馬赫數2.5~7.0的二元變幾何進氣道設計

李永洲，劉曉偉，張蒙正，南向軍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

火箭基組合循環（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）發動機是高超聲速飛行器和天地往返運輸系統的理想動力裝置[1-6]。相對TBCC和ATR等其他組合推進系統，RBCC發動機具有更寬的飛行空域、速域以及多種工作模態，其中模態間的平穩過渡是其穩定工作的前提，也是研制的難點[7]。進氣道作為其關鍵部件，尋求適應上述要求的設計方案至關重要。

對Ma=4.0～7.0的雙模態沖壓發動機，由于定幾何進氣道結構簡單，高低馬赫數時的性能協調相對容易實現，因而普遍采用定幾何方案[8]。但是，隨著工作馬赫數范圍的拓寬，定幾何進氣道難以解決高、低馬赫數下總體性能與低馬赫數下起動性能之間的矛盾，變幾何方案是必然的發展趨勢。一些典型的高超驗證飛行器都使用了變幾何結構，如美國X-43A采用轉動唇口形式[9]，法國LEA采用斜向平移唇口設計[10]。對于更寬范圍工作的RBCC發動機進氣道，GTX發動機采用移動錐形中心體變幾何方案并進行了進氣道縮比實驗[11]。美國Aerojet公司提出的Sturtjet發動機進氣道通過轉動整個頂板來調節喉道的面積以適應寬范圍工作[12]。日本JAXA的RBCC發動機采用頂板上下平移方案[13]。國內張浩等針對內置中心支板的二元進氣道[14]，通過轉動唇口、調節肩部型面以及設置放氣槽實現了Ma=2.4～7.0正常工作。

總體看來，國外RBCC進氣道變幾何方案有限，國內更是起步較晚，因此亟需開展寬范圍工作的RBCC發動機進氣道變幾何方案研究。二元進氣道作為一種主要的進氣道類型，設計方法成熟，利于與前體一體化設計，也容易實現變幾何。……