武樂(lè)樂(lè)，何國(guó)強(qiáng)，秦　飛，石　磊，張正澤

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安　710072)

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中心支板鈍化對(duì)RBCC進(jìn)氣道性能的影響

武樂(lè)樂(lè)，何國(guó)強(qiáng)，秦飛，石磊，張正澤

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710072)

為了研究RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)置中心支板鈍化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響，針對(duì)一變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道進(jìn)行了中心支板不同鈍化半徑下的三維數(shù)值模擬。獲得了鈍化半徑對(duì)進(jìn)氣道典型工況下性能、支板抗燒蝕能力和起動(dòng)特性的影響規(guī)律。數(shù)值結(jié)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(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大而減小，且來(lái)流馬赫數(shù)越高，變化幅度越大；出口流場(chǎng)均勻度隨鈍化半徑基本不變。鈍化半徑增大，進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)增加，中心支板抗燒蝕能力增強(qiáng)。

進(jìn)氣道；RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)；鈍化；數(shù)值模擬

0　引言

火箭基組合循環(huán)(RBCC)[1-2]發(fā)動(dòng)機(jī)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)結(jié)合在一個(gè)流道中，有效利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高推重比和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高比沖的優(yōu)勢(shì)，大大拓寬了飛行器的高度-速度包線。Strutjet[3]是典型的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)之一，火箭中置是其主要特點(diǎn)，中心支板的作用尤為突出。支板作為進(jìn)氣道的一部分，可實(shí)現(xiàn)對(duì)來(lái)流進(jìn)一步壓縮，減小前體扭轉(zhuǎn)角度，進(jìn)而降低發(fā)動(dòng)機(jī)阻力[4]，同時(shí)也有利于摻混和組織燃燒，進(jìn)氣道/燃燒室隔離。

在初步設(shè)計(jì)時(shí)，氣動(dòng)問(wèn)題導(dǎo)致設(shè)計(jì)者將飛行器前緣、進(jìn)氣道唇緣和支板前緣設(shè)計(jì)得非常尖銳。從防熱和工藝角度考慮，各類前緣必須鈍化設(shè)計(jì)。從飛行器設(shè)計(jì)和氣動(dòng)力/熱性能評(píng)估需求出發(fā)，國(guó)內(nèi)外對(duì)壓縮楔/錐前緣鈍化和唇緣鈍化影響的研究已有很多。國(guó)外Lewis和 Travis等對(duì)乘波體前緣鈍化進(jìn)行了試驗(yàn)[5]和數(shù)值模擬研究[6]，獲得的升阻比和阻力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。結(jié)果顯示，氣動(dòng)性能隨前緣鈍化變化較大。Volf Borovoy[7]針對(duì)側(cè)壓進(jìn)氣道，研究了前體前緣、側(cè)板前緣和唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道性能和參數(shù)分布的影響。國(guó)內(nèi)周中平[8]針對(duì)不同飛行器前緣鈍化半徑下的高超聲速二元進(jìn)氣道，進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，分析研究了鈍化及鈍化半徑對(duì)高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)特征的影響。夏強(qiáng)等[9]研究了唇緣鈍化半徑對(duì)超聲速混壓式進(jìn)氣道穩(wěn)定工作范圍和工作于最大超臨界狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的影響。王金光等[10]研究了來(lái)流馬赫數(shù)為6時(shí)前緣非對(duì)稱鈍化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。進(jìn)氣道鈍化研究主要集中于飛行器前緣和進(jìn)氣道唇緣，而對(duì)RBCC進(jìn)氣道中心支板前緣的鈍化研究少有涉及。

本文設(shè)計(jì)了一工作馬赫數(shù)區(qū)間為1.5～7的RBCC變幾何中心支板式側(cè)壓進(jìn)氣道，將中心支板移至隔離段內(nèi)，降低進(jìn)氣道低馬赫阻力的同時(shí)，減弱肩部分離，針對(duì)該進(jìn)氣道，開(kāi)展了中心支板鈍化半徑對(duì)進(jìn)氣道性能影響的研究。

1　數(shù)值模擬方法

1.1物理模型和鈍化方法

本文研究對(duì)象為三維側(cè)壓中心支板式RBCC進(jìn)氣道，圖1為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。該進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)為捕獲面積0.04 m2；設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0；流量3.2 kg/s；起動(dòng)馬赫數(shù)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(cè)向收縮比為1.48。為了減小進(jìn)氣道長(zhǎng)度，中心支板半頂角較大，取為5.7°。該進(jìn)氣道為滿足寬工作范圍適用性要求，采用了前后移動(dòng)唇口的變幾何方式。構(gòu)型I工作范圍為Ma=1.5～2.8，唇口在位置1處；構(gòu)型Ⅱ工作范圍為Ma=2.8～3.5，唇口前移至位置2處；構(gòu)型Ⅲ工作范圍為Ma=3.5～7，唇口繼續(xù)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(shù)起動(dòng)性能，隔離段寬高比越大，起動(dòng)性能越好。為了提高進(jìn)氣道流量系數(shù)，唇口形狀如圖1俯視圖所示，呈“V”型，主要原因是中心對(duì)稱面處頂側(cè)壓激波干擾較弱，靠近側(cè)板處，頂側(cè)壓激波干擾較強(qiáng)，通過(guò)將一部分壓差溢流窗擋住，來(lái)提高進(jìn)氣道流量系數(shù)。

圖1　進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖

采用Takashima等[11]提出的作內(nèi)切圓的鈍化方法，如圖2(a)所示，保證進(jìn)氣道的物理喉道面積不變。鈍化前后隔離段面積變化規(guī)律如圖2(b)所示，整個(gè)隔離段橫截面積設(shè)計(jì)為近似等截面。其中，B表示進(jìn)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(kuò)張角，x表示距中心支板尖端的距離。

1.2計(jì)算模型和數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

采用商用軟件FLUENT中的有限體積方法，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)外流場(chǎng)開(kāi)展數(shù)值模擬研究。數(shù)值計(jì)算采用基于密度的隱式求解器，對(duì)流項(xiàng)選用Roe格式，湍流模型選用RNGk-ε模型，近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。計(jì)算中，使用理想氣體模型，比熱采用FLUENT自帶的分段多項(xiàng)式計(jì)算模型，粘性計(jì)算采用Sutherland粘性模型。在不考慮側(cè)滑角的情況下，進(jìn)氣道的幾何形狀和流動(dòng)狀態(tài)具有對(duì)稱性。因此，選取進(jìn)氣道的1/2作為計(jì)算區(qū)域。計(jì)算中，采用了壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、對(duì)稱面、壓力出口和無(wú)滑移絕熱壁面邊界條件，邊界條件設(shè)置如圖3所示。肩部開(kāi)有吸除槽，通過(guò)切換該處邊界條件為壁面或壓力出口，實(shí)現(xiàn)吸除槽的開(kāi)閉。鈍化支板處采用C型網(wǎng)格，不同鈍化半徑下網(wǎng)格數(shù)量在77.3×104～79.5×104變化，靠近壁面處網(wǎng)格進(jìn)行加密，第一層網(wǎng)格距離壁面0.1 mm。

(a)鈍化方法

(b)隔離段面積變化規(guī)律

以文獻(xiàn)[12-13]中α1×α2=7°×11°模型(圖4)在來(lái)流馬赫數(shù)為3.95時(shí)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作為對(duì)象，對(duì)本文采用的數(shù)值方法進(jìn)行校驗(yàn)。圖5給出了壁面測(cè)壓點(diǎn)處壓強(qiáng)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果和數(shù)值模擬結(jié)果。從圖5可看出，沿通道底面中心線，本文的數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合很好，只是在通道后部出現(xiàn)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(shù)值模擬帶來(lái)一定的誤差，但本文數(shù)值方法能捕捉到流場(chǎng)壓力變化的基本趨勢(shì)，整體上優(yōu)于Knight的計(jì)算結(jié)果。

圖3　邊界條件設(shè)置及支板處網(wǎng)格劃分

圖4　α1×α2=7°×11°的模型結(jié)構(gòu)[12]

圖5　模型下壁面中心線靜壓分布

2　計(jì)算結(jié)果分析

采用上文提到的鈍化方法，針對(duì)該變幾何進(jìn)氣道，進(jìn)行了中心支板前緣鈍化半徑為2、5、10 mm的數(shù)值模擬計(jì)算。從典型工況下性能、起動(dòng)特性和中心支板抗燒蝕能力，研究鈍化半徑對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律。

2.1典型工況下鈍化半徑影響

選取了馬赫數(shù)3、4、5、6、7開(kāi)展了數(shù)值模擬計(jì)算，圖6為典型點(diǎn)下進(jìn)氣道性能參數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)和鈍化半徑的變化規(guī)律。

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

(a)壓升

(b)出口馬赫數(shù)

(c)總壓恢復(fù)系數(shù)

此時(shí)，燃燒室入口總壓非常低。一般來(lái)說(shuō)，進(jìn)氣道總壓損失1%，推力大致?lián)p失1.25%，燃料消耗率提高0.3%～0.5%[14]。所以，主支板前緣應(yīng)在熱防護(hù)可接受范圍內(nèi)，選取較小的鈍化半徑，避免支板前緣弓形激波太強(qiáng)，造成太大的總壓損失，降低發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

寬范圍工作進(jìn)氣道設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道對(duì)來(lái)流壓縮程度需求不同，目前變幾何進(jìn)氣道主要選取高馬赫數(shù)為設(shè)計(jì)點(diǎn)，低馬赫數(shù)時(shí)，通過(guò)溢流或增大喉部來(lái)實(shí)現(xiàn)流量匹配。選用合適的鈍化半徑，對(duì)高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道壓縮程度的提升不同，從而可緩解同一收縮比下進(jìn)氣道難以兼顧高低馬赫數(shù)不同壓縮程度需求的矛盾。進(jìn)氣道初步設(shè)計(jì)時(shí)，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(shí)減小了低馬赫阻力。在鈍化方案中，R=2 mm和R=5 mm時(shí)，Ma=6進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)在0.36以上；Ma=7進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)在0.23以上?？倝夯謴?fù)系數(shù)在燃燒室可接受范圍內(nèi)，2種鈍化方案均可采用。

圖7為流場(chǎng)均勻度隨鈍化半徑和來(lái)流馬赫數(shù)的變化規(guī)律。流場(chǎng)均勻度Q計(jì)算式為Q=p/[π(λ)·σ]。其中，p、λ和σ均為出口質(zhì)量流量平均值。隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道出口參數(shù)分布越扭曲、變化范圍越來(lái)越大，Q的總體變化趨勢(shì)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(qiáng)，但同時(shí)也使得隔離段內(nèi)馬赫數(shù)降低，抵消了弓形激波后的熵層對(duì)流場(chǎng)均勻度造成的影響。

圖7　鈍化對(duì)流場(chǎng)均勻度的影響

2.2鈍化半徑對(duì)中心支板抗燒蝕能力影響

借鑒文獻(xiàn)[15]中數(shù)值計(jì)算過(guò)程對(duì)壁面溫度的處理方法，計(jì)算鈍化半徑對(duì)中心支板抗燒蝕能力影響時(shí)，初始時(shí)壁面條件選用絕熱壁面，計(jì)算到流場(chǎng)穩(wěn)定。而后考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部許用溫度為1 400 K，計(jì)算時(shí)，將壁溫改為1 400 K，提取飛行馬赫數(shù)為7、飛行高度為35 km時(shí)，不同鈍化半徑下壁面換熱系數(shù)見(jiàn)圖8。壁面換熱系數(shù)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?？v坐標(biāo)用鈍化半徑為2 mm時(shí)最大壁面換熱系數(shù)1 580 W/(m2·K)無(wú)量綱化。

可看出，隨著鈍化半徑的增大，最大壁面換熱系數(shù)減小。R=5 mm時(shí)，最大壁面換熱系數(shù)減小了5%；R=10 mm時(shí)，最大壁面換熱系數(shù)減小了17.2%；支板前緣處均為受熱最嚴(yán)重的地方。分析其原因，支板前緣距側(cè)壓板前緣距離較遠(yuǎn)，該處流場(chǎng)比較均勻，不會(huì)出現(xiàn)橫向的側(cè)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(shù)

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

表1　材料性能參數(shù)

R=2 mm時(shí)，3.6 s支板前緣即達(dá)到了許用溫度，R=5 mm時(shí)，許用工作時(shí)間增加到8.1 s，R=10 mm時(shí)，許用工作時(shí)間增加到15.8 s。說(shuō)明從熱防護(hù)的角度考慮，支板前緣鈍化半徑應(yīng)盡可能大，但鈍化半徑過(guò)大，會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道性能的嚴(yán)重惡化。

具體鈍化半徑應(yīng)從發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間要求來(lái)考慮，但鈍化半徑不宜超過(guò)5 mm，針對(duì)工作時(shí)間較長(zhǎng)的發(fā)動(dòng)機(jī)，應(yīng)考慮主動(dòng)熱防護(hù)。圖10給出了支板前緣溫升曲線。初始時(shí)刻，溫度上升速率較快，隨著時(shí)間的推移，溫度變化逐漸趨于平緩。

2.3鈍化半徑對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能影響

針對(duì)構(gòu)型I研究了中心支板鈍化半徑對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響，支板沒(méi)有鈍化時(shí)，進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)為2.0，鈍化半徑為2、5、10 mm，對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)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(shù)等值線如圖11所示。第2道頂壓激波與側(cè)壓激波相互干擾，激波彎曲。唇口形狀呈“V”型，使得內(nèi)壓段出現(xiàn)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(yán)重，弓形激波引起的逆壓梯度沿側(cè)壁亞聲速附面層前傳，造成分離。來(lái)流馬赫數(shù)為2.0，中心支板無(wú)鈍化和鈍化半徑為2 mm時(shí)，整個(gè)隔離段通道為超聲速流動(dòng)，進(jìn)氣道起動(dòng)。隨著鈍化半徑繼續(xù)增大至5 mm時(shí)，隔離段內(nèi)流動(dòng)阻塞，出現(xiàn)了亞聲速流動(dòng)，進(jìn)氣道不起動(dòng)，直至來(lái)流馬赫數(shù)增加至2.2時(shí)，隔離段通道出現(xiàn)明顯的斜激波反射結(jié)構(gòu)，主流保持為超聲速流動(dòng)，進(jìn)氣道起動(dòng)。通過(guò)對(duì)比Ma=2.0時(shí)，R=5 mm和R=10 mm的馬赫數(shù)等值線可發(fā)現(xiàn)，盡管進(jìn)氣道都處于不起動(dòng)狀態(tài)，但流場(chǎng)結(jié)構(gòu)完全不同，R=5 mm時(shí)，亞聲速流動(dòng)出現(xiàn)在支板后的隔離段內(nèi)，R=10 mm時(shí)，支板前端出現(xiàn)了亞聲速流動(dòng)，主要原因是鈍化半徑越大，弓形激波強(qiáng)度越大，其與跗面層的相互干擾導(dǎo)致氣動(dòng)喉道的前移，直到來(lái)流馬赫數(shù)增加至2.6時(shí)，此進(jìn)氣道起動(dòng)，主流區(qū)保持為超聲速流動(dòng)。

(a)無(wú)鈍化

(b)R=2 mm

(c)R=5 mm

(d)R=10 mm

3　結(jié)論

(1)進(jìn)氣道壓升和阻力均隨鈍化半徑的增大而增大，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大而減小。同一鈍化半徑下，來(lái)流馬赫數(shù)越高，進(jìn)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(duì)高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道壓縮程度的提升不同，從而可緩解同一收縮比下進(jìn)氣道難以兼顧高低馬赫數(shù)不同壓縮程度需求的矛盾。

(2)隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道出口參數(shù)分布越扭曲、變化范圍越來(lái)越大，流場(chǎng)均勻度Q的總體變化趨勢(shì)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(shù)減小，抗燒蝕能力增加，發(fā)動(dòng)機(jī)許用工作時(shí)間變長(zhǎng)。

(4)鈍化半徑越大，進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)越高，支板前緣分離越嚴(yán)重。

[1]Mel Bulman,Adam Siebenhaar.The strutjet engine:exploding the myths surrounding high speed airbreathing propulsion[R].AIAA 95-2475.

[2]黃生洪,何洪慶,何國(guó)強(qiáng),等.火箭基組合循環(huán)(RBCC)推進(jìn)系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)模型[J].推進(jìn)技術(shù)，2003,24(1):1-5.

[3]Siebenhaar A,Bulman M.The strutjet engine: the overlooked option for space launch[R].AIAA 95-3124.

[4]劉曉偉.火箭基組合循環(huán)(RBCC)動(dòng)力寬適用性進(jìn)氣道研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2010.

[5]Gillum M J,Lewis M J.Analysis of experimental results on a mach 14 waverider with blunt leading edges[R].AIAA 96-0812.

[6]Takashima N,Lewis M J.Navier-stokes computation of a viscous optimized waverider[R].AIAA 92-0305.

[7]Volf Borovoy,Vladimir Mosharov,Vladimir Radchenko.Gas flow in a generic inlet with blunted leading edges[R].AIAA 2015-1061.

[8]周中平.鈍化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道性能的影響[D].南京: 南京航空航天大學(xué),2007.

[9]夏強(qiáng),武曉松,孫波.鈍化唇緣對(duì)超聲速混壓式進(jìn)氣道性能的影響[J].固體火箭技術(shù),2009,32(5):514-518.

[10]王金光,張堃元.前緣非對(duì)稱鈍化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響[C]//第四屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議,2011.

[11]龔鵬,岳連捷.帶中心支板側(cè)壓進(jìn)氣道流場(chǎng)特性研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2008,22(1): 31-35.

[12]Knight D,Garrison T,Settles G,et al.Asymmetric crossing shock wave/ turbulent boundary layer interaction[R].AIAA 95-0231.

[13]Zha G,Knight D.Computation of 3D asymmetric crossing shock wave/turbulent boundary layer interaction using a full Reynolds stress equation[R].AIAA 96-0040.

[14]廉筱純,吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社,2005.

[15]袁雙,李強(qiáng),秦飛,等.RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃模態(tài)熱環(huán)境分析[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2012,12(5):1085-1089.

(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(lè)樂(lè)(1992—)，女，碩士生，研究方向?yàn)楹娇沼詈酵七M(jìn)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