1 引言

火箭基组合循环(RBCC)发动机通过在吸气式冲压发动机流道内集成火箭发动机^{[1, 2]}，兼顾高推重比和高比冲的性能优点，同时具备有可重复使用、低成本及可靠性高等潜在优势，被视为最有可能应用于未来天地往返运输系统的推进系统之一。以RBCC发动机为推进系统的飞行器可以实现从地面零速起飞，在飞行过程中不断加速，工作马赫域包含亚声速阶段、跨声速阶段、超声速阶段及高超声速阶段；在空间上，RBCC发动机具备从海平面直至大气层外持续工作的能力。

随着研究工作不断深入，发现进气道工作性能的好坏对RBCC发动机的整体性能具有至关重要的影响。因此，RBCC发动机要求其进气道在宽速域，广空域的工作范围内能稳定、高效地工作，具体表现为要求进气道在较低的飞行马赫数下具有起动能力；在宽范围内的具有较高流量系数；且能在宽范围内具有良好的总压恢复和抗反压能力。此外，RBCC进气道还应具有较小的阻力系数，并能满足飞行器高度一体化的设计要求。现有研究结果表明，固定结构的进气道很难满足RBCC发动机在宽范围下的一系列性能要求^[3]。

由于固定的进气道构型难以实现宽范围工作的使用要求，为实现进气道在宽速域、广空域内均能正常、良好的工作，国内外学者提出了不同的变几何方案以改善进气道综合工作性能。常规的变几何方案包括轴对称方案的移动中心锥，如美国的SR-71方案^[4]，GTX方案^[5]日本的ATREX方案^[6]；以及二元方案的外罩平动/转动、前体压缩面转动和侧压板平动等，如法国的JARPHAR方案^[7]，PROMETHEE方案^[8]以及LEA方案^[9]；美国的Strutjet方案^[10]、ISTAR方案^[11]等；此外还应包括记忆金属驱动等特殊变几何方案^[12]。国内方面，南京航空航天大学的金志光、张堃元等提出了唇口平动、转动的变几何进气道方案^[13~14]，西北工业大学的刘晓伟则提出了内置副支板升降的侧压式进气道调节方案^[15]。

由于RBCC进气道在引射模态阶段要求有较强的流通能力，保证进气道较早起动；而在亚燃、超燃模态具有较优的压缩能力，能对捕获来流进行恰当的减速增压。其宽范围工作特点与截然不同的工作要求无疑会降低进气道在宽马赫数下的性能。为拓宽进气道工作边界、进一步提高进气道在宽马赫数下的工作性能，本文以兼顾引射、亚燃、超燃(马赫数0~8)的二元混压式进气道为基准构型，开展了喉道高度调节以及喉道高度-唇口位置组合调节的变几何RBCC进气道方案设计，并通过三维数值模拟和理论分析，研究了结构参数变化对进气道性能影响。

2 物理模型和计算方法 2.1 进气道构型

在兼顾进气道尺寸及性能的基础上，本文选取三波系混压式结构，完成了工作范围Ma_∞=0~8、隔离段内置中心支板的基准RBCC进气道设计^[16]，其结构尺寸如图 1所示。根据等激波强度理论选择顶压板的总压缩角以及各级压缩角并进行附面层修正，其分别为15°，4.5°，5 °和5.5°；选择唇缘结构角为6°，进气道设计点取为Ma_∞=6，外斜激波设计点下实现激波封口。进气道喉道高度为H_Throat，进气道宽度为2.1H_Throat，内压缩段采用R200圆弧过渡，进气道总收缩比为3.8。为满足飞行器一体化设计的要求，即避免由双侧扩张而引起额外的飞行器外阻，隔离段选择单侧扩张形式，两级扩张角分别为5.25°和0.56°，扩张比为1.3；隔离段内置占空比为0.2的火箭支板，支板前缘的顶角为9°，隔离段内有效流通域截面积呈微扩状态。此外，进气道肩部设置边界层吸除。

2.2 数值模拟方法

本文采用计算流体力学软件Fluent进行流场数值模拟，采用Fluent的前处理软件Gambit对进气道进行几何建模、网格划分和边界条件设定。为准确模拟边界层湍流，划分网格时在所有壁面处都局部加密，距壁面最近的第一层网格落入对数层内(30＜y⁺＜300) ^[15]。在计算区域中采用了压力远场、压力出口和无滑移绝热壁面等边界条件。考虑到几何结构沿流向左右对称，取1/2区域进行对称计算。数值计算采用基于密度的求解器，应用Roe-FDS矢通量分裂格式。湍流模型采用RNG κ-ε模型，近壁区采用标准壁面函数法处理。计算中使用理想气体模型；考虑到变比热和变粘性的影响，采用分段多项式拟合公式计算空气比热，选用SutherLand公式计算空气的粘性。

2.3 数值模拟校验

文献[17, 18]针对典型进气道构型，给出了一系列详细的超声速进气道内部压缩实验研究结果。本文仅选取喉道长度79.3mm，Δ=0%、Ma_∞=2.5的构型及状态，开展了相应数值模拟及校验工作。图 2为进气道构型和来流方向，图 3(a)为实验纹影照片，图 3(b)为数值模拟得到的马赫数等值线图。从计算结果上看，本文中所采用的数值模拟方法能较好的捕捉到进气道内的流动细节。

文献[19, 20]针对典型二元进气道构型，如图 4(a)所示，给出了一系列高超声速风洞实验研究结果。本文以该文献中进气道为例，选择吸除槽打开且未施加背压的工况，进行Ma_∞=7时的数值模拟及校验工作。图 4(b)为实验测量和CFD计算的进气道上、下壁面静压系数对比，从计算结果上看，本文中所采用的数值模拟方法能很好地反映出了激波后的压升及激波在隔离段内的反射情况。

3 方案设计与结果讨论

作为RBCC发动机的重要组成部件，进气道的本质作用是以可靠、可控的形式，以最少的气动损失在飞行器工作范围内提供所需的循环静温比^[21]。进气道的总收缩比和内收缩比均对自由流的压缩效果具有一定程度的影响，下文结合理论分析与数值模拟得到的各类数据进行说明。

3.1 火箭状态对进气道影响研究

相比于普通超燃冲压进气道或双模态进气道，RBCC进气道的工作状态会明显受到内置主火箭工作状态的影响，尤其是在来流马赫数较低的引射模态阶段。为研究主火箭工作状态对进气道影响规律，本文在不同自由流马赫数条件下，分别针对主火箭工作状态及飞行器飞行高度对进气道影响开展了研究。

图 5为在飞行高度H_∞=10km工况下，不同主火箭质量流率对进气道流量系数的影响。从图中可以看出，在低马赫数亚声速阶段(Ma_∞=0.2)，此时自由流冲压效果较弱，主火箭的引射作用起到主导地位。在主火箭质量流率较小时，火箭羽流剪切二次流空气带来的引射效果能有效提高进气道的捕获流量系数，相比于主火箭质量流率m=0kg/s的工况(下同)，在m=0.2kg/s和0.4kg/s的工况下，进气道捕获流量系数分别提高了72%和34%。而在主火箭质量流率较大时，火箭羽流形成的气动边界会挤压二次流空气流通面积，导致进气道捕获流量系数降低，在m=0.8kg/s和1.0kg/s的工况下，进气道捕获流量系数分别降低了20%和38%。

在高马赫数亚声速阶段(Ma_∞=0.8)，自由流的冲压效果逐渐增强，主火箭的引射作用已不再占主导地位。此时火箭羽流剪切二次流空气带来的引射效果很难提高进气道的捕获流量，而受火箭羽流形成的气动边界影响，二次流空气流通面积受到挤压，这导致进气道捕获流量系数降低。在m=0.2kg/s的工况下，受火箭羽流引射效果和挤压效果的双重影响，进气道的流量系数基本保持不变；而在m=0.4~1.0kg/s的工况下，进气道捕获流量系数分别降低了19%，34%，47%和57%。

在低马赫数超声速阶段(Ma_∞=1.5)，自由流的冲压效果继续增强，此时自由流的冲压效果已占到主导地位。此时主火箭的工作状态对进气道影响较小，进气道的流量系数变化不明显。

这说明，在引射模态阶段，内置主火箭工作会同时产生引射空气和挤压流道的双重作用，火箭羽流的挤压效果会严重抑制其引射效果，导致进气道流量系数降低。

表 1为主火箭质量流率m=1.0kg/s工况下，不同飞行高度对进气道性能参数的影响。从表中可以看出，在相同的主火箭质量流率和飞行马赫数下，飞行高度对进气道性能参数具有明显影响。这是由于相比于低动压工况，当飞行器在较高动压下工作时，由火箭羽流形成的气动边界对二次流空气流通面积的挤压效果会明显削弱，使得被捕获的自由流更容易进入燃烧室内，这能有效提高进气道的捕获流量系数，但同时会降低对被捕获自由流的压缩程度。

3.2 进气道喉道调节方案 3.2.1 变几何方案设计

根据热力学第一定律可知^[21]，在不同自由流马赫数下，存在最佳循环静温比，以保证发动机总效率最高。因此，在不同的模拟自由流马赫数下，本文通过调节喉道高度以改变进气道对自由流的压缩程度，满足在不同马赫数下发动机对被捕获来流的品质需要，使发动机处于较优的工作状态。喉道调节方案的作动形式为进气道内收缩段底板和喉道段底板的转动。随着自由流马赫数的爬升，需逐渐减小进气道喉道高度，此时内收缩段底板(Component_1)绕固定轴A顺时针转动，而喉道段底板(Component_2)配合内收缩段底板作动以保证喉道段平直。通过这种变几何形式可以保证在调节进气道喉道高度时，不会引起额外的空气溢流，同时能保证喉道段平直。图 6给出了进气道喉道高度调节示意图，表 2给出了在不同自由流马赫数下进气道的喉道高度，其中H_Throat为无调节时进气道的喉道高度。

3.2.2 变几何方案起动性研究

在偏离设计点的引射模态阶段、无反压的条件下，对进气道起动过程进行数值模拟，得到图 7所示的总压恢复系数曲线。该曲线反映出在进气道起动过程中，随着自由流马赫数的增加，进气道喉道处的总压恢复系数σ逐渐降低，并在Ma_∞=2.4处实现阶跃增加，随后继续保持逐渐降低的趋势。根据进气道起动原理，进气道可能在Ma_∞=2.4实现了自起动，这需要结合流场开展进一步分析。

图 8，9分别为自由流马赫数Ma_∞=2.3和Ma_∞=2.4时，进气道马赫数云图及隔离段内的马赫数分布曲线。考虑到二元进气道的起动过程是唇口外的弓形激波逐渐被吞入内收缩段，因此选取进气道纵向截面进行分析，以便观察进气道唇口外的弓形激波消失过程。此外，隔离段内的马赫数分布曲线为在不同截面处进行质量流率平均积分求得。

从图 8中可以看出，在自由流马赫数Ma_∞=2.3时，进气道唇口附近存在由弓形激波退化而成的附体激波，根据进气道起动原理可知，此时由进气道所捕获的自由流空气仍无法顺利进入燃烧室，所以需要通过弓形激波以实现流量平衡。受弓形激波的影响，进气道内收缩段入口附近存在较大尺寸的流动分离区并形成气动喉道，而由流动分离区产生的分离诱导激波与附体激波相交，使主流中的激波变成“λ”形激波。此外，根据隔离段内的马赫数分布曲线，可以发现进气道喉道处为亚声速流动状态，即喉道处为壅塞状态。这说明此时进气道处于不起动状态。

随着自由流马赫数的增长(Ma_∞=2.4)，如图 9所示，弓形激波被吞入内收缩段，进气道唇口处产生一道斜激波并诱发小范围流动分离区，分离区对进气道流动状态影响极小；同时在进气道隔离段内能观察到明显的激波-膨胀波干涉。此外，根据隔离段内的马赫数分布曲线，可以发现进气道喉道处为超声速流动状态，即喉道处为非壅塞状态。这说明此时进气道处于起动状态。

根据前文分析可知，在偏离设计点较远的工况下，进气道的物理喉道会限制捕获来流的流通能力，使被捕获的自由流无法顺利通过进气道喉道，这导致进气道需要通过产生弓形激波实现额外溢流以达到流量平衡。而弓形激波的出现无疑造成了额外的总压损失和其他气动损失，这会降低发动机的整体性能。此外，在进气道起动过程中，进气道总压恢复系数的阶跃式上升可认为是进气道起动的标志。

3.2.3 不同马赫数下变几何方案性能研究

图 10~13分别为在自由流马赫数Ma_∞=3~6、无反压的工况下，喉道调节方案的马赫数云图，选取进气道纵向截面进行分析，以便观察喉道高度调节对进气道流动状态的影响。从计算结果的马赫数云图上来看，在不同自由流马赫数下，变几何进气道的流场分布同时具备相似性和相异性。

流场分布的相似性表现在：在不同自由流马赫数下，变几何进气道均处于起动状态；由进气道唇口处产生的斜激波，在肩点处诱发小范围流动分离区并催生分离诱导激波，但分离区对进气道流动状态影响极小；在进气道唇口产生的斜激波与在进气道肩点处产生的膨胀波相交，形成激波-膨胀波的交互耦合波系结构；同时，在隔离段内能观测明显的激波串。

而流场分布的相异性表现在：在自由流马赫数Ma_∞=3时，进气道喉道高度不调节，此时隔离段内型面均匀过渡；而在自由流马赫数Ma_∞=4~6时，进气道喉道调节至不同高度，此时隔离段内存在后向台阶，后向台阶高度与喉道高度呈负相关，其可作为燃烧室的有效推力面；后向台阶处存在回流区，有助于燃料掺混及火焰稳定，回流区影响范围与后向台阶高度呈正相关；受后向台阶影响，台阶后产生较强的膨胀波；此外，需特别说明的是，在自由流马赫数Ma_∞=5~6时，进气道唇口激波及其反射激波在隔离段内多处位置形成小范围的流动分离区，分离区对进气道隔离段内的流动状态影响较微弱。

表 3给出了在自由流马赫数Ma_∞=2~6、无反压的工况下，喉道调节方案的性能参数，包括流量系数φ、总压恢复系数σ、循环静温比T/T_∞、截面马赫数Ma以及进气道阻力系数C_d。从表中可以看出，受边界层吸除效果的影响，进气道在设计点下的流量系数略低于1.0；而在偏离设计点的自由流马赫数下，受前体外斜激波逐渐偏离唇口影响，进气道流量系数明显下降，但仍能保持在相对较高的水平。此外，在自由流马赫数Ma_∞=2时，进气道仍处于未起动状态，进气道阻力系数偏高；而在自由流马赫数Ma_∞=3~6时，受喉道高度逐渐降低的影响，进气道阻力系数逐渐增加。

前文计算结果表明，喉道调节方案通过调节进气道喉道高度，可以在较宽马赫数范围内，在保证进气道顺利起动的前提下，为燃烧室提供较为合适的循环静温比和入口马赫数。同时在进气道隔离段内建立后向台阶并形成回流区，可以形成有效推力面并有助于燃料掺混和火焰稳定。这说明，喉道调节方案能在一定程度上满足RBCC发动机宽范围工作的使用要求。但同时需注意到，当进气道在非设计点下工作时，外斜激波偏离唇口会严重降低进气道的捕获流量系数，影响发动机的工作性能。此外，在偏离设计点较远的自由流马赫数下进气道处于不起动的工作状态，此时进气道具有较大的阻力系数。

3.3 进气道喉道-唇口调节方案 3.3.1 变几何方案设计

根据前文研究结果可以看出，在不同的自由流马赫数下，通过调节进气道喉道高度，可以改变进气道对自由流的压缩程度；但同时还应注意到，在偏离设计点的自由流马赫数下，前体斜激波偏离唇口并导致空气溢流。这一方面降低了发动机的捕获流量系数，另一方面会引起额外的溢流阻力。为进一步提高进气道在宽范围下的工作性能，本文在喉道高度调节的基础上，增加了进气道唇口(Component_3)位置调节，图 14给出了进气道唇口位置调节示意图，表 4给出了在不同自由流马赫数下进气道的唇口位置，其中，原点位置取为无调节时进气道唇口位置，“ -”表示进气道唇口沿来流方向移动后与原点位置的距离，“+”表示进气道唇口沿来流反方向移动后与原点位置的距离。

3.3.2 变几何方案起动性研究

图 15，16分别为自由流马赫数Ma_∞=1.5和Ma_∞=1.6时，进气道马赫数云图及隔离段内的马赫数分布曲线。

从图 15中可以看出，在自由流马赫数Ma_∞=1.5时，进气道前体压缩面中段存在弓形激波，其与外斜激波相干涉并形成斜激波-弓形激波的波系结构；弓形激波后呈亚声速流动状态，受肩点处膨胀波影响再度被加速至超声速；隔离段内处于超声速流动状态，且能观察到明显的激波串。但考虑到流场内存在弓形激波并导致额外的空气溢流，故认为此时进气道仍处于不起动状态。

在自由流马赫数Ma_∞=1.6时，随着冲压效果的增强，进气道前体压缩面中段处的弓形激波消失；隔离段内能观察到明显的激波串；全流场均处于超声速流动状态；此时进气道处于起动状态。这说明，通过移动进气道唇口位置，增加进气道在非设计点下的溢流窗面积，能有效地降低进气道起动马赫数。

3.3.3 不同马赫数下变几何方案性能研究

表 5给出了在自由流马赫数Ma_∞=2~6、无反压的工况下，喉道-唇口调节方案的性能参数。从表中可以看出，同喉道调节方案相比，在自由流马赫数Ma_∞=2时，唇口位置后移增加了进气道在非设计点下的溢流窗面积，导致进气道流量系数降低5.3%；但其能避免唇口处产生附体激波，使进气道总压恢复系数提高了2.2%，进气道阻力系数降低了13%，这均有助于使飞行器尽快通过性能较差的引射模态。

在自由流马赫数Ma_∞=3~5时，唇口位置前移减少了进气道在非设计点下的溢流窗面积，有效提高了进气道流量系数，使进气道在Ma_∞=3~5下的捕获流量系数分别提高了15.1%，40.3%和15.9%，这有助于降低进气道溢流阻力。此外，进气道的总压恢复系数和循环静温比均小幅上升，截面马赫数则略有降低，这些影响因素都有助于增强燃烧室燃烧效率和做功能力、提高发动机整体推力性能。此外还应注意到的是，进气道唇口移动距离与其对进气道性能的改善效果呈正相关，在自由流马赫数Ma_∞=4时进气道性能提升最明显。因此可认为，在具体方案实现时，可通过牺牲部分性能增益以降低方案实现性难度。

而在自由流马赫数Ma_∞=6时，由于唇口位置回归原点，此时进气道性能未发生改变。

对比分析喉道调节方案和喉道-唇口调节方案在宽马赫数范围内的计算结果可以发现，喉道调节方案能在一定程度上满足RBCC发动机宽范围工作的使用要求，但唇口位置-喉道高度协同调节方案通过改变进气道在非设计点下的溢流窗面积，即在进气道自起动前增加溢流窗面积以提高进气道起动能力，在进气道自起动后减少溢流窗面积以提高进气道捕获流量系数，能进一步提升进气道在宽马赫数范围内的性能，有助于提高发动机的总效率。

4 结论

本文针对兼顾引射模态、亚燃/超燃模态(马赫数0~8)的火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle)发动机，开展了RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究，研究结果表明：

(1) 喉道调节方案可在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时，能保证进气道在Ma_∞=2.4前实现自起动，满足模态过渡对进气道起动马赫数的约束。

(2) 受边界层吸除的影响，喉道调节方案在设计点下流量系数略小于1；而在非设计点下会由于外斜激波偏离唇口而使流量系数明显下降，但仍能保持较高的水平。

(3) 喉道-唇口调节方案在低马赫数阶段可通过增加溢流窗面积，有效降低进气道起动马赫数，使进气道在Ma_∞=1.6前实现自起动。在Ma_∞=2时进气道唇口后移导致其捕获流量系数降低5.3%；但其能避免唇口处产生附体激波，使进气道总压恢复系数提高了2.2%，进气道阻力系数降低了13%，这均有助于使飞行器尽快通过性能较差的引射模态。

(4) 喉道-唇口调节方案在高马赫数阶段能通过降低溢流窗面积，有效提高了非设计点下进气道流量系数，使进气道在Ma_∞=3~5下的捕获流量系数分别提高了15.1%，40.3%和15.9%，有助于降低进气道的溢流阻力。此外，进气道的总压恢复系数和循环静温比均小幅上升，截面马赫数则略有降低，这些影响因素都有助于增强燃烧室燃烧效率和做功能力，提高发动机整体推力性能。

(5) 进气道唇口移动距离与其对进气道性能的改善效果呈正相关，在具体方案实现时，可通过牺牲部分性能增益以降低方案实现性难度。