基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

段晰怀， 郑日恒,2,*， 李立翰,2

1. 北京动力机械研究所， 北京 100074 2. 北京动力机械研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 北京 100074

基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

段晰怀1， 郑日恒1,2,*， 李立翰1,2

1. 北京动力机械研究所， 北京 100074 2. 北京动力机械研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 北京 100074

为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能，采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究，得到了其速度特性和调节特性。结果表明，设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好，能够正常工作。在接力点处, 马赫数Ma=3.5，高度H=12 km，得到最大推力系数为0.649，此时比冲为13 801.2 N·s/kg；在巡航点处，Ma=5.0，H=21 km，发动机余气系数α=1.8时，得到推力系数为0.370，此时最大比冲为12 574.0 N·s/kg。研究认为，最大飞行马赫数为5～6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。

高超声速； 亚燃冲压发动机； 内流道； 可行性； 仿真计算

冲压发动机按照来流马赫数可以分为超声速冲压发动机和高超声速冲压发动机2类，二者之间以马赫数Ma=5.0为分界线。由于冲压发动机具有适合高速飞行和比冲较高的优点，超声速冲压发动机和高超声速冲压发动机的研究一直备受重视[1-2]。为提高突防能力，飞行器要能够快速加速到高马赫数，因此，要求冲压发动机能提供足够的推力使飞行器加速爬升；另外，在高空高速长航时飞行时，还要求冲压发动机应具有良好的经济性[3]。目前，一些国家已经发展了中等马赫数(Ma= 2.0～4.0)下的亚燃冲压发动机技术。当要求飞行器的飞行马赫数高于5.0，即达到高超声速[4-5]时，一般选择基于超燃的高超声速冲压发动机，而不采用基于亚燃的高超声速冲压发动机。自法国于1913年发明冲压发动机以来，国内外对基于亚燃的高超声速冲压发动机的研究工作开展得很少，相关研究也止步于马赫数4.5。一般来说，最高飞行马赫数5.0是国内外设计基于亚燃的高超声速冲压发动机与基于超燃的高超声速冲压发动机的拐点，即当最高飞行马赫数为5.0以下时，一般采用亚声速燃烧冲压发动机，而当最高飞行马赫数为5.0以上时，一般采用基于超燃的高超声速冲压发动机，如双模态冲压发动机、双燃烧室冲压发动机等。

截至目前，只有美国实现了采用冲压发动机使巡航马赫数达到5.0以上(Ma=5.1)的飞行，即X-51A飞行器，该飞行器采用的是基于超燃的高超声速冲压发动机。众所周知，在较高的高超声速(Ma> 6.0)条件下，固然需要采用基于超燃的高超声速冲压发动机；但是，在不高的高超声速(Ma=5.0～6.0)条件下，是否必须采用基于超燃的高超声速冲压发动机呢？

如果能够将基于亚燃的高超声速冲压发动机的飞行马赫数拓展到5.0以上，比如达到5.0～6.0范围内，则可从设计方法上实现对亚燃冲压发动机的继承。本文的研究目的是通过发动机流道计算来获得发动机的总体性能，并从总体性能分析的角度，给出采用基于亚燃的高超声速冲压发动机的飞行马赫数拓展到5.0～6.0是否具有可行性的判断。这对于发展巡航马赫数为5.0～6.0的高超声速飞行器具有重要意义。

结合发展整体式冲压发动机的需要，国内外开展了依靠进气突扩形成的回流区来稳定火焰并进行高强度燃烧的技术研究。Zetterstrom和Sjoblom[6]发现在靠近侧面突扩燃烧室的突扩截面处有一片振荡涡系, 呈现周期性旋涡脱落。Stull等[7]通过水模试验发现旁侧双进气道突扩燃烧室头部存在振荡涡系, 在进口下游形成向前旋进的螺旋涡对。Alard[8]发明了用以控制侧边突扩燃烧室振荡燃烧的燃油调节系统，认为进气口下游的回流区是不稳定的，而头部旋涡则非常稳定。北京动力机械研究所在侧面突扩燃烧室地面联管试验中，通过分流方案解决了燃烧振荡的问题[9]。文献[10]和文献[11]研究了旁侧进气的冲压发动机突扩燃烧室的燃烧性能，指出经过优化的燃烧室燃烧效率可达0.98。

20世纪80年代，法国Laruelle[12]研究了Ma=6.0、高度H=30 km条件下亚燃冲压发动机的进气布局，并通过模型的风洞试验，得到了高马赫数下亚燃冲压发动机的性能。

本文首先对基于亚燃的高超声速冲压发动机的内流通道匹配设计方法进行介绍，给出相应的计算结果，并在此基础上展开分析；然后，采用数值模拟计算出发动机的内流场，并从数值模拟结果中获取发动机性能；最后，在现有的分析方法和工程应用的基础上，对基于亚燃的高超声速冲压发动机展开设计。研究结果认为，在不高的高超声速(Ma=5.0～6.0)条件下，采用基于亚燃的高超声速冲压发动机是可行的。由此说明，在不高的高超声速(Ma=5.0～6.0)条件下，可以不采用技术上更加复杂且尚不成熟的基于超燃的高超声速冲压发动机，而是采用相对简单且成熟的基于亚燃的高超声速冲压发动机技术，以提高亚燃冲压发动机的最大工作马赫数上限。因此，从应用角度上来说，提供一种技术上相对简单且相对成熟、而成本又相对较低的一种吸气式高超声速推进方式不失为一种合理的选择。

1 内流通道计算方法

进气道、燃烧室和尾喷管是高超声速亚燃冲压发动机的主要部件，这些部件的设计将受到发动机总体性能要求的限制，同时它们之间又彼此匹配关联、相互制约。冲压发动机的内流通道匹配设计是指在发动机的设计状态下，以飞行器总体指标为基本要求，以流量守恒方程为基本约束，对发动机的部件结构与内流通道截面尺寸进行设计和计算，最终得到冲压发动机总体方案的过程。内流通道的匹配设计，结合了总体设计、部件设计、前后匹配设计以及性能计算等工作，是一个不断迭代的过程，计算流程如图1所示。

图1 内流道匹配计算流程图Fig.1 Flow flat of internal flowpath matching computation

首先，通过对飞行器总体性能和需求进行分析，并根据国内外的型号研制经验，对亚燃冲压发动机提出总体设计指标，包括工作范围，接力点、封口点、巡航点工况，以及比冲和推力系数要求等；然后，确定构成冲压发动机的进气道、燃烧室和尾喷管的基本类型；为保证接力点发动机有较大推力使飞行器爬升，以接力点为设计状态，由前到后计算冲压发动机进气道、燃烧室和尾喷管的关键截面尺寸；在截面尺寸计算过程中，可计算得到发动机设计状态下的截面参数和部件的部分性能；最后，给出发动机的结构尺寸方案。

内流通道匹配设计的关键是进气道喉部和尾喷管喉道流量的匹配。在一定的高度和马赫数条件下，进入和通过发动机的空气流量及其燃烧效率决定了发动机的推力大小，而通过发动机的空气流量又受到进气道捕获面积、进气道喉部流通能力和尾喷管喉道流通能力的影响。因此，内流通道的匹配设计直接影响到发动机的总体性能。

1.1 内流道

在分析了亚燃冲压发动机工作原理的基础上，参考国内外已有型号经验，针对高马赫数亚燃冲压发动机的工作状态提出的主要技术指标为：工作范围Ma=3.5～5.5，H=12～25 km；封口马赫数为4.5；接力点Ma=3.5，H=12 km；巡航点Ma=5.0，H=21 km；推力系数范围为0.30～0.60。相应的5个典型状态点分别为：Ma=3.5，H=12 km；Ma=4.0，H=14.5 km；Ma=4.5，H=17 km；Ma=5.0，H=21 km；Ma=5.5，H=24 km。

图2为高超声速亚燃冲压发动机的结构示意图，该发动机包括进气道、燃烧室和尾喷管3个部件。图中：截面符号“cr”表示进气道喉道截面；“tn”表示尾喷管喉道截面。

图2 高超声速亚燃冲压发动机结构示意图Fig.2 Schematic illustration of hypersonic subsonic combustion ramjet configuration

进气道的功能是为冲压发动机提供合适流量的空气，并通过对进气道形式的选择和进气道入口型面的设计，使迎面高速气流通过速度冲压，以提高气流压强和降低气流速度，使空气在流出进气道时适于组织燃烧。燃烧室是发动机完成工热循环的重要部件，其功能是使燃料与减速增压后的来流空气进行混合和燃烧，最大限度地将燃料中的化学能转化为高温燃气的热能，以提高气流的做功能力。尾喷管内可使高温燃气加速至超声速，增加向后喷出的气流动能，为飞行器提供推力。

本文研究采用的是四旁侧进气倒置混压式二元进气道、突扩燃烧室和拉瓦尔喷管。发动机内流通道的关键截面包括进气道入口截面、进气道喉道截面、进气道等直段截面、进气道转弯段和出口截面，燃烧室入口和出口截面，以及尾喷管喉道截面和出口截面。

由于燃烧室的突扩结构，预混油气会在燃烧室的突扩处产生涡旋，使气流速度降低、压力升高。涡的产生虽然会造成一定的气动损失，但却利于燃烧的稳定和燃烧室流场的发展，从而提高燃烧效率。燃烧的主要区域在燃烧室内，但尾喷管内也会燃烧释热，而且在进气道亚声速段时喷油雾化，所以油气在进气道末端可能已经开始燃烧。因此，可将燃烧室、尾喷管和进气道末端等直段作为一个整体来建立部件模型，并对其流场和性能展开研究。

根据总体要求，冲压发动机的工作范围是Ma=3.5～5.5，H=12～25 km。为了使冲压发动机在转级接力时有足够大的推力推动飞行器爬升，本文以Ma=3.5，H=12 km为设计点进行冲压发动机的结构设计。在此设计点状态下，根据发动机的各截面流量守恒、速度及推力系数要求，将各个截面的相对面积匹配起来，可得到冲压发动机内流通道的截面尺寸，并为后续的发动机性能计算提供输入参数。

1.2 进气道特征截面

进气道压缩段包括外部楔板压缩和内部流道型面压缩。其中，外压缩段采用三楔板方案，内压缩段采用型面压缩。

冲压发动机进气道楔板角度优化及内外压缩匹配设计的基本原理如下：

1) 对于二维系统，最大的总压恢复系数是在多斜激波为等强度的条件下得到的，即混压进气道外压部分的每道斜激波的法向马赫数彼此相等。

2) 对于外压缩段，不断改变总楔角即可使进气道的内外压缩权重发生改变。因此，在计算机数值计算过程中，可输入一个斜坡信号作为外压部分楔板选配计算的初值，通过反复计算进气道的临界总压恢复系数，即可得到其最大值。

定义进气道临界状态的结尾正激波前截面为Acri，正激波前马赫数为Macri，正激波后截面为Acrj，正激波后马赫数为Macrj，则临界状态的结尾正激波总压恢复系数为

(1)

式中：k为比热比。总的总压恢复系数为

(2)

式中：σ1为第1道斜激波的总压恢复系数，且有

(3)

式中：Ma1为进气道入口截面的马赫数；β1为第1道激波的激波角。

若第1道楔板的角度初值为θ1，则根据来流马赫数和斜激波前后的马赫数关系，可计算出进气道的唇口马赫数。同时，在进气道喉道面积确定的条件下，能够计算出进气道临界时的结尾正激波前马赫数。假设在进气道唇口处形成一道正激波，波后亚声速气流经过进气道内压缩段加速，在喉道处变成声速，即Ma= 1。那么，建立进气道唇口正激波后的截面到进气道喉道截面的流量守恒方程，可得

ptcq(λc)Ac=ptcrq(λcr)Acr

(4)

式中：Ac为进气道唇口面积；Acr为进气喉道面积；q(·)为流量函数；ptc为进气道唇口总压；ptcr为进气道喉道总压；λc为进气道唇口速度系数；λcr为进气道喉道速度系数。

假设内压缩段的总压恢复系数为1，则可计算出喉道面积以及进气道的结尾正激波前马赫数；再根据式(1)～式(3)可计算出进气道的临界总压恢复系数；通过不断改变第一道楔板角度，即可得到临界总压恢复系数的最大值。

在封口马赫数下，超声速气流通过楔板压缩形成3道斜激波，这3道斜激波相交于进气道唇口处，如图3所示。图中：A1为进气道捕获面积；θ2为第2道楔板转角；β2为第2道激波的激波角；l1、l2和l3分别为第1道、第2道及第3道楔板尖到进气道入口的水平距离。在楔板转角和激波角已知的情况下，由简单的三角形几何关系即可求得3个楔板沿发动机轴向的相对长度和有效进口截面的相对面积，从而可确定进气道压缩段的各个几何尺寸。

图3 设计马赫数下进气道外压缩段的几何关系Fig.3 Geometric relationship of external compress part of inlet at design Mach number

图4 流量系数的计算几何关系Fig.4 Calculation geometric relationship of flow coefficients

图4为进气道流量系数的计算几何关系示意图(本方案采用三楔板四波系进气道)。图中：hi(i=1，2，…，n-1)为进入进气道的流管内第i道斜激波的尾端高度；Li为第i道楔板的水平长度；θi为第i道楔板的转角；βi为第i道斜激波的激波角；lθi为进入进气道的流管内第i道斜激波的水平长度；hθi为计算发动机进气道流量系数过程中用到的几何变量。由楔板、激波和流管的几何关系可得

h1=ψ1ψ2(εh4-δ)-(S1+ψ1S2)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

由式(5)～式(9)可计算得出h1，于是流量系数为

(10)

将进气道出口气流速度设为已知条件，则根据进气道喉道到出口的流量守恒即可求出出口面积。

1.3 燃烧室和尾喷管特征截面

为了便于结构设计和组织燃烧，燃烧室呈等直圆筒形。气流经过进气道出口截面进入燃烧室，根据经验设定主燃区截面3的速度，在设计点状况下，建立截面2到截面3的流量守恒方程为

pt2q(λ2)A2=pt3q(λ3)A3

(11)

式中：A2为进气道出口面积；A3为燃烧室横截面积；pt2为进气道出口总压；pt3为燃烧室入口横截面处总压；λ2为进气道出口速度系数；λ3为燃烧室入口横截面处速度系数；且

(12)

式中：σ2-3为进气道出口截面到燃烧室前部横截面的总压恢复系数，其与冷阻系数ξ和截面2的流动速度有关，可通过式(13)求解得到。

(13)

初步设计时，冷阻系数取值为ξ=2，通过计算后可得到燃烧室的横截面积。燃烧室的综合系数M可由余气系数、理论空气量、燃料热值和燃烧效率计算得出。

根据式(14)可计算得到截面4的冲量函数Z(λ4)，从而计算出具流量函数q(λ4)。

(14)

式中：Z(λ3) 为截面3的冲量函数。

在此基础上，通过式(15)可计算得到发动机喉道的相对面积。

Atn=q(λ4)/σnc

(15)

式中：σnc为尾喷管收敛段总压恢复系数，一般取为0.97～0.98。

经上述分析和计算后，发动机处于设计点状态，进气道喉道和尾喷管喉道均为临界状态，内流通道前后匹配，并得到了各个关键截面尺寸。

综上可知，在通过设计出的截面尺寸来计算发动机性能时，若满足总体性能要求，则输出计算结果；若不满足总体性能要求，则给定新的进气道入口面积并重新展开计算。如此反复迭代，直到总体性能满足技术指标为止。

2 结果与分析

2.1 内流通道结果

当第一楔板角增大时，进气道的总压恢复系数将先增大后减小。因此，当第一道楔板取到某一定值时，进气道的总压恢复系数会达到最大。通过计算比较后得出，当三楔板角度分别取10.86°、13.54°和17.20°时，进气道的接力点临界总压恢复系数取得最大值0.758。此时，前方马赫数为3.5的气流通过3道斜激波压缩后，速度下降，马赫数变为1.54。取3°～4°进气道的唇口前缘结构角，当马赫数为1.54时，在小于10°的转角下，激波角产生强解和弱解，不存在无解情况。因此，外罩前缘唇口处不会有激波脱体。

在设计点状态下，通过对发动机的截面尺寸进行匹配计算，可得到各截面相对飞行器最大截面的相对面积分别为：A1=0.56，A2=0.158，A3=A4=0.3，A5=1，Atn=0.206。

2.2 发动机总体性能计算与结果分析

在对冲压发动机各个关键截面的相对尺寸，以及设计点状态下各截面的气动函数、各段总压恢复系数、燃烧室综合系数和燃烧室温度完成计算后，可计算出发动机在设计点时的总体性能。

1) 有效推力系数

(16)

2) 发动机的有效推力

(17)

3) 发动机的有效比冲

Isem=αLMa∞c∞CFem/(2φinA1)

(18)

式中：k∞、λ∞、Ma∞、P∞和c∞分别为进气道前方无穷远处的各来流的比热比、速度系数、马赫数、静压和声速；φin为进气道流量系数；Cxad为阻力系数；L为燃料恰好完全燃烧所需理论空气质量与燃料质量之比；Ar1和Ar5分别为进气道入口面积和尾喷管出口面积与发动机最大截面Amax之比。

冲压发动机非设计点的截面参数可利用流量守恒、动量守恒等定律，按从后往前(由尾喷管至进气道)的顺序依次计算得出，总体性能计算公式与设计点的计算公式相同。图5和图6分别为在12 km的接力点高度和21 km的巡航点高度下，发动机的速度特性和调节特性图。图中：Cf为推力系数；Is为比冲。

图6 21 km巡航点高度下的速度特性和调节特性

从图5和图6中可以看出：

1) 在一定的高度下，当飞行马赫数小于封口马赫数时，流量系数、进入发动机的空气流量以及一定余气系数下喷入燃烧室的燃油量均随飞行马赫数的增加而增大；由于燃烧效率与马赫数的变化之间呈正相关关系，因此，推力系数也会随飞行马赫数的增大而增大。当飞行马赫数大于封口马赫数时，流量系数不变，发动机超临界工作的趋势愈加明显，总压恢复系数的下降增大，此时，发动机的推力系数随着马赫数的增大而降低。因此，发动机的推力系数在飞行马赫数增大的过程中会先增后减，并在封口马赫数处有最大值。

2) 比冲的变化趋势受到燃烧效率和总压恢复系数的共同影响。在飞行速度低于封口马赫数的情况下，当高度相对较低时，大气密度会相对较高，由速度增大引起的进气量增大使得推力系数变大，而这一因素与总压恢复系数降低相比，在比冲变化的过程中影响权重稍大，加之燃烧效率与马赫数之间呈正相关，因此，发动机比冲会随着速度的增大而增大；当高度相对较高时，大气密度很低，超临界趋势的加深使总压恢复系数降低的影响权重增大，并占据主导地位，此时，发动机比冲又会随飞行马赫数的增大而减小。

在相同的飞行马赫数和高度下，发动机的进气量相同。因此，余气系数越大，喷入燃烧室的油量越少，而由于燃烧效率在1.0～2.2的余气系数范围内变化不大，故燃烧室的加热比越小，越会使得推力系数随着余气系数的增大而减小。由比冲计算公式(18)知，发动机的比冲在数学关系上与余气系数和推力系数的乘积成正比。由于推力系数随余气系数增大而减小，因此，比冲在趋势上会随余气系数的增大而先增后减，但变化幅度不大。

从程序计算结果中可以看出，通过内流通道匹配设计出的高超声速亚燃冲压发动机的总体性能良好，能够满足指标要求。

3 部件内流通道流场数值模拟

3.1 物理模型与计算模型

图7为进气道的物理模型和三维模型结构化网格。模型包括进气道部分远场、进气道内部流场与进气道壁面、进气道附近的飞行器弹体壁面、分流楔壁面以及隔道。弹体壁面为与燃烧室同直径(D=261 mm)的圆弧面，进气道唇口下部为隔道，进气道宽度为102 mm，楔板下方的弹体壁面上置有分流楔，分流楔前端在轴向上与进气道第一块楔板前端对齐，分流楔后端宽度与进气道宽度一致，分流楔长度取为450 mm，并应保证在最低工作马赫数下进气道外压缩段第一道斜激波与分流楔不相交。

图7 进气道物理模型及三维模型计算网格 Fig.7 Inlet physical model and computational mesh of 3-dimensional model

进气道流场计算网格为结构化网格，对网格数目约为20万～100万的模型进行网格无关性验证，发现当网格数目约大于60万时，计算结果基本稳定。选取80万网格模型进行计算，壁面附面层网格厚度约为7 mm，贴壁网格厚度最小为0.1 mm。采用FLUENT流场数值计算软件求解三维完全气体Navier-Stokes方程，选取k-ε湍流模型加标准壁面函数模型，无黏通量采用AUSM格式，壁面采用无滑移绝热壁面。首先采用一阶迎风差分格式进行流体计算，并将计算收敛后的结果作为计算初场；然后，再采用二阶迎风差分格式计算[13]。计算过程中需监测进气道出口处截面的质量流量。

图8为高超声速亚燃冲压发动机突扩燃烧室几何模型。网格划分和FLUENT仿真计算取其1/4模型，如图9所示。模型的结构包括进气道等直段后半段、进气道转弯段、燃烧室头部、燃烧室等直段、尾喷管收敛段以及喉部和扩张段。

图8 突扩燃烧室模型Fig.8 Model of dump combustor

图9 突扩燃烧室1/4模型的计算网格Fig.9 Computational mesh of 1/4 dump combustor

根据冲压发动机内流通道匹配设计的结果，计算几何模型的主要结构尺寸为：进气道等直段后半段长度为220mm，截面尺寸为102mm×70mm；进气道结尾转弯段与燃烧室轴向夹角为40°；燃烧室的等直段长度为1 000mm，内径为263.7mm；尾喷管总长度为480mm，尾喷管入口直径为263.7mm，出口直径为480mm，尾喷管喉道直径为218.6mm。为简化网格，计算模型中未考虑气膜孔等结构。

当网格数超过约80万时，计算结果趋于稳定。选取100万结构化网格模型进行计算，近壁面处采用附面层加密处理，最小网格厚度为0.1mm。边界条件的设定：入口边界设置为流量入口，给定空气流量和总温；出口边界设置为压力出口，给定压力和总温；壁面边界为耦合换热壁面，无滑移壁面。燃料选择煤油(C12H23)，L=14.15，喷油方式为给定燃油喷嘴位置、喷射方向和单孔燃油流量。燃油喷嘴分2组近壁面分布，分别位于入口截面下游80 mm和120 mm处，喷嘴总数为25个；为简化设计，认为每个燃油喷嘴的喷油量相等，且燃油喷射方向与进气道等直段内气流主流方向夹角均为45°。

计算中：控制方程为Navier-Stokes方程组，湍流方法采用标准k-ε模型，采用标准壁面函数，求解方法为基于压力耦合的算法，燃油设置为离散项，喷嘴采用直流式喷嘴模型，燃烧模型采用有限速率/涡破碎模型，化学反应采用一步反应，差分格式为一阶迎风格式[13]。

3.2 计算结果与分析

图10和图11分别为进气道在发动机接力点和巡航点的对称面流场云图，测量结果如表1所示(σ为进气道总压恢复系数)。图12为燃烧室1/4模型对称面流场的速度矢量云图。图13(a)和图13(b)分别为发动机接力点和巡航点的截面总温云图，接力点、封口点及巡航点的测量结果分别如表2～表4所示。表中：p5为进气道模型尾椎出口气流静压；pt0为来流总压；pt5为进气道模型尾椎出口气流总压；ρ5为进气道模型尾椎出口气流密度；M5为进气道空气流量；V0为来流速度；p2为燃烧室模型入口静压；p3为燃烧室内静压均值；Tt3为燃烧室内总温均值。

图10 进气道在接力点的对称面流场云图Fig.10 Flow map of inlet symmetry plane at transition point

图11 进气道在巡航点的对称面流场云图Fig.11 Flow map of inlet symmetry plane at cruising point

表1 进气道数值模拟结果

Table 1 Numerical simulation results of inlet

WorkingconditionResultMaH/kmp5/MPaA14/m2pt0/MPapt5/MPaρ5/(kg·m-3)M5/(kg·s-1)V0/(m·s-1)σφ3512067100225150757003124921031050506804014506700022520074550210486117803730872451706700022525078800143426132603150998502105060022527062000075245147202300985552503620022527041200041152163001531011

图12 燃烧室速度矢量云图Fig.12 Velocity vectors map of combustor

图13 燃烧室在接力点和巡航点的截面总温云图Fig.13 Section total temperature map of combustor at transition point and cruising point

通过对进气道三维流场进行计算后可以发现，不断改变进气道出口压力，将改变扩张段内的激波串位置，而当激波串进入喉道时，进气道达到临界。将三维流场计算结果与发动机零维程序计算结果进行相比，流量系数和临界总压恢复系数大致相同。从图12中可以看出，在燃烧室头部有稳定的回流区，燃料燃烧后在进气道来流的带动下向下游流动，并与冷流掺混；在进气道出口稍下游处，由于突扩作用，近壁面处气流速度骤减，燃料在此处燃烧后向下游流动，并与冷流掺混。随着向下游发展，燃烧室内燃料逐渐减少，总温升高，流场温度、速度及压力等趋于均匀。在尾喷管内，静温静压降低，气流获得动能后速度增加。在马赫数保持不变的情况下，在一定范围内改变余气系数，会使燃烧室内燃料的燃烧程度发生变化：余气系数增大，燃烧越完全，效率越高；而余气系数越小，燃烧室出口总温越高。鉴于此，本文所取的余气系数既不过贫也不过富，而通过仿真计算可知，燃烧室在各个工况下均能建立起燃烧流场，并且组织燃烧良好。在相对富油和贫油状态下，燃油均能燃烧充分，尾喷管出口剩余燃油流量较少，没有熄火以及燃烧震荡的现象出现。

表2 燃烧室在接力点下的数值模拟结果

表3 燃烧室在设计点下的数值模拟结果

表4 燃烧室在巡航点下的数值模拟结果

在整个工况范围内，进气道出口的静压不高于0.81 MPa，属于结构可承受范围；燃烧室内部压力在0.3～0.75 MPa范围内，能够稳定地组织燃烧；燃烧室入口静温只在马赫数为5.5及以上时超过1 300 K，空气分子的离解将损失部分能量，其余状态下此影响可忽略不计；燃烧室出口总温偏高，这是由燃烧室所选的一步反应模型引起的，因为燃料雾化后会完全燃烧，加之燃烧室的长径比较大，热量释放并不断积累，使出口总温偏高。

综合进气道、燃烧室和尾喷管的数值仿真结果，可以得到冲压发动机的总体性能，其调节特性如图14所示。根据发动机在接力点处推力系数最大、巡航点处比冲最大的要求，在接力点Ma=3.5，H=12 km，α=1.1时，最大推力系数为0.649；在巡航点Ma=5.0，H=21 km，α=1.8时，最大比冲为12 574.0 N·s/kg，此时推力系数为0.370。这与发动机在接力点选择相对富油以保证大推力爬升和在巡航点选择相对贫油以保证较高续航能力的特点相一致。因此，在上述工况下，发动机均能满足总体性能指标要求。

图14 冲压发动机调节特性Fig.14 Regulating characteristics of ramjet

4 结 论

发展基于亚燃的高超声速冲压发动机技术，在设计方法上可充分借鉴亚燃冲压发动机的设计方法。这一技术的潜在应用包括高超声速巡航导弹以及临近空间高超声速无人机等。

1) 该发动机在接力点Ma=3.5，H=12 km处推力系数较高；在高马赫数下正常工作，且飞行马赫数拓展至高超声速时仍能保证较高的推力系数和比冲。

2) 高马赫数气流通过进气道被压缩后，在普通亚燃冲压发动机材料可承受范围之内。

3) 来流马赫数6.0以下时，合理地设计进气道能够使其出口气流静温不超过1 300 K。

4) 燃烧室内头部有回流区，近壁面处有低速区，在一定的余气系数范围内能够正常组织燃烧。

5) 通过与中等马赫数(Ma<4.5)下工作的亚燃冲压发动机比较，适用于高马赫数飞行的亚燃冲压发动机的进气道迎风相对面积较其他截面更大。

6) 综合分析认为，基于突扩燃烧的亚燃冲压发动机，在马赫数为5.0～6.0的飞行速度下能够正常工作，可以作为这一飞行马赫数范围的高超声速飞行器动力装置的备选方案之一。

在现有基础上，后续的研究工作包括：

1) 进气道类型选配与型面设计

相关研究[14-17]表明，内流通道型面对发动机部件性能和总体性能有着很大的影响。本项研究中以四旁侧进气倒置进气道为例，计算了进气道性能和流场。实际上，进气类型可以有多种选择，如双旁侧进气、头部进气、颌下进气、正置进气道进气等，在后续的研究中，可以为高马赫数亚燃冲压发动机选配不同形式的进气道，计算并比较它们的优劣。

2) 进气道攻角性能分析

本文中分析了0°攻角下进气道性能和发动机的总体性能。在机动飞行时，飞行器有各种姿态，发动机进气道的攻角会发生变化，进气道和总体性能也会随之改变。

3) 燃烧室贫油、富油边界分析

在燃烧室的流场计算中，余气系数取1.0～2.0之间的值，通过计算可知，该发动机在此余气系数下燃烧效率较高。接下来可以进行燃烧室富油和贫油条件下的流场计算和实验验证，进一步确定燃烧室性能。

4) 冷却系统设计

在高马赫数冲压发动机中，来流总温较高，燃烧室内总温也很高，因此需要对燃烧室进行冷却。对一次性使用的飞行器(比如导弹)可以采用被动热防护结构。但是，对于可重复使用飞行器(比如无人机)，可以考虑采用再生冷却系统设计。再生冷却系统的特点是适用于长时间承受热载荷的重复使用飞行器[18]。

致 谢

本项研究中，得到了于守志研究员的耐心帮助。在进气道和燃烧室计算和分析中，分别得到崔佃飞高级工程师、陈静敏工程师的热忱帮助。在此，向他们表示衷心的感谢。

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Tel: 010-68375352

E-mail: riheng@hotmail.com

*Corresponding author. Tel.： 010-68375352 E-mail: riheng@hotmail.com

Internal flowpath for hypersonic ramjet based on subsonic combustion

DUAN Xihuai1, ZHENG Riheng1,2,*, LI Lihan1,2

1.BeijingPowerMachineryInstitute,Beijing100074,China2.ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,BeijingPowerMachineryInstitute,Beijing100074,China

To explore the performance of subsonic combustion ramjet working at hypersonic incoming flow conditions, the matching of internal flowpath of a ramjet based on dump combustion chamber is studied. The performance of the engine is obtained by means of integrated performance computation and fluid dynamics simulation. The results indicate that the designed subsonic combustion ramjet has good performance at hypersonic incoming flow conditions and works well. At the booster-to-ramjet transition point with Mach numberMa=3.5, altitudeH=12 km, the thrust coefficient has its maximum value of 0.649 and the specific impulse is 13 801.2 N·s/kg. At the cruising condition with Mach numberMa=5.0, altitudeH=21 km, excess air coefficientα=1.8, its specific impulse has its maximum value of 12 574.0 N·s/kg, and the thrust coefficient is 0.370. This study shows that the hypersonic ramjet with subsonic combustion for the maximum incoming Mach number between 5 and 6 is feasible.

hypersonic; subsonic combustion ramjet; internal flowpath; feasibility; simulating calculation

2014-08-24； Revised： 2014-09-16； Accepted： 2014-10-20； Published online： 2014-10-23 10:13

Science and Technology on Scramjet Laboratory Open Fund (20120103006)

2014-08-24; 退修日期： 2014-09-16; 录用日期： 2014-10-20; 网络出版时间： 2014-10-23 10：13

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0236.html

高超声速冲压发动机技术重点实验室开放基金(20120103006)

Duan X H, Zheng R H, Li L H. Internal flowpath for hypersonic ramjet based on subsonic combustion[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 232-244.段晰怀， 郑日恒， 李立翰． 基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究[J]． 航空学报, 2015, 36(1): 232-244.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0236

V430

A

1000-6893(2015)01-0232-13

段晰怀 男，硕士。主要研究方向：航空宇航推进理论与工程冲压发动机总体技术。

E-mail： duanxihuai@163.com

郑日恒 男，博士，教授。主要研究方向：超声速/高超声速冲压发动机，高超声速组合循环发动机，进气道与尾喷管中的复杂动力学。

*通讯作者.Tel.： 010-68375352 E-mail: riheng@hotmail.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0236.html