串聯(lián)式超聲速環(huán)形引射器的設計與分析*

童 華,劉振俠

(西北工業(yè)大學動力與能源學院,西安 710072)

0 引言

高超聲速飛行器已經(jīng)成為世界各大國航空航天領(lǐng)域研究的熱點,高超聲速風洞的建設是發(fā)展高超飛行器的必要先行工作之一。高超聲速風洞的運行方式有三種:高壓下吹-真空抽吸式,高壓下吹-空氣引射方式及高壓下吹方式,為了尋求高效的風洞運行方式,文中對高壓下吹-空氣引射方式進行了性能計算及方案論證。

1 引射器概述

隨著風洞運行馬赫數(shù)的增加,風洞要求更高的滯止壓力和啟動壓力,從而導致風洞最大運行時間和最大馬赫數(shù)蒙受損失[1]。

引射器就是一種克服以上問題的裝置,其起到了降低吸入室內(nèi)的壓力,完成輸送和加壓功能,提高風洞增壓比的作用。引射器的作用原理是:高壓引射氣流經(jīng)引射器噴管加速,加速后的引射氣流與試驗段進入的被引射氣流在混合段內(nèi)充分混合,從而達到減低混合后的氣流流速,增高壓力,完成輸送功能的目的。如果混合后的氣流流經(jīng)擴散段達不到排入大氣的壓力,需要在引射器的下游增設第二級引射器或第三級引射器,直到混合后的氣流流經(jīng)擴散段達到排入大氣的壓力。

圖1 串聯(lián)式兩級超聲速環(huán)形引射器示意圖

引射器一般設置在風洞試驗段下游,串聯(lián)式超聲速環(huán)形引射器主要結(jié)構(gòu)如圖1所示,主要由噴嘴、吸入室(一級引射器、二級引射器)、混合段、擴壓段等部分組成。

高超聲速風洞設置引射器的級數(shù),取決于最后一級引射器混合段出口氣流總壓P0c與試驗段出口即引射器入口的總壓P01之比P0c/P01。由FD-03高超音速風洞運行參數(shù)推斷[2],兩米量級高超聲速風洞采用兩級串聯(lián)式引射器,設計增壓比為9。

對于環(huán)形引射系統(tǒng)[3],一般有三種運行狀態(tài),其啟動激波位于第二喉道時,稱為臨界狀態(tài)。啟動激波位于亞音速擴壓段時,稱為超臨界狀態(tài)。啟動激波位于混合室時,稱為亞臨界狀態(tài)。引射器在臨界狀態(tài)下工作時,可以得到較高的引射系數(shù),但是控制不好就會造成堵塞[4]。

2 引射器計算方程

引射器的計算模型如圖1所示,按照一維方法計算引射器的狀態(tài)參數(shù),計算過程采用了如下假設:

1)引射氣體為理想氣體,氣體熱力學參數(shù)保持不變;

2)引射器中流動是絕熱的,忽略氣體壁面上的摩擦損失;

3)引射氣流與被引射氣流之間無化學反應;4)兩股氣流混合接觸面邊界壓力相等。

引射器噴管出口參數(shù)用上標＜′＞表示,即出口面積 F′,速度系數(shù) λ′,總壓 P′0;低壓被引射參數(shù)用下標 ＜1 ＞,即 F1、λ1、P01;混合段末端參數(shù)用上標＜″＞表示,即 F″、λ″、p″0 。

2.1 相同溫度,圓柱形混合段的氣體引射器,在非臨界狀態(tài)下的方程

1)連續(xù)方程:

2)動量方程:

3)引射方程:

4)膨脹比估算公式[4]:

2.2 相同溫度,圓柱形混合段的氣體引射器,臨界狀態(tài)運行計算方程,需要補充臨界截面的兩個輔助方程

1)幾何關(guān)系式:

2)動量關(guān)系式:

表1 兩級引射器的結(jié)構(gòu)尺寸和引射馬赫數(shù)

表2 臨界截面馬赫數(shù)

其中引射系數(shù) :K=G1/G′,面積比 :α=F′/F,膨脹比:′0=P′0/P01,增壓比:″0=P″0/P01

二級引射器由一級引射器出口的氣體流量、總溫、總壓和面積比作為初始條件來計算。

3 兩米量級高超聲速風洞的引射器計算方案

根據(jù)現(xiàn)有風洞尺寸推算兩米量級的引射器尺寸及引射馬赫數(shù),其具體數(shù)值如表1所示。

在給定試驗段的總壓損失系數(shù)時采用兩倍正激波損失,試驗段的模型損失取0.9,亞聲速擴散段損失取0.8.假設從風洞的排氣壓力略大于大氣壓,采用兩級引射器計算。

4 計算結(jié)果與分析

由表3和表4中的結(jié)果可以看出:

1)馬赫數(shù)4～8,前室總壓能夠滿足風洞啟動滯止壓力,因此兩級引射器可以提供風洞正常的運行。

2)在臨界狀態(tài)下一級引射器在臨界截面馬赫數(shù)如表2所示,說明試驗馬赫數(shù)越高,靜壓越低,引射臨界馬赫數(shù)越高,但是還沒有超過馬赫數(shù)4,氣流不會出現(xiàn)冷凝。

3)隨著試驗馬赫數(shù)的增高,一級引射器的臨界引射氣流流量也在增高,這和非臨界引射不同。

4)增壓比相同,無論臨界還是非臨界,計算結(jié)果表明引射器所需的引射氣流量基本相同。不同試驗馬赫數(shù),相同的增壓比,所需引射氣流流量也很相近。

5)馬赫數(shù)4～8,引射器的氣體流量都超過1600(kg/s),高過被引射氣流一個數(shù)量級,這就是造成引射器運行的風洞每次試驗費用高的主要原因。

6)引射器運行的高超聲速風洞需要配備非常龐大的高壓氣源,并且隨著風洞運行時間增長,大型高超聲速風洞的氣源設置是一項巨大的工程。

7)隨著噴管出口直徑的增加,兩級引射器的長度將會很長,考慮亞聲速擴散段和消聲器,設備的場地要求更加苛刻。

表3 臨界狀態(tài)一級、非臨界狀態(tài)二級的引射器性能參數(shù)

表4 非臨界狀態(tài)兩級引射器性能參數(shù)

5 結(jié)論與展望

Φ 2m高超聲速風洞采用串聯(lián)式超聲速引射器能保證風洞的正常運行,但氣源系統(tǒng)和場地的要求將非常的苛刻,風洞的運行成本偏高。另外,針對引射器的應用[5]:引射器的混合室的收縮比,第二喉道長徑比,亞擴段的面積比,氣體物性參數(shù)等對引射器性能的影響需要做大量的計算和實驗研究。

6 致謝

文中的工作中得到中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所王喜榮研究員大力指導,在此一并表示感謝。

[1][美]A.博普,K.L.戈因.高速風洞試驗[M].鄧振瀛,等譯.北京:科學出版社,1980.

[2]范潔川,樊玉辰,姚民棐,等.世界風洞[M].北京:航空工業(yè)出版社,1992.

[3]鄒建軍,周進,徐萬武,等.超音速環(huán)形引射器空氣引射啟動特性試驗[J].國防科技大學學報,2008,30(1):1-4.

[4]劉政崇,廖達雄,董誼信,等.高低速風洞氣動與結(jié)構(gòu)設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,2003.

[5]廖達雄,任澤斌,余永生,等.等壓混合引射設計與實驗研究[J].強激光與粒子速,2006,18(5):728-732.