣的鈍化研究少有涉及。

本文設計了一工作馬赫數區間為1.5～7的RBCC變幾何中心支板式側壓進氣道，將中心支板移至隔離段內，降低進氣道低馬赫阻力的同時，減弱肩部分離，針對該進氣道，開展了中心支板鈍化半徑對進氣道性能影響的研究。

1　數值模擬方法

1.1物理模型和鈍化方法

本文研究對象為三維側壓中心支板式RBCC進氣道，圖1為進氣道結構示意圖。該進氣道設計參數為捕獲面積0.04 m2；設計馬赫數6.0；流量3.2 kg/s；起動馬赫數低于2.5。入口寬高比為1.23，主支板占空比為0.3，總收縮比為6.35，頂壓方向收縮比為4.28，側向收縮比為1.48。為了減小進氣道長度，中心支板半頂角較大，取為5.7°。該進氣道為滿足寬工作范圍適用性要求，采用了前后移動唇口的變幾何方式。構型I工作范圍為Ma=1.5～2.8，唇口在位置1處；構型Ⅱ工作范圍為Ma=2.8～3.5，唇口前移至位置2處；構型Ⅲ工作范圍為Ma=3.5～7，唇口繼續前移至位置3處。喉部寬高比為3.57，主要是為了兼顧低馬赫數起動性能，隔離段寬高比越大，起動性能越好。為了提高進氣道流量系數，唇口形狀如圖1俯視圖所示，呈“V”型，主要原因是中心對稱面處頂側壓激波干擾較弱，靠近側板處，頂側壓激波干擾較強，通過將一部分壓差溢流窗擋住，來提高進氣道流量系數。

圖1　進氣道結構示意圖

采用Takashima等[11]提出的作內切圓的鈍化方法，如圖2(a)所示，保證進氣道的物理喉道面積不變。鈍化前后隔離段面積變化規律如圖2(b)所示，整個隔離段橫截面積設計為近似等截面。其中，B表示進氣道寬度，H表示喉道高度，θ1表示中心主支板半楔角，θ2表示隔離段單邊擴張角，x表示距中心支板尖端的距離。

1.2計算模型和數值模擬方法驗證

采用商用軟件FLUENT中的有限體積方法，對進氣道內外流場開展數值模擬研究。數值計算采用基于密度的隱式求解器，對流項選用Roe格式，湍流模型選用RNGk-ε模型，近壁區采用標準壁面函數法處理。計算中，使用理想氣體模型，比熱采用FLUENT自帶的分段多項式計算模型，粘性計算采用Sutherland粘性模型。在不考慮側滑角的情況下，進氣道的幾何形狀和流動狀態具有對稱性。因此，選取進氣道的1/2作為計算區域。計算中，采用了壓力遠場、對稱面、壓力出口和無滑移絕熱壁面邊界條件，邊界條件設置如圖3所示。肩部開有吸除槽，通過切換該處邊界條件為壁面或壓力出口，實現吸除槽的開閉。鈍化支板處采用C型網格，不同鈍化半徑下網格數量在77.3×104～79.5×104變化，靠近壁面處網格進行加密，第一層網格距離壁面0.1 mm。

(a)鈍化方法

(b)隔離段面積變化規律

以文獻[12-13]中α1×α2=7°×11°模型(圖4)在來流馬赫數為3.95時的實驗數據作為對象，對本文采用的數值方法進行校驗。圖5給出了壁面測壓點處壓強的實驗測量結果和數值模擬結果。從圖5可看出，沿通道底面中心線，本文的數值模擬結果與實驗結果吻合很好，只是在通道后部出現較大誤差。分析其原因，可能是通道后部激波/激波、激波/附面層的相互干擾給數值模擬帶來一定的誤差，但本文數值方法能捕捉到流場壓力變化的基本趨勢，整體上優于Knight的計算結果。

圖3　邊界條件設置及支板處網格劃分

圖4　α1×α2=7°×11°的模型結構[12]

圖5　模型下壁面中心線靜壓分布

2　計算結果分析

采用上文提到的鈍化方法，針對該變幾何進氣道，進行了中心支板前緣鈍化半徑為2、5、10 mm的數值模擬計算。從典型工況下性能、起動特性和中心支板抗燒蝕能力，研究鈍化半徑對進氣道性能的影響規律。

2.1典型工況下鈍化半徑影響

選取了馬赫數3、4、5、6、7開展了數值模擬計算，圖6為典型點下進氣道性能參數隨來流馬赫數和鈍化半徑的變化規律。

從圖6 (a)可看出，進氣道壓升隨鈍化半徑的增大而增大，且來流馬赫數越高，增大幅度越大。來流馬赫數為3，鈍化半徑10 mm時，壓升僅增加了8.77%，而相同鈍化半徑下，來流馬赫數為7時，壓升增加了47.4%。從圖6 (b)可看出，進氣道出口馬赫數隨來流馬赫數的增大而增大，隨鈍化半徑的增大而減小，且來流馬赫數越大，減小的幅度越大。鈍化半徑為10 mm，來流馬赫數為3時，出口馬赫數減小了0.08，來流馬赫數為6時，出口馬赫數減小了0.6。從圖6 (c)可看出，進氣道總壓恢復系數隨來流馬赫數的增大而減小，且來流馬赫數越大，減小幅度越大。來流馬赫數為7，鈍化半徑為10 mm時，總壓恢復系數僅為0.17。

(a)壓升

(b)出口馬赫數

(c)總壓恢復系數

此時，燃燒室入口總壓非常低。一般來說，進氣道總壓損失1%，推力大致損失1.25%，燃料消耗率提高0.3%～0.5%[14]。所以，主支板前緣應在熱防護可接受范圍內，選取較小的鈍化半徑，避免支板前緣弓形激波太強，造成太大的總壓損失，降低發動機性能。

寬范圍工作進氣道設計難點在于高低馬赫數下進氣道對來流壓縮程度需求不同，目前變幾何進氣道主要選取高馬赫數為設計點，低馬赫數時，通過溢流或增大喉部來實現流量匹配。選用合適的鈍化半徑，對高低馬赫數下進氣道壓縮程度的提升不同，從而可緩解同一收縮比下進氣道難以兼顧高低馬赫數不同壓縮程度需求的矛盾。進氣道初步設計時，可選取較小的收縮比，采取一定的鈍化半徑，提高高馬赫的壓縮性，同時減小了低馬赫阻力。在鈍化方案中，R=2 mm和R=5 mm時，Ma=6進氣道總壓恢復系數在0.36以上；Ma=7進氣道總壓恢復系數在0.23以上。總壓恢復系數在燃燒室可接受范圍內，2種鈍化方案均可采用。

圖7為流場均勻度隨鈍化半徑和來流馬赫數的變化規律。流場均勻度Q計算式為Q=p/[π(λ)·σ]。其中，p、λ和σ均為出口質量流量平均值。隨來流馬赫數增加，進氣道出口參數分布越扭曲、變化范圍越來越大，Q的總體變化趨勢是不斷降低的。Q隨鈍化半徑的變化基本保持不變，主要原因是雖然支板前緣弓形激波隨鈍化半徑的增大而增強，但同時也使得隔離段內馬赫數降低，抵消了弓形激波后的熵層對流場均勻度造成的影響。

圖7　鈍化對流場均勻度的影響

2.2鈍化半徑對中心支板抗燒蝕能力影響

借鑒文獻[15]中數值計算過程對壁面溫度的處理方法，計算鈍化半徑對中心支板抗燒蝕能力影響時，初始時壁面條件選用絕熱壁面，計算到流場穩定。而后考慮到發動機內部許用溫度為1 400 K，計算時，將壁溫改為1 400 K，提取飛行馬赫數為7、飛行高度為35 km時，不同鈍化半徑下壁面換熱系數見圖8。壁面換熱系數h=q/(Tw-Tf)，其中q為單位面積熱流量，Tw為壁面溫度，Tf為流體溫度。縱坐標用鈍化半徑為2 mm時最大壁面換熱系數1 580 W/(m2·K)無量綱化。

可看出，隨著鈍化半徑的增大，最大壁面換熱系數減小。R=5 mm時，最大壁面換熱系數減小了5%；R=10 mm時，最大壁面換熱系數減小了17.2%；支板前緣處均為受熱最嚴重的地方。分析其原因，支板前緣距側壓板前緣距離較遠，該處流場比較均勻，不會出現橫向的側壓反射激波和弓形激波的相互干擾。

圖8　支板前緣壁面換熱系數

假設選取中心支板材料如表1所示，取初始時刻溫度為300 K，許用壁溫為1 400 K，進行傳熱計算。圖9給出了最終時刻不同鈍化半徑下支板溫度分布。

表1　材料性能參數

R=2 mm時，3.6 s支板前緣即達到了許用溫度，R=5 mm時，許用工作時間增加到8.1 s，R=10 mm時，許用工作時間增加到15.8 s。說明從熱防護的角度考慮，支板前緣鈍化半徑應盡可能大，但鈍化半徑過大，會導致進氣道性能的嚴重惡化。

具體鈍化半徑應從發動機工作時間要求來考慮，但鈍化半徑不宜超過5 mm，針對工作時間較長的發動機，應考慮主動熱防護。圖10給出了支板前緣溫升曲線。初始時刻，溫度上升速率較快，隨著時間的推移，溫度變化逐漸趨于平緩。

2.3鈍化半徑對進氣道起動性能影響

針對構型I研究了中心支板鈍化半徑對進氣道起動性能的影響，支板沒有鈍化時，進氣道自起動馬赫數為2.0，鈍化半徑為2、5、10 mm，對應的進氣道自起動馬赫數分別為2.0、2.2、2.6。

(a)R=2 mm，t=3.6 s

(b)R=5 mm，t=8.1 s

(c)R=10 mm，t=15.8 s

圖10　中心支板前緣溫升曲線

隔離段半高處馬赫數等值線如圖11所示。第2道頂壓激波與側壓激波相互干擾，激波彎曲。唇口形狀呈“V”型，使得內壓段出現了“X”型激波的相交和反射，隨著鈍化半徑的增大，“X”型激波和支板弓形激波干擾越嚴重，弓形激波引起的逆壓梯度沿側壁亞聲速附面層前傳，造成分離。來流馬赫數為2.0，中心支板無鈍化和鈍化半徑為2 mm時，整個隔離段通道為超聲速流動，進氣道起動。隨著鈍化半徑繼續增大至5 mm時，隔離段內流動阻塞，出現了亞聲速流動，進氣道不起動，直至來流馬赫數增加至2.2時，隔離段通道出現明顯的斜激波反射結構，主流保持為超聲速流動，進氣道起動。通過對比Ma=2.0時，R=5 mm和R=10 mm的馬赫數等值線可發現，盡管進氣道都處于不起動狀態，但流場結構完全不同，R=5 mm時，亞聲速流動出現在支板后的隔離段內，R=10 mm時，支板前端出現了亞聲速流動，主要原因是鈍化半徑越大，弓形激波強度越大，其與跗面層的相互干擾導致氣動喉道的前移，直到來流馬赫數增加至2.6時，此進氣道起動，主流區保持為超聲速流動。

(a)無鈍化

(b)R=2 mm

(c)R=5 mm

(d)R=10 mm

3　結論

(1)進氣道壓升和阻力均隨鈍化半徑的增大而增大，出口馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大而減小。同一鈍化半徑下，來流馬赫數越高，進氣道壓升增加的幅度越大，總壓損失也越大。采取合適的鈍化半徑，對高低馬赫數下進氣道壓縮程度的提升不同，從而可緩解同一收縮比下進氣道難以兼顧高低馬赫數不同壓縮程度需求的矛盾。

(2)隨來流馬赫數增加，進氣道出口參數分布越扭曲、變化范圍越來越大，流場均勻度Q的總體變化趨勢是不斷降低的，隨鈍化半徑的變化基本保持不變。

(3)隨鈍化半徑增大，支板前緣壁面換熱系數減小，抗燒蝕能力增加，發動機許用工作時間變長。

(4)鈍化半徑越大，進氣道起動馬赫數越高，支板前緣分離越嚴重。

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(編輯：崔賢彬)

Influence of blunted central strut on performance of RBCC inlet

WU Le-le,HE Guo-qiang,QIN Fei,SHI Lei,ZHANG Zheng-ze

(Science and Technology on Combustion,Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory, Northwestern Polytechnical University，Xi'an710072，China)

In order to investigate the influence of blunted central strut on the performance of RBCC inlet,numerical simulation was carried out based on a variable-geometry sidewall compression inlet.The influence of different blunt radius of central strut on the performance parameters was studied. The results show that,with the blunt ratio increasing,pressure ratio and drag coefficient increase, the Mach number at the exit of the inlet and pressure recovery decrease.The higher free stream Mach number, the greater the change.Bluntness radius has little influence on the uniformity of the flow field at the exit of the inlet. Along with the increase of bluntness radius,the starting Mach number increases and central strut erosion capacity enhances.

inlet;RBCC engine;bluntness;numerical simulation

2015-06-24；

2015-08-04。

武樂樂(1992—)，女，碩士生，研究方向為航空宇航推進理論與工程。E-mail：wulele@mail.nwpu.edu.cn

V211.48

A

1006-2793(2016)05-0606-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.05.002