固沖發(fā)動機進氣道半自由射流試驗直管擴壓器研究

韓建濤 孫順利 李綱 王恒

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2018.0084

摘要：研究了固沖發(fā)動機進氣道轉(zhuǎn)級試驗的半自由射流試驗臺，通過在射流噴管后加裝直管擴壓器，采用數(shù)值模擬方法計算噴管在同一飛行馬赫數(shù)不同飛行高度下的啟動性能，并進行試驗驗證。試驗結(jié)果表明，加裝直管擴壓器的試驗方法可以提高模擬的飛行高度，并大大降低試驗臺建設(shè)成本，利用該試驗方法可為固沖發(fā)動機進氣道轉(zhuǎn)級試驗研究提供有效的試驗流場。

關(guān)鍵詞：固沖發(fā)動機;進氣道;半自由射流;直管擴壓器

中圖分類號：TJ763;V43文獻標(biāo)識碼：A文章編號：1673-5048（2019）04-0095-04

0引言

固沖發(fā)動機以高熱值、高密度的固體貧氧推進劑為燃料，比沖是傳統(tǒng)固體發(fā)動機的3～4倍。整體式固沖發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)較多，部分部件如轉(zhuǎn)級機構(gòu)等的設(shè)計方案種類較多，各方案的成熟度參差不齊[1]。轉(zhuǎn)級裝置是固體火箭沖壓發(fā)動機中的重要部件，關(guān)系著沖壓發(fā)動機能否順利啟動[2]，能否按照預(yù)定規(guī)律順利完成沖壓發(fā)動機動力系統(tǒng)工作模式的轉(zhuǎn)換，直接關(guān)系到飛行任務(wù)的成敗。轉(zhuǎn)級過程是沖壓發(fā)動機研制過程中的關(guān)鍵，通過試驗系統(tǒng)性地研究轉(zhuǎn)級技術(shù)的發(fā)展對于沖壓發(fā)動機研究具有重要意義。地面試驗是沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程研究中的重要項目，全面考核助推器向沖壓發(fā)動機工況轉(zhuǎn)換過程中的整體結(jié)構(gòu)和工作性能。采用地面試驗研究方法可以全面考察進氣道在轉(zhuǎn)級過程中的工作特性和可靠性，為固體火箭沖壓發(fā)動機進氣道入口和出口堵蓋的設(shè)計優(yōu)化及轉(zhuǎn)級時序的確定提供試驗支撐。目前開展轉(zhuǎn)級試驗研究方法主要有三類：

（1）固沖發(fā)動機地面連管試驗。該試驗方法成本較低[3-4]，但由于助推器分離、堵蓋打開等動作會給來流模擬造成較大的擾動，需要設(shè)計專用模擬氣流快速轉(zhuǎn)換裝置，分別滿足助推級和沖壓級對來流模擬的不同要求[5]。直連式試驗的最大缺點在于無法準(zhǔn)確模擬飛行器姿態(tài)角對轉(zhuǎn)級過程的影響，進氣道入口、出口堵蓋的打開過程及引起進氣道的壓力振蕩、起動等現(xiàn)象對轉(zhuǎn)級過程的影響無法得到真實準(zhǔn)確的考核驗證[6]。

（2）自由射流試驗。該試驗方法可以更加真實地考核固體火箭沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程各部件和整機的性能，深入研究轉(zhuǎn)級過程機理。自由射流試驗臺的主動引射排氣反壓系統(tǒng)可以模擬的飛行高度很高，范圍較廣，適用于高空環(huán)境模擬，但試驗臺建設(shè)成本過高，開展試驗的難度和費用較大[7]。

（3）半自由射流試驗。該試驗方法類似自由射流試驗，無需引射裝置，建設(shè)成本較低，但由于無引射，背壓為正常大氣壓，在噴管出口內(nèi)壁面極易發(fā)生氣流分離[8]。因此需要減小氣流分離，增大可用試驗區(qū)域，作為考核固沖發(fā)動機進氣道轉(zhuǎn)

級的主要考核手段。

本文通過在半自由射流試驗平臺射流噴管之后增加輔助引射裝置直管擴壓器，消除由于背壓過高造成的氣流流動分離。通過數(shù)值模擬仿真與試驗驗證，確認加裝直管擴壓器提高半自由射流試驗裝置可模擬的飛行高度，在更大飛行高度范圍內(nèi)獲得轉(zhuǎn)級試驗的流場區(qū)域。

1半自由射流試驗設(shè)備

半自由射流試驗臺由儲氣罐、液壓調(diào)節(jié)閥、穩(wěn)流艙、射流噴管及相關(guān)配套附件組成，其中，儲氣罐供給高溫高壓純凈空氣來流，液壓調(diào)節(jié)閥調(diào)節(jié)來流壓力，穩(wěn)流艙用于調(diào)整純凈空氣氣流的均勻度。氣流進入射流噴管后，達到預(yù)定的馬赫數(shù)和溫度，模擬高空中某一特定飛行高度和飛行馬赫數(shù)下的空氣來流對進氣道吹試，研究固沖發(fā)動機進氣道入口和出口堵蓋打開過程內(nèi)部流場的變化規(guī)律，深入了解轉(zhuǎn)級過程機理。半自由射流試驗臺如圖1所示。

由于原半自由射流試驗臺無主動引射裝置，限流噴管出口直接敞開在大氣環(huán)境下，因無引射系統(tǒng)，背壓很高，在噴管出口內(nèi)壁面處氣流極易發(fā)生分離，模擬的飛行高度有限;增加引射系統(tǒng)后，雖然可以提高模擬飛行高度，但同時試驗臺成本會大大增加[9]。在噴管尾部增加直管擴壓器，對氣流進行增壓，再排到大氣環(huán)境中，保證噴管出口氣流充分膨脹，避免氣流分離，進而獲得足夠大的滿足試驗要求的流場區(qū)域，同時可以大大降低試驗臺成本。

試驗中測量數(shù)據(jù)包括壓力和溫度。壓力測量采用壓電傳感器，主要用于純凈空氣儲氣罐內(nèi)總壓，射流噴管前總壓，直管擴壓器內(nèi)靜壓以及相關(guān)管道壓力的測量;溫度測量采用鎳鉻熱電偶，主要用于儲氣罐內(nèi)氣體溫度及噴管入口處及相關(guān)管道溫度的測量。

2數(shù)值計算

在進行試驗驗證之前，首先通過數(shù)值計算對加裝直管擴壓器的長度及直徑進行選擇，對比得到合理尺寸的直管擴壓器。通過數(shù)值模擬對比了有無直管擴壓器的噴管出口試驗流場，研究該直管擴壓器對半自由射流試驗平臺的提高效果。

2.1物理模型及計算方法

航空兵器2019年第26卷第4期

韓建濤，等：固沖發(fā)動機進氣道半自由射流試驗直管擴壓器研究

由于發(fā)動機噴管出口的試驗流場為軸對稱結(jié)構(gòu)，因此只需要對二維軸對稱模型進行網(wǎng)格劃分，計算的物理模型如圖2所示。

2.2數(shù)值方法

對流動區(qū)域進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，無直管擴壓器的計算網(wǎng)格約3萬個，有直管擴壓器的網(wǎng)格約2萬個，網(wǎng)格質(zhì)量滿足計算要求。計算選用k-ε湍流模型，并用二階迎風(fēng)格式離散與壁面相鄰近的粘性邊界層中，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)修正。收斂準(zhǔn)則為連續(xù)方程、動量方程、能量方程，以及k-ε方程的殘差至少下降3個數(shù)量級，且監(jiān)控點壓強穩(wěn)定。

2.3計算結(jié)果與分析

數(shù)值計算根據(jù)需要選擇出口馬赫數(shù)為2.5，模擬飛行高度分別選擇5km，10km，對比噴管出口的流場，對其是否符合試驗要求進行研究。給定來流總溫總壓以控制出口馬赫數(shù)，如表1所示。

圖3為飛行高度5km，Ma=2.5和飛行高度10km，Ma=2.5兩個狀態(tài)不帶直管擴壓器的噴管出口流場馬赫數(shù)分布圖，射流噴管出口直接通向大氣環(huán)境，背壓為大氣壓。從計算云圖可見，5km，Ma=2.5狀態(tài)噴管可以正常啟動，噴管出口流場可用于開展試驗，而當(dāng)飛行高度提高到10km后，射流噴管不能正常啟動，噴管出口流場不能滿足試驗要求。

圖4為5km，Ma=2.5和10km，Ma=2.5兩個狀態(tài)有直管擴壓器時的馬赫數(shù)圖，直管擴壓器安裝在自由射流噴管出口，直管擴壓器前端與噴管出口相連并且頭部密封，直管擴壓器后端出口通向大氣環(huán)境。結(jié)果表明，安裝直管擴壓器后，5km，Ma=2.5和10km，Ma=2.5兩個狀態(tài)都可以正常啟動，表明加裝直管擴壓器提升了模擬的飛行高度，改善半自由射流噴管的啟動特性。

分析認為，通過在射流噴管尾部增加直管擴壓器，對出口氣流起到一定程度的增壓，再排到大氣環(huán)境中，保證噴管出口氣流充分膨脹，避免氣流產(chǎn)生分離，從而起到不加裝主動引射裝置就能產(chǎn)生一定的引射效果，達到模擬排氣反壓的作用，提升模擬飛行高度。

3試驗驗證

半自由射流試驗臺是為固沖發(fā)動機進氣道提供轉(zhuǎn)級試驗所需的流場，為進一步準(zhǔn)確獲得加裝直管擴壓器對半自由射流試驗平臺模擬飛行高度的提升，進行了試驗驗證，試驗?zāi)Ｐ蜑樵壤Ｔ囼灄l件為給定來流純凈空氣的總溫總壓（按照表1中兩個模擬飛行高度與馬赫數(shù)），通過電加熱控制來流純凈空氣總溫，并通過液壓調(diào)節(jié)閥控制來流總壓。在直管擴壓器頭部上下兩側(cè)布置了壓力傳感器（測點如圖5所示），該位置處于噴管出口位置上側(cè)，當(dāng)噴管正常啟動時，噴管出口形成正常菱形區(qū)域，由于抽吸作用，該位置壓力低于環(huán)境大氣壓;而當(dāng)噴管未啟動，該位置壓力則大于大氣壓，因此，此處壓力可以反映射流噴管的啟動情況。將試驗測得結(jié)果與仿真結(jié)果相對比，監(jiān)測該位置壓強并判斷噴管工作情況。、

4結(jié)論

通過在原有半自由射流試驗平臺上加裝直管擴壓器，降低建設(shè)成本前提下提高了試驗臺可模擬的飛行高度，通過數(shù)值模擬的方法對比了有無直管擴壓器的試驗臺出口流場，通過試驗驗證，得出以下結(jié)論：

（1）原半自由射流平臺上可以開展轉(zhuǎn)級試驗，但可模擬最大飛行高度較低，試驗?zāi)芰τ邢?

（2）在射流噴管后加裝直管擴壓器，可以使射流噴管出口氣流充分膨脹，避免發(fā)生氣流分離，射流噴管在較高飛行高度下也可正常啟動，在一定程度上提高可模擬飛行高度，提升半自由射流試驗臺能力。

參考文獻：

[1]霍東興，閆大慶，高波.可變流量固體沖壓發(fā)動機技術(shù)研究進展與展望[J].固體火箭技術(shù)，2017，40（1）：7-16.

HuoDongxing，YanDaqing，GaoBo.ResearchProgressesandProspectofVariableFlowDuctedRocketTechnologies[J].JournalofSolidRocketTechnology，2017，40（1）：7-16.（inChinese）

[2]張國宏，黃少波，崔金平，等.固體火箭沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)級技術(shù)[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2012，32（3）：129-132.

ZhangGuohong，HuangShaobo，CuiJinping，etal.TransitionTechnologyinIntegratedRocketRamjetEngine[J].JournalofProjectiles，Rockets，MissilesandGuidance，2012，32（3）：129-132.（inChinese）

[3]趙翔，夏智勛，馬立坤，等.固體火箭超燃沖壓發(fā)動機地面直連試驗[J].航空兵器，2018（4）：57-61.

ZhaoXiang，XiaZhixun，MaLikun，etal.DirectConnectedGroundTestofSolidFuelRocketRamjet[J].AeroWeaponry，2018（4）：57-61.（inChinese）

[4]郭昆，唐海龍，何勇攀，等.沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)級技術(shù)研究現(xiàn)狀與展望[J].推進技術(shù)，2015，36（11）：1624-1631.

GuoKun，TangHailong，HeYongpan，etal.ResearchStatusandProspectofTransitionTechnologyforRamjets[J].JournalofPropulsionTechnology，2015，36（11）：1624-1631.（inChinese）

[5]楊石林，張曉旻，齊紅亮，等.固沖發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程中進氣道動態(tài)特性分析[J].中國科學(xué)：技術(shù)科學(xué)，2015，45（1）：25-30.

YangShilin，ZhangXiaomin，QiHongliang，etal.AnalysisonDynamicCharacteristicsoftheInletDuringtheTransitionofaSolidRocketRamjet[J].ScienceChina：TechnologicalSciences，2015，45（1）：25-30.（inChinese）

[6]謝文超，徐東來，蔡選義.空空導(dǎo)彈推進系統(tǒng)設(shè)計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2006：273-274.

XieWenchao，XuDonglai，CaiXuanyi.AirtoAirMissilePropulsionSystemsDesign[M].Beijing：NationalDefenseIndustryPress，2006：273-274.（inChinese）

[7]HirschenCM，HerrmannD.ExperimentalInvestigationsofthePerformanceandUnsteadyBehaviorofaSupersonicIntake[J].JournalofPropulsionandPower，2007，23（3）：566-574.

[8]TanJianguo，WangYi.FreejetExperimentalInvestigationonPerformanceofDualCombustionRamjet[J].JournalofPropulsionandPower，2015，31（1）：478-482.