高速火箭增强冲压发动机内转进气道气动设计与风洞试验

doi:10.7527/S1000-6893.2025.32202

流体力学与飞行力学

本期目录 | 过刊浏览 | 高级检索

前一篇 |

高速火箭增强冲压发动机内转进气道气动设计与风洞试验

杨一言, 傅岸祥, 王昱辉, 田照阳, 石磊()

西北工业大学固体推进全国重点实验室，西安 710072

收稿日期:2025-05-07 修回日期:2025-05-28 接受日期:2025-07-01 出版日期:2025-07-04 发布日期:2025-07-03
通讯作者: 石磊 E-mail:shilei@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52272405);陕西省重点研发计划(2023ZY1-JCYJ-01-01)

Aerodynamic design and wind tunnel test on inward-turning inlet of high-speed rocket-augmented ramjet engine

Yiyan YANG, Anxiang FU, Yuhui WANG, Zhaoyang TIAN, Lei SHI()

National Key Laboratory of Solid Rocket Propulsion，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China

Received:2025-05-07 Revised:2025-05-28 Accepted:2025-07-01 Online:2025-07-04 Published:2025-07-03
Contact: Lei SHI E-mail:shilei@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52272405);Key Research and Development Program of Shaanxi(2023ZY1-JCYJ-01-01)

摘要/Abstract

摘要：

将压缩效率高、内流品质好、流量系数高、溢流阻力小的内转进气道应用于火箭增强冲压发动机，实现内转进气道与内置火箭中心支板的一体化融合，将有效提高组合发动机进气道在典型飞行区间内的工作性能，大幅强化火箭增强型冲压动力的应用潜力。基于典型的中心支板式火箭增强冲压发动机构型，如果只采用简单的结构集成方式，一方面中心支板的物理介入会严重破坏内转进气道的压缩性能；另一方面，其楔形前缘会分割进气道隔离段下游的高速气流并引发斜激波和膨胀波干扰，导致额外的压缩作用以及内收缩比的增加，引起总压恢复系数显著下降。为解决这些问题，提出了一种基于流线追踪技术的内转进气道与中心支板结构的一体化设计方法，通过融合中心支板与进气道压缩曲面，不仅可消除附加压缩效应，还可以充分发挥其特型前体的来流压缩能力。数值仿真与风洞试验结果表明，该设计方法可使一体化内转进气道在引入中心支板结构的同时充分发挥出内转基准流场的压缩性能。在与传统的楔形中心支板方案的对比中，其长度最大可缩短60%，内收缩比可降低25%，从而保证良好的起动能力；在来流马赫数6、喉部压升比34.8的高收缩比、大压缩量条件下，总压恢复系数可提升17%。

关键词: 火箭增强冲压发动机, 内转进气道, 流线追踪技术, 中心支板, 风洞试验

Abstract:

Applying inward-turning inlet with high compression efficiency， good internal flow quality， high flow coefficient， and low overflow resistance to a rocket-augmented ramjet engine can effectively improve the performance of rocket-combined ramjet inlet within the typical flight range and greatly enhance the application potential of rocket-augmented ramjet engine. Based on the typical central strut configuration of a rocket-augmented ramjet engine， if only a simple structural integration method is adopted， the physical intervention of the central strut would seriously damage the compression performance of the inward-turning inlet while its wedge-shaped leading edge would divide the high-speed airflow downstream of the inlet isolator and cause oblique shock and expansion wave interference， resulting in additional compression and an increase in internal contraction ratio， causing a significant decrease in the total pressure recovery coefficient. To address these issues， this paper proposes a structural integration design method between an inward-turning inlet and central strut based on streamline tracing technique. By integrating the central strut with the inlet compression surfaces， not only additional compression effects can be eliminated， but the inflow compression capability of its special precursor can also be fully utilized. The numerical simulation and wind tunnel test verification results indicate that this design method can enable the integrated inward-turning inlet to fully exert the compression performance of the basic flow field while introducing the central strut. Compared with the traditional wedge-shaped central strut， its length can be reduced by 60% at most， and the internal contraction ratio can be reduced by 25%， thus ensuring better start capability. Under the conditions of high contraction ratio and strong compression with the incoming flow of Mach number 6 and the throat pressure rise ratio of 34.8， the total pressure recovery coefficient is improved by 17%.

Key words: rocket-augmented ramjet, inward-turning inlet, streamline tracing technique, central strut, wind tunnel test

中图分类号:

V438

杨一言, 傅岸祥, 王昱辉, 田照阳, 石磊. 高速火箭增强冲压发动机内转进气道气动设计与风洞试验[J]. 航空学报, 2026, 47(3): 132202.

Yiyan YANG, Anxiang FU, Yuhui WANG, Zhaoyang TIAN, Lei SHI. Aerodynamic design and wind tunnel test on inward-turning inlet of high-speed rocket-augmented ramjet engine[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(3): 132202.

图/表 26

图 1

图 2

表1

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

表2

表3

图 10

图 11

图 12

表4

表5

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

图 19

图 20

图 21

参考文献 37

[1]	ESCHER W， SCHNURSTEIN R. A retrospective on early cryogenic primary rocket subsystem designs as integrated into rocket-based combined-cycle （RBCC） engines［C］∥29th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1993.
[2]	EHRLICH C F. Early studies of RBCC applications and lessons learned for today［C］∥36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 2000.
[3]	MCCLINTON C R， ANDREWS E H， HUNT J L. Engine development for space access： Past， present and future［C］∥15th International Symposium on Air Breathing Engines， 2001.
[4]	BILLIG F. SCRAM-A supersonic combustion ramjet missile［C］∥29th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1993.
[5]	SHI L， YANG Y Y， ZHAO G J， et al. Research and development on inlets for rocket based combined cycle engines［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2020， 117： 100639.
[6]	郑晓刚，施崇广，张加乐，等. 高超声速三维内转进气道研究进展综述［J］. 航空学报， 2025， 46（8）： 631245.
	ZHENG X G， SHI C G， ZHANG J L， et al. Research progress review on hypersonic three-dimensional inward-turning inlet［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2025， 46（8）： 631245 （in Chinese）.
[7]	BILLIG F S， KOTHARI A P. Streamline tracing： Technique for designing hypersonic vehicles［J］. Journal of Propulsion and Power， 2000， 16（3）： 465-471.
[8]	BULMAN M， SIEBENHAAR A. The rebirth of round hypersonic propulsion［C］∥42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Reston： AIAA， 2006.
[9]	ZUO F Y， MÖLDER S， CHEN G. Performance of wavecatcher intakes at angles of attack and sideslip［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2021， 34（7）： 244-256.
[10]	TAYLOR T， VANWIE D. Performance analysis of hypersonic shape-changing inlets derived from morphing streamline traced flowpaths［C］∥15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2008.
[11]	孙波，张堃元，金志光，等. 流线追踪Busemann进气道设计参数的选择［J］. 推进技术， 2007， 28（1）： 55-59.
	SUN B， ZHANG K Y， JIN Z G， et al. Selection of design parameters for streamtraced hypersonic Busemann inlets［J］. Journal of Propulsion Technology， 2007， 28（1）： 55-59 （in Chinese）.
[12]	孙波，张堃元，王成鹏，等. Busemann进气道无粘流场数值分析［J］. 推进技术， 2005， 26（3）： 242-247.
	SUN B， ZHANG K Y， WANG C P， et al. Inviscid CFD analysis of hypersonic Busemann inlet［J］. Journal of Propulsion Technology， 2005， 26（3）： 242-247 （in Chinese）.
[13]	南向军，张堃元，金志光，等. 压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计［J］. 航空动力学报， 2011， 26（3）： 518-523.
	NAN X J， ZHANG K Y， JIN Z G， et al. Investigation on hypersonic inward turning inlets with controlled pressure gradient［J］. Journal of Aerospace Power， 2011， 26（3）： 518-523 （in Chinese）.
[14]	南向军，张堃元. 采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析［J］. 宇航学报， 2012， 33（2）： 254-259.
	NAN X J， ZHANG K Y. Analysis of hypersonic inward turning inlet with innovative axisymmetric basic flowfield［J］. Journal of Astronautics， 2012， 33（2）： 254-259 （in Chinese）.
[15]	卫锋. 基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究［D］. 长沙：国防科技大学， 2012： 13-34.
	WEI F. Investigation on design methodology for inward turning inlet based on the rotational method of characteristics［D］. Changsha： National University of Defense Technology， 2012： 13-34 （in Chinese）.
[16]	尤延铖，梁德旺，黄国平. 一种新型内乘波式进气道初步研究［J］. 推进技术， 2006， 27（3）： 252-256.
	YOU Y C， LIANG D W， HUANG G P. Investigation of internal waverider-derived hypersonic inlet［J］. Journal of Propulsion Technology， 2006， 27（3）： 252-256 （in Chinese）.
[17]	石磊，何国强，秦飞，等. 某RBCC样机进气道的设计与数值模拟［J］. 航空动力学报， 2011， 26（8）： 1801-1807.
	SHI L， HE G Q， QIN F， et al. Design and numerical investigation of RBCC prototype inlet［J］. Journal of Aerospace Power， 2011， 26（8）： 1801-1807 （in Chinese）.
[18]	刘宏宝. 矩形通道内支板对超声速流动影响的研究［D］. 天津：河北工业大学， 2018： 36-38.
	LIU H B. Study on the influence of the strut in the rectangular channel on the supersonic flow［D］. Tianjin： Hebei University of Technology， 2018： 36-38 （in Chinese）.
[19]	高逸夫，龚春林，王健磊，等. 中心支板参数对RBCC发动机性能影响研究［J］. 推进技术， 2022， 43（10）： 64-77.
	GAO Y F， GONG C L， WANG J L， et al. Effects of central-strut parameters on performance of RBCC engine［J］. Journal of Propulsion Technology， 2022， 43（10）： 64-77 （in Chinese）.
[20]	张正泽，刘佩进，秦飞，等. 中心支板顶角对RBCC进气道影响数值研究［J］. 推进技术， 2018， 39（4）： 768-775.
	ZHANG Z Z， LIU P J， QIN F， et al. Numerical investigation for effects of strut angle on RBCC inlet［J］. Journal of Propulsion Technology， 2018， 39（4）： 768-775 （in Chinese）.
[21]	薛龙生. 高超飞行器前体进气道一体化气动设计与试验研究［D］. 南京：南京航空航天大学， 2018： 20-32.
	XUE L S. Integrated aerodynamic design and experimental study on forebody and inlet of a hypersonic vehicle［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2018： 20-32 （in Chinese）.
[22]	贺旭照，倪鸿礼. 密切内锥乘波体设计方法和性能分析［J］. 力学学报， 2011， 43（5）： 803-808.
	HE X Z， NI H L. Osculating inward turning cone（OIC） wave rider-design methods and performace analysis［J］. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， 2011， 43（5）： 803-808 （in Chinese）.
[23]	HE X Z， LE J L， ZHOU Z， et al. Osculating inward turning cone waverider/inlet （OICWI） design methods and experimental study［C］∥18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2012.
[24]	贺旭照，秦思，周正，等. 一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析［J］. 航空动力学报， 2013， 28（6）： 1270-1276.
	HE X Z， QIN S， ZHOU Z， et al. Integrated design and performance analysis of waverider forebody and inlet［J］. Journal of Aerospace Power， 2013， 28（6）： 1270-1276 （in Chinese）.
[25]	贺旭照，周正，倪鸿礼. 密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析［J］. 推进技术， 2012， 33（4）： 510-515.
	HE X Z， ZHOU Z， NI H L. Integrated design methods and performance analyses of osculating inward turning cone waverider forebody inlet（OICWI）［J］. Journal of Propulsion Technology， 2012， 33（4）： 510-515 （in Chinese）.
[26]	李铮，袁化成，杨德壮. 基于三维内转式进气道的前体一体化设计［J］. 机械制造与自动化， 2023， 52（4）： 60-63.
	LI Z， YUAN H C， YANG D Z. Integrated design of osculating cone waverider forebody based on three-dimensional inward-turning inlet［J］. Machine Building & Automation， 2023， 52（4）： 60-63 （in Chinese）.
[27]	南向军，张堃元，金志光. 乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计［J］. 航空学报， 2012， 33（8）： 1417-1426.
	NAN X J， ZHANG K Y， JIN Z G. Integrated design of waverider forebody and lateral hypersonic inward turning inlets［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2012， 33（8）： 1417-1426 （in Chinese）.
[28]	WALKER S， RODGERS F. Falcon hypersonic technology overview［C］∥AIAA/CIRA 13th International Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2005.
[29]	ELVIN J D. Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles： EP1818257A3［P］. 2009-12-16.
[30]	严岭峰. RBCC飞行器前体/进气道一体化气动构型设计［D］. 南京：南京航空航天大学， 2014： 21-55.
	YAN L F. Forebody/inlet integrative design of transatmospheric vehicle based on RBCC［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2014： 21-55 （in Chinese）.
[31]	SHI L， YANG Y Y， YANG X， et al. Start limits and positive control of RBCC inlet［J］. Journal of Aerospace Engineering， 2022， 35（2）： 04021128.
[32]	马凯. 内嵌火箭冲压发动机燃烧室亚-超剪切层混合特性研究［D］. 西安：西北工业大学， 2020： 87-100.
	MA K. Investigation on the mixing features of subsonic-supersonic shear layer in ramjet with embedded rocket［D］. Xi’an： Northwestern Polytechnical University， 2020： 87-100 （in Chinese）.
[33]	HIRSCHEL E H. Basics of aerothermodynamics［M］. Berlin， Heidelberg： Springer， 2005： 230-232.
[34]	HU Z C， LI Z L， TANG Y Q， et al. Conceptual design methodology and performance evaluation of turbine-based combined cycle inward-turning inlet with twin-design points［J］. Aerospace Science and Technology， 2024， 152： 109309.
[35]	YANG Y Y， TIAN Z Y， YANG X， et al. Start/unstart hysteresis characteristics driven by embedded rocket of a rocket-based combined-cycle inlet［J］. Physics of Fluids， 2024， 36（8）： 086101.
[36]	SHI L， YANG Y Y， YANG X， et al. Experimental and numerical study on reinforcement mechanism of embedded rocket on back pressure resistance of RBCC inlet at starting stage［J］. Aerospace Science and Technology， 2022， 123： 107487.
[37]	武乐乐，何国强，秦飞，等. 中心支板钝化对RBCC进气道性能的影响［J］. 固体火箭技术， 2016， 39（5）： 606-611.
	WU L L， HE G Q， QIN F， et al. Influence of blunted central strut on performance of RBCC inlet［J］. Journal of Solid Rocket Technology， 2016， 39（5）： 606-611 （in Chinese）.

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

基准流场序号	a	b	c	唇口角度/（°）	总收缩比	内收缩比	喉部马赫数	喉部压升比	总压恢复系数
1	2.0	1.5	0.5	0	4.76	1.52	3.87	11.6	0.88
2	2.3	1.8	0.8	0	6.32	1.61	3.47	19.3	0.85
3	2.2	2.0	1.2	-2	8.16	1.71	3.14	28.5	0.78

进气道序号	总收缩比	内收缩比	喉部面积/mm²	出口面积/mm²	吸除面积/喉部面积	起动马赫数	自起动马赫数
1	4.6	1.50	2 236	52×45.5	0.38	2.7	3.1
2	6.2	1.60	1 619	44×38.5	0.36	3.2	3.5
3	7.6	1.66	1 324	40×35	0.30	3.6	3.8

来流马赫数	进气道序号	质量流量系数/%	总压恢复系数/%	吸除比/%	喉部马赫数	喉部升压比
4	1	76.5	81.3	2.6	2.3	9.3
	2	71.6	81.0	3.4	2.0	15.3
	3	69.2	77.5	4.9	1.7	23.1
6	1	97.2	72.8	0.8	3.5	13.5
	2	96.4	68.1	0.8	3.1	22.9
	3	96.4	61.7	0.8	2.7	34.8

进气道方案	喉部压升比	喉部马赫数	总压恢复系数/%
传统方案1	33.0	0.92	37.9
传统方案2	21.5	1.61	68.6
一体化方案	23.1	1.68	78.4

高速火箭增强冲压发动机内转进气道气动设计与风洞试验

Aerodynamic design and wind tunnel test on inward-turning inlet of high-speed rocket-augmented ramjet engine

RichHTML

PDF (PC)

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

图/表 26

参考文献 37

相关文章 15

编辑推荐

Metrics

本文评价

[1]	孙伟, 张羽霓, 刘婷, 史喆羽, 林永峰. 旋翼流动对桨-涡干扰噪声的影响机理试验[J]. 航空学报, 2026, 47(3): 132182-132182.
[2]	刘洋, 史勇杰, 徐国华. 低空复杂风场下旋翼气动干扰特性风洞试验[J]. 航空学报, 2026, 47(1): 632054-632054.
[3]	王科雷, 周洲, 李明浩. 动力翼单元松耦合设计方法研究及试验验证[J]. 航空学报, 2025, 46(9): 212-229.
[4]	魏礼响, 徐惊雷, 陈匡世, 黄帅, 葛建辉, 宋光韬. 宽域高超声速飞行器可调矢量喷管方案设计与性能研究[J]. 航空学报, 2025, 46(8): 631086-631086.
[5]	郑晓刚, 胡占仓, 蔡泽君, 施崇广, 朱呈祥, 尤延铖. 考虑巡航攻角的三维内转进气道设计[J]. 航空学报, 2025, 46(8): 631233-631233.
[6]	郑晓刚, 施崇广, 张加乐, 张咪, 朱文磊, 朱呈祥, 尤延铖. 高超声速三维内转进气道研究进展综述[J]. 航空学报, 2025, 46(8): 631245-631245.
[7]	易贤, 任靖豪, 赖庆仁, 刘宇, 王强. 大型飞机全尺寸多段翼结冰特性计算和试验[J]. 航空学报, 2025, 46(5): 531575-531575.
[8]	万志强, 张珊珊, 王晓喆, 马靓, 许翱, 吴志刚, 杨超. 弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述[J]. 航空学报, 2025, 46(3): 30279-030279.
[9]	梁彬, 赵俊波, 付增良, 周家检, 周平, 张石玉, 孙玮琪. 气体质量引射对钝锥俯仰特性的影响[J]. 航空学报, 2025, 46(3): 130822-130822.
[10]	梁勇, 张卫国, 车兵辉, 袁红刚, 魏春华, 杨柠檬. 直升机全机气动噪声特性风洞试验[J]. 航空学报, 2025, 46(24): 132072-132072.
[11]	吴军强, 魏志, 刘洋, 钟敏, 杨福军, 余永刚. 民机标准模型体系及气动主题数据库建设[J]. 航空学报, 2025, 46(24): 132030-132030.
[12]	贡天宇, 单程军, 易理哲, 龙垚松, 成忠涛. 发动机几何参数对超声速民机声爆特性的影响[J]. 航空学报, 2025, 46(20): 531592-531592.
[13]	王伟, 李军府, 钱丰学, 谭玉婷, 赵彦, 赵博文, 陈晴, 宋科. 一种超声速民机低声爆高效气动布局风洞试验[J]. 航空学报, 2025, 46(20): 531941-531941.
[14]	张辉, 艾俊强, 秦坤, 唐祥希, 季军. 超声速引射排气系统推力特性风洞试验[J]. 航空学报, 2025, 46(20): 531934-531934.
[15]	陈正武, 姜裕标, 卢翔宇, 李抢斌. 开式转子气动噪声风洞试验[J]. 航空学报, 2025, 46(2): 130425-130425.