基于高溫燃氣引射的引射器設計與實驗研究

王海鋒, 徐大川, 趙 芳,*, 陳志強, 任澤斌, 史 煜

(1.空氣動力學國家重點試驗室, 四川 綿陽 621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設備設計及測試技術研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

作為一種輸送流體的裝置，引射器依靠高壓流體流經引射噴嘴而形成的高速射流引射另一種低壓流體，并在裝置中進行動量交換，從而達到將低壓流體轉變?yōu)楦邏毫黧w的目的。引射器不需要各種轉動機械，僅需要簡單的噴嘴與管道等部件就可以實現流體的輸送，被廣泛應用于氣體及化學工業(yè)、真空技術、風洞試驗設備以及各類壓力恢復系統等[1-2]。

引射器的工作原理如圖1所示，主要由引射噴嘴、吸入室、混合室和擴壓段等部分組成。引射氣流經噴嘴加速后進入吸入室，將低壓的被引射氣流帶入混合室，在混合室內通過分子擴散、湍流脈動、氣流旋渦和激波作用充分混合，引射氣流將動量傳遞給被引射氣流，再經擴壓段減速增壓后排至外部環(huán)境[3]。

圖1 引射器原理示意圖

在超聲速引射器研究中，最根本的問題是如何在盡可能小的尺度內滿足高增壓比及高引射效率的要求。影響超聲速引射器引射特性的流動參數主要有引射氣流入口總壓、總溫、流量，引射噴嘴出口馬赫數，被引射氣流入口總壓、總溫、流量，擴壓段出口壓力等。為減小引射器結構尺寸和提高引射效率，往往采用提高引射氣流溫度和馬赫數的方法。引射器可采用的引射氣體種類很多，如常溫壓縮空氣、高溫水蒸氣、燃氣發(fā)生器高溫排氣等，不同類型高能流體的特點和適用范圍不同。采用高溫燃氣引射，具有引射效率高、體積尺寸小等特點，是較具發(fā)展?jié)撡|的引射氣源之一。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)廖達雄等[4]通過實驗驗證了等壓混合引射器性能計算分析與工程設計方法的可靠性以及多噴管引射方式應用于等壓混合引射器的可行性。在以高溫燃氣作為引射氣體進行設計時，陳志強等[5]驗證了采用酒精在過氧化氫催化分解氣體中實現自燃以提高氣體發(fā)生器排氣溫度的方法。劉化勇[6]開展了超聲速引射器的數值模擬方法及其引射特性研究。國防科技大學徐萬武等[7-9]開展了大量關于環(huán)形引射器的數值仿真研究和試驗研究，采用燃氣引射器作為真空排氣系統建立了Ф330 mm和Ф700 mm連續(xù)式高焓自由射流試驗系統，吳繼平、陳健等[10-12]以多噴管超聲速引射器為研究對象，系統地研究了超聲速引射器的設計理論以及啟動特性和負載匹配特性，鄒建軍等[13]建立了單模塊兩級超聲速環(huán)形引射系統，采用不同參數的高溫燃氣分別作為一級、二級引射器驅動工質，對二級引射器單獨啟動特性、兩級引射器自身參數匹配特性以及有負載情況下的系統匹配特性進行了試驗研究。北京航空航天大學邱義芬等[14]對多噴嘴引射器的工作過程進行了分析，給出了引射器性能參數的理論計算方法。哈爾濱工程大學張鯤鵬等[15]以高壓氣體引射器試驗臺為基礎，研究了氣體引射器在高壓工況下的工作特性。東北大學汪吉軍[16]對蒸汽噴射器的噴嘴性能進行了數值模擬，研究了不同熱力參數和結構參數的噴嘴對噴射器性能的影響。根據國外公開報道，美國和以色列在某激光器壓力恢復系統中采用70%過氧化氫催化分解的燃氣驅動引射系統，但燃氣總溫和引射效率不高，最大壓縮比受限[17]。隨著國外吸氣式高超聲速推進系統研究的深入，高性能燃氣引射系統在高空模擬試驗設備的設計中也得到了應用[18]。

在超聲速引射器研究中，中心型超聲速引射器、環(huán)型超聲速引射器的研究與實驗均有大量文獻報道，但高溫燃氣引射條件下多噴管超聲速引射器研究的公開文獻則較少。本文結合氣體熱力學理論和等壓引射器設計理論方法，提出了高溫燃氣熱力學參數計算方法，研制了基于高溫燃氣引射的超聲速引射器試驗平臺，研究了零引射和被引射氣流引射兩種狀態(tài)下的工作性能以及引射氣流溫度變化對工作性能的影響。

1 高溫燃氣引射器設計

高溫燃氣引射器設計主要包括高溫燃氣熱力學參數計算和引射器參數計算。高溫燃氣熱力學參數計算主要依據理想氣體混合物燃燒所滿足的熱力學相關理論；引射器參數計算則采用等壓混合引射器一維理論設計方法，該方法在傳統引射器工程設計與應用上得到了充分驗證[1, 4]。本次設計的引射氣流溫度和壓力均不太高，可作為理想氣體而簡化計算，因此采用傳統引射器工程設計方法是可行的。

1.1 高溫燃氣熱力學參數計算

作為引射器的引射氣流，高溫燃氣的熱力性質參數對引射器設計有著關鍵影響。高濃度酒精溶液與空氣發(fā)生燃燒時，將經歷霧化、蒸發(fā)和燃燒等物理化學過程，伴隨著吸熱和放熱等現象。在理論計算時，需要進行如下假設：

(1) 假設在空氣富余的情況下，酒精溶液與空氣完成燃燒，生成水蒸氣和二氧化碳，燃燒方程為：

C2H6O+aH2O(l)+(3+b)(O2+3.76N2)

→2CO2+(3+a)H2O(g)+

bO2+(11.28+3.76×b)N2

(1)

式中：a為酒精溶液中水的摩爾分數；b為富余的空氣摩爾分數。

(2) 假設燃燒過程沒有做功，也無壁面?zhèn)鳠?，則燃燒反應物的焓值Hr與燃燒生成物的焓值Hp相等。燃燒反應物包括酒精溶液中的酒精和少量水以及空氣，其焓值為：

Hr=HC2HO+aHH2O(l)+(3+b)(HO2+3.76HN2)

(2)

式中：HC2HO為酒精燃燒熱值；HH2O(l)、HO2、HN2分別為水、氧氣和氮氣在常溫下的焓值。

燃燒生成物包括二氧化碳、水蒸氣和剩余的空氣，其焓值為：

Hp=2HCO2+(3+a)HH2O(g)+bHO2

+(11.28+3.76×b)HN2

(3)

式中：HCO2、HH2O(g)分別為二氧化碳和水蒸氣的生成焓；HO2、HN2分別為氧氣和氮氣在高溫下的焓值。

燃燒反應物和生成物的焓值相等，根據高濃度酒精溶液的濃度和流量、空氣流量以及對燃燒后燃氣溫度的要求，利用式(2)和(3)，即可求得所需的酒精溶液和空氣流量的配比。

(3) 假設燃燒后的高溫燃氣滿足理想氣體混合物的基本定律，即滿足吉布斯等溫等容混合定律、道爾頓定律和亞美格定律[19]。通過上述定律，即可計算出高溫燃氣的摩爾質量M、氣體常數R、質量定壓熱容cp和質量定比熱容cV等熱力學參數，這里不再贅述。

1.2 引射器參數計算

依據等壓混合引射器設計理論，作以下假設：引射器中的氣體為理想氣體，混合過程中氣體熱力學參數保持不變；引射氣流和被引射氣流在混合室入口處是均勻的；引射器中的流動是絕熱的，并忽略氣體在壁面上的摩擦損失；引射氣流和被引射氣流的混合過程中沒有化學反應，且混合過程在進入平直段之前完成；由于分析時著眼于氣流的壓力恢復性能，而在一定的來流雷諾數和入口馬赫數范圍內，平直段內氣流通過波系的壓力損失與具有相同波前馬赫數的正激波損失相當，因此假定混合后的超聲速氣流在平直段中通過一正激波變成亞聲速氣流；沿收縮段壁面上的靜壓是相同的，且等于被引射氣流在混合室入口處的靜壓[4]。計算模型如圖2所示，等壓引射器內的混合流動過程需滿足質量、動量和能量守恒定律。

質量守恒：

m3=m1+m2

(4)

動量守恒：

m3v3+p3A3=m1v1+m2v2+

(5)

能量守恒：

m3·cp3·Tt3=m1·cp1·Tt1+m2·cp2·Tt2

(6)

式中：m為質量，v為速度，A為面積，p為靜壓，cp為質量定壓熱容，Tt為總溫；下標1、2、3分別表示引射氣流、被引射氣流和混合氣流的參數。

圖2 等壓混合引射器設計模型

取混合室入口和出口之間作為控制面，根據理想混合氣體性質可得到混合后氣體的物性參數，開展等壓混合引射器性能計算分析。從上述守恒方程，利用引射器引射系數、溫度比以及諸氣動參數的定義，可得到等壓混合引射器的性能計算方程：

(7)

(8)

(9)

pt1π(λ1,γ1)=pt2π(λ2,γ2)=pt3π(λ3,γ3)

(10)

(11)

(12)

pt4=σ4pt3

(13)

pt4π(λ4,γ3)≥pamb

(14)

式中：pt為總壓，R為氣體常數，γ為比熱比，k為引射系數，λ為速度系數，c為質量定壓熱容比，θ為總溫比，d為面積比，Ф為混合室收縮比，Ψ為亞擴段面積擴張比，σ為總壓比，pamb為環(huán)境壓力；下標1、2分別表示引射氣流、被引射氣流的參數，下標3、4分別表示混合氣流在圖2中的截面3、截面4處的參數。

利用上述方程，可根據被引射氣流的流動和物性參數、引射氣體的物性參數以及引射器增壓比等性能要求，確定所需要的引射氣體流動參數以及引射器系統的幾何尺寸。

2 實驗裝置及儀器

引射器實驗裝置主要包括進氣段、兩級等壓多噴嘴引射器、排氣段、燃氣發(fā)生器、酒精供應系統、空氣供應系統(含高壓氣源、閥門及管路等)和測量控制系統。圖3為實驗裝置示意圖，實物如圖4所示。

進氣段外接環(huán)境大氣，通過設計節(jié)流文氏管喉道尺寸模擬空氣被引射氣流的流量條件。被引射氣流設計點流量360 g/s，總壓4 kPa。兩級引射器均采用12個噴嘴的多噴嘴高溫氣流引射方式，其主要設計參數見表1。一級、二級引射器的引射馬赫數分別為5.0、3.9，引射壓力分別為2.41和2.83 MPa，引射氣流總溫分別為800和900 K。兩級引射器總引射系數ktotal設計值為0.111，總增壓比εtotal設計值為25。

圖3 引射器實驗裝置示意圖

圖4 引射器實驗裝置

表1 引射器設計參數Table 1 Design parameters of the ejector

引射氣源為高溫高壓氣源，由燃氣發(fā)生器燃燒提供。根據工程實際經驗，燃氣發(fā)生器優(yōu)先采用空氣加酒精燃燒。究其原因，對比分析包括采用“液氧/氣氧+煤油”組合燃燒、高濃度過氧化氫純分解、過氧化氫加燃料燃燒、“空氣+酒精”組合燃燒等在內的常用熱氣源：由于液氧/氣氧的危險性，“液氧/氣氧+煤油”方案對系統的使用環(huán)境和維護保養(yǎng)等提出了很高的要求；高濃度過氧化氫純分解方案分解產生的溫度低、成本高昂，系統整體效率較低；過氧化氫加燃料燃燒方案系統成本較高，氧化劑易爆炸且難以存儲[1]；而采用高壓空氣和工業(yè)酒精(燃料)作為推進劑，安全無毒、儲存性能好、便于運輸和處理，價格便宜且容易獲得，適應引射系統安全性及經濟性等要求[20]。

燃氣發(fā)生器設計工作流量為24 kg/s，工作壓力3～4 MPa，燃氣溫度900～1100 K。由于引射器設計引射流量為3.25 kg/s，僅為燃氣發(fā)生器工作流量的13.5%，因此，在實驗時需對燃氣發(fā)生器出口流量進行分流處理，將多余流量的燃氣通過尾噴管和排氣段直接排入大氣。

實驗裝置基本工作過程：先通過控制空氣供應系統為燃氣發(fā)生器提供所需流量的空氣；再由酒精供應系統為燃氣發(fā)生器提供所需流量的酒精；然后燃氣發(fā)生器點火燃燒，生成符合引射器工作要求的高溫高壓燃氣；高溫高壓燃氣經分流后，一部分直接提供給引射器二級集氣室，同時通過一級、二級集氣室間的分流管路為一級集氣室提供高溫燃氣，從而保證引射器一級、二級均能正常運行；引射器正常工作后，會將模擬空氣被引射氣流從設計點壓力不斷混合增壓后直接排入大氣。

為進行引射器工作參數及性能測試，在進氣段和引射器出口段設置了總壓排架，用于測試引射器被引射氣流總壓和出口氣流總壓；在引射器一級、二級集氣室和燃氣發(fā)生器燃燒室出口設置了壓力和溫度測點，用于測試引射器引射氣流的工作壓力和溫度；在兩級引射器沿程壁面設置了一排靜壓測點，用于初步判斷引射器沿程流場結構是否成功建立。實驗裝置中的壓力和溫度測點分布位置如圖3中的黑色圓點所示。

測試設備和儀器主要包括計算機測量控制系統以及壓力、溫度測量儀器。計算機測量控制系統通過PLC控制器對燃氣發(fā)生器空氣供應管路閥門和酒精供應電磁閥等設備進行時序控制；絕壓傳感器用于測量引射器入口壓力，量程5 kPa，精度0.05%；壓阻式差壓傳感器，包括10 MPa量程傳感器(測量燃氣發(fā)生器供應系統中的空氣和酒精管路壓力)、6 MPa量程傳感器(測量燃燒室和引射器一級、二級集氣室的壓力)，精度均為0.2%；采用K型熱電偶測量燃燒室出口和引射器一級、二級集氣室的溫度，量程1200 K，精度0.25%。

3 實驗結果與分析

3.1 兩種引射狀態(tài)實驗

開展了模擬空氣被引射氣流和零引射兩種引射狀態(tài)的實驗。圖5為工作壓力曲線，由燃氣發(fā)生器燃燒室壓力曲線可以看出：在2 s時，燃氣發(fā)生器點火成功，燃燒室壓力保持穩(wěn)定(約3.52 MPa)。從引射器集氣室壓力曲線可以看出：壓力值基本保持穩(wěn)定，一級約2.38 MPa，二級約2.87 MPa，均到達設計值要求。圖6為工作溫度曲線，可以看出燃燒室出口氣流溫度基本穩(wěn)定在1080 K左右，一級、二級引射氣流溫度分別在790和910 K左右，驗證了高溫燃氣熱力學參數的工程計算結果與實驗結果基本相近。由于引射器集氣室空間較大，且熱電偶溫度傳感器測量有一定滯后性，因此集氣室氣流溫度測量結果有明顯的“爬升”現象。

圖5 工作壓力曲線

圖7為引射器入口壓力曲線?？梢钥闯觯涸谀M空氣被引射氣流(流量為360 g/s)狀態(tài)下，引射器啟動迅速，在啟動后1.2 s能夠使被引射氣流總壓降低到3.89 kPa，隨工作時間增長，總壓保持穩(wěn)定，引射能力優(yōu)于設計值4 kPa；在零引射狀態(tài)下，引射器啟動后約1.5 s能夠使盲腔壓力降到1.33 kPa，隨工作時間增長，盲腔壓力也不斷降低，能夠達到0.53 kPa左右。

圖7 引射器入口壓力曲線

圖8為兩種引射狀態(tài)下引射器壁面沿程靜壓分布曲線。可以看出：在收縮段中，基本實現了引射氣流與被引射氣流的等靜壓混合；在平直段內，超聲速氣流通過一系列激波系轉變?yōu)閬喡曀贇饬鳎虼吮诿嫔系撵o壓逐步增加而非突然上升；二級平直段出口的亞聲速氣流在擴散段中進一步減速增壓并排入大氣。實驗結果表明：在兩種引射狀態(tài)下，引射器一級和二級均正常啟動，激波位置均處于平直段內，引射器均能夠正常工作。被引射氣流的有無對引射器內部流場的結構產生了一定影響，當有二次來流后，兩級平直段內的激波均向后移動了一些位置。

圖8 引射器壁面沿程靜壓分布

表2給出了引射器實驗結果與設計值的比較。實驗得到的引射器一級、二級的引射壓力和溫度，被引射氣流總壓，總引射系數ktotal和總增壓比εtotal均與設計值基本一致，證明了采用第1節(jié)中的公式進行基于高溫燃氣引射的多噴嘴超聲速引射器理論參數設計能夠滿足工程設計要求。

表2 實驗結果與設計值對比Table 2 Comparison of experimental results and design values

3.2 引射氣流溫度的影響

通過調節(jié)燃氣發(fā)生器中的空氣和酒精流量，可以控制燃氣發(fā)生器的燃氣溫度。燃氣發(fā)生器空氣和酒精流量與高溫燃氣溫度實驗結果如圖9所示。在空氣流量23.5 kg/s、酒精流量776 g/s狀態(tài)下，燃氣發(fā)生器出口燃氣溫度約為1080 K，基本滿足設計值1100 K的要求。通過熱力學參數理論計算結果與實驗結果對比(見表3)，可以看出兩者燃氣溫度結果比較接近，充分驗證了理論計算的可行性。通過理論計算結果可以有效指導燃氣發(fā)生器中的空氣和酒精流量調節(jié)，從而控制燃氣溫度的調節(jié)。

圖9 燃氣發(fā)生器工作參數曲線

表3 燃氣發(fā)生器實驗結果Table 3 Experimental results of the gas generator

采用上述方法調節(jié)和控制不同的引射氣流溫度，得到的實驗結果如表4所示。

表4 不同引射氣流溫度的實驗結果Table 4 Experimental results of different ejection flow temperatures

實驗結果表明：引射氣流溫度在低于設計值100 K的范圍內變化時，引射器均能正常工作，且引射器入口壓力也基本保持不變，證明了引射氣流溫度在此范圍內變化對引射器工作性能無影響。因此，在后續(xù)的設計或運行中，可以適當降低燃氣發(fā)生器的酒精噴前壓力，有利于高溫燃氣供應系統的參數優(yōu)化。另外，由于進一步降低溫度可能導致燃氣發(fā)生器無法成功點火，所以未繼續(xù)降低溫度。

4 結 論

(1) 在實驗狀態(tài)下，引射器的工作壓力、溫度等主要參數均達到設計值要求，可實現引射器正常啟動和穩(wěn)定工作。

(2) 在保證引射器正常啟動的條件下，引射氣流溫度適當調節(jié)變化，不會對引射器整體工作性能產生影響。

(3) 采用高溫燃氣熱力學參數計算方法和等壓引射器理論方法設計的基于高溫燃氣引射的多噴嘴超聲速引射器能夠滿足工程設計要求。