寬速域引射噴管巡航狀態(tài)流動(dòng)特性仿真

蔡 佳，李子杰，黃河峽，張可心，譚慧俊

(1.南京工業(yè)職業(yè)技術(shù)大學(xué) 航空工程學(xué)院，江蘇 南京 210023；2.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著當(dāng)前航空航天飛行器朝著更高速度、更強(qiáng)機(jī)動(dòng)、更寬包線方向發(fā)展，以燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合形式的推進(jìn)系統(tǒng)(turbine based combined cycle engine,TBCC)，具有水平起降、可重復(fù)使用、用途廣泛的特點(diǎn)，并可發(fā)揮這兩類發(fā)動(dòng)機(jī)在低速和高速的優(yōu)勢(shì)[1]，因此受到工程界和學(xué)術(shù)界的高度重視，并入選中國(guó)科協(xié)2020年發(fā)布的10個(gè)重大工程技術(shù)難題之一。尾噴管作為TBCC推進(jìn)系統(tǒng)的重要部件，其主要是使發(fā)動(dòng)機(jī)出口的燃?xì)庠谖矅姽苤谐浞峙蛎?，將其攜帶的熱能和壓力能轉(zhuǎn)變?yōu)閯?dòng)能，以增大發(fā)動(dòng)機(jī)出口氣流的沖量，從而增大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力[2]。

由于TBCC尾噴管在很大的落壓比范圍內(nèi)工作，且通過(guò)的質(zhì)量流量變化幅度也較大，其擴(kuò)張比從起飛狀態(tài)下的2變化至超聲速巡航狀態(tài)時(shí)的15～20[3]，必須采用一定的技術(shù)手段實(shí)現(xiàn)噴管喉道及面積擴(kuò)張比的調(diào)節(jié)。目前，主要的調(diào)節(jié)方式均是機(jī)械式調(diào)節(jié)法為主，如外筒壁平移[4]、中心體局部轉(zhuǎn)動(dòng)[5]、中心體和尾緣獨(dú)立轉(zhuǎn)動(dòng)方案[6]等，這增加了噴管構(gòu)型的復(fù)雜程度，并且噴管變幾何結(jié)構(gòu)安裝于機(jī)匣外，在一定程度上又增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的阻力。氣動(dòng)式可調(diào)噴管具有更加簡(jiǎn)單的構(gòu)型，工程實(shí)現(xiàn)難度較小又不帶來(lái)附加阻力[7]，獲得了學(xué)術(shù)界和工程領(lǐng)域研究人員的廣泛關(guān)注，其中典型的代表即引射噴管。其將來(lái)自進(jìn)氣道唇罩一側(cè)邊界層的溢流(次流)引入噴管內(nèi)與流出主噴管的氣體(主流)進(jìn)行剪切及動(dòng)能的摻混[8]，從而提高次流的動(dòng)能，有效提升了噴管的推進(jìn)性能，降低了噴管出口面積的調(diào)節(jié)需求，拓寬了進(jìn)氣道—噴管的寬速域工作性能[9]。這種調(diào)節(jié)概念在美國(guó)SR—71飛行器的J—58發(fā)動(dòng)機(jī)上得到成功應(yīng)用[10]。由于次流來(lái)自于進(jìn)氣道，其未經(jīng)過(guò)燃燒，溫度相對(duì)較低，因此次流的存在可在一定程度上隔絕主噴管高溫氣流對(duì)噴管壁面加熱。Ordonez等驗(yàn)證了引射噴管在發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)溫度關(guān)鍵區(qū)域內(nèi)引射冷卻空氣的有效性，并建立了引射噴管冷卻效率模型[11]。引射噴管在飛行器上的另一個(gè)典型應(yīng)用即協(xié)和號(hào)飛機(jī)的Olympus 593發(fā)動(dòng)機(jī)。Olympus 593引射噴管設(shè)計(jì)的初衷之一在于降低噴流噪聲[12]。Bradshaw等認(rèn)為引射噴管降噪的主要機(jī)制在于主次流摻混可更多的噴射噪聲將在噴管內(nèi)壁面中產(chǎn)生并被物理屏蔽；其次，高速排氣與引射的低速次流的混合使得引射排氣羽流的平均速度和剪切水平較低[13]。此外，Olympus 593的引射噴管還可以起到調(diào)節(jié)亞聲速狀態(tài)下的排氣流以及在著陸時(shí)產(chǎn)生反向推力的作用[12]。綜上可見(jiàn)，引射噴管這類排氣系統(tǒng)在改善推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)性能、降低冷卻需求和噪聲水平方面都有一定的優(yōu)勢(shì)。

盡管國(guó)外已有相關(guān)引射噴管的工程應(yīng)用，但現(xiàn)有的研究更關(guān)注于引射噴管的推力性能，對(duì)其內(nèi)部的流動(dòng)結(jié)構(gòu)、主次流之間的摻混特性等研究相對(duì)較少。而引射噴管內(nèi)部的流動(dòng)結(jié)構(gòu)以及剪切層特性是決定其推進(jìn)性能的關(guān)鍵，為此，本文設(shè)計(jì)了一種TBCC推進(jìn)系統(tǒng)引射噴管，并仿真研究了引射噴管內(nèi)部的流動(dòng)特征，旨在為推進(jìn)引射噴管的工程化奠定一定的理論基礎(chǔ)。

1 物理模型

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體需求，本文所設(shè)計(jì)的引射噴管工作范圍為0～4Ma，其中4Ma為該發(fā)動(dòng)機(jī)的巡航狀態(tài)，巡航狀態(tài)主噴管落壓比為75，總壓為2 100 K。基于主噴管喉道截面達(dá)到臨界以及發(fā)動(dòng)機(jī)的流量可確定主噴管喉道直徑Dp?；诎l(fā)動(dòng)機(jī)主噴管尺寸、落壓比以及飛行器對(duì)引射噴管最大外廓尺寸約束，對(duì)引射噴管內(nèi)部型面進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì)，獲得了各設(shè)計(jì)參數(shù)(如引射套筒喉道直徑Dt、主噴管喉道到引射套筒喉道距離Lt、引射噴管出口直徑De、引射噴管長(zhǎng)度Le等)對(duì)推力系數(shù)的影響規(guī)律，具體的參數(shù)化研究過(guò)程可參考文獻(xiàn)[14]，從而獲得了推力性能較優(yōu)的引射噴管結(jié)構(gòu)，如圖 1所示。該引射噴管主要是由主噴管、次流通道、引射套筒、第三流路輔助進(jìn)氣門以及出口面積調(diào)節(jié)片組成。當(dāng)飛行馬赫數(shù)低于1.4時(shí)，由于主噴管落壓比較低，為了避免引射噴管內(nèi)出現(xiàn)嚴(yán)重的過(guò)膨脹現(xiàn)象，第三流路輔助進(jìn)氣門開(kāi)啟，部分噴管外界氣流被吸入至引射噴管內(nèi)，同時(shí)引射套筒尾部的出口面積調(diào)節(jié)片內(nèi)折減小噴管面積擴(kuò)張比；當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于1.4之后，第三流路輔助進(jìn)氣門關(guān)閉[15]，出口面積調(diào)節(jié)片在內(nèi)外壓差作用下逐漸往外旋轉(zhuǎn)，在4Ma狀態(tài)下到達(dá)最大面積位置，此時(shí)調(diào)節(jié)片外表面保持水平狀態(tài)。其中引射噴管的主要設(shè)計(jì)參數(shù)在表 1中列出，引射噴管各設(shè)計(jì)參數(shù)通過(guò)主噴管進(jìn)口直徑D無(wú)量綱化，下文涉及的設(shè)計(jì)參數(shù)值均為無(wú)量綱量。由于引射噴管實(shí)際工作過(guò)程中次流通道的氣流來(lái)源于進(jìn)氣道唇罩放氣，為了簡(jiǎn)化研究，通過(guò)控制次流壓力實(shí)現(xiàn)引射噴管與進(jìn)氣道的流量匹配。

圖 1 引射噴管子午面結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Illustration of the symmetrical plane of ejector nozzle

表1 引射噴管主要設(shè)計(jì)參數(shù)

2 仿真方法與算例檢驗(yàn)

本文采用商業(yè)CFD軟件Fluent進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，由于引射噴管為軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，故使用二維仿真方法獲得其內(nèi)部流動(dòng)特性。選用基于密度修正的N—S方程求解器，其中無(wú)黏對(duì)流通量采用Roe-FDS格式進(jìn)行分裂，并以隱式格式的時(shí)間推進(jìn)法加速數(shù)值計(jì)算的收斂；流動(dòng)控制方程采用二階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散。湍流模型選用S—A模型。設(shè)定的材料為理想氣體，使用Sutherland公式求解分子黏性系數(shù)；考慮到研究中噴管內(nèi)的氣流溫度較高，其Cp(定壓熱容)是溫度的復(fù)雜函數(shù)，為此采用變比熱法來(lái)進(jìn)行仿真研究。根據(jù)文獻(xiàn)[15]采用七次多項(xiàng)式來(lái)描述Cp與溫度的函數(shù)關(guān)系。采用ANSYS ICEM軟件對(duì)引射噴管計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。整個(gè)計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，二維仿真的網(wǎng)格量約為7萬(wàn)，在壁面處進(jìn)行了局部網(wǎng)格加密，保證引射噴管壁面的y+值范圍在1左右。圖 2給出了仿真計(jì)算域以及計(jì)算所用到的邊界條件，其中主噴管和次流噴管入口采用壓力進(jìn)口邊界，自由來(lái)流采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，所有的固體壁面均按照絕熱壁面處理。

圖2 仿真計(jì)算域以及邊界條件示意Fig.2 Schematic of computational domain and boundary conditions

為了驗(yàn)證本文所采用計(jì)算方法對(duì)引射噴管內(nèi)部流動(dòng)預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性，選用NASA風(fēng)洞試驗(yàn)[16]結(jié)果進(jìn)行了算例驗(yàn)證。圖 3為采用本文仿真方法的仿真結(jié)果與NASA風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。圖3中給出了采用主噴管進(jìn)口總壓Pp無(wú)量綱化的引射噴管壁面靜壓ρ/Pp分布，可以看出，采用本文仿真方法得到的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，說(shuō)明該數(shù)值仿真方法可以準(zhǔn)確模擬引射噴管內(nèi)主次流的摻混過(guò)程，可以用于開(kāi)展包含兩股流體引射噴管的設(shè)計(jì)及其流動(dòng)機(jī)理的研究。

圖3 仿真和試驗(yàn)獲得的引射噴管壁面靜壓分布對(duì)比Fig.3 Comparison between numerical and experimental surface pressure

3 結(jié)果與討論

3.1 引射噴管巡航點(diǎn)基本流動(dòng)特性

圖 4給出了飛行馬赫數(shù)Ma=4.0，主噴管落壓比NPRp=75，引射系數(shù)ω為0.02狀態(tài)下引射噴管內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，其中引射系數(shù)[17]

圖4 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number contour of the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

由于次流與主流存在速度差，主流與次流流體相互剪切、摻混形成超—亞聲速剪切層，通過(guò)剪切層進(jìn)行動(dòng)量傳遞。由于主流壓力較高，次流對(duì)主流的束縛作用較弱，使得主次流形成的剪切層逐漸附著在引射噴管套筒壁面，如圖 4中圓圈所示。此時(shí)由主次流形成的剪切層撞擊引射噴管套筒壁面形成若干弱壓縮波，弱壓縮波在引射噴管內(nèi)匯聚形成一道斜激波。此外，引射噴管出口壓力仍然高于外界環(huán)境壓力，處于欠膨脹狀態(tài)，氣流將在外界環(huán)境中進(jìn)一步膨脹。當(dāng)噴管內(nèi)流體流出噴管后與高速外流相撞，在外流一側(cè)形成一道激波，在內(nèi)流一側(cè)形成膨脹波，從而實(shí)現(xiàn)內(nèi)外壓力平衡，該狀態(tài)下具體的波系結(jié)構(gòu)如圖 5所示。

圖6(a)顯示了引射噴管分流流線及亞/超聲速區(qū)域的分布情況，從圖中可以清晰看到，分流流線將引射噴管內(nèi)部的流通區(qū)域劃分為主流區(qū)和次流區(qū)。在主流區(qū)內(nèi)，主流在收縮主噴管出口附近達(dá)到聲速，形成聲速線，引射噴管套筒形成的擴(kuò)張型面使主流進(jìn)一步逐漸加速至超聲速。

圖5 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,設(shè)計(jì)點(diǎn) 引射噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Schematic of the flow structure within the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

圖6 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管亞/超 聲速流動(dòng)區(qū)及壁面靜壓變化曲線Fig.6 Subsonic/supersonic flow region and surface pressure of the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

在引射噴管出口位置，主流壓力顯著高于次流的壓力，主流處于欠膨脹狀態(tài)，因此在引射噴管尾緣產(chǎn)生一系列膨脹波使主流繼續(xù)膨脹。在次流區(qū)內(nèi)，氣流一直加速，可以看到在靠近引射噴管出口附近加速至聲速，這主要是因?yàn)閍～c點(diǎn)之間次流的流通面積逐漸減小，亞聲速次流在面積逐漸減小的通道內(nèi)逐漸加速至聲速，c點(diǎn)后次流流通面積略有增大，達(dá)到聲速的次流在擴(kuò)張型通道內(nèi)繼續(xù)加速至超聲速，因此在次流區(qū)出現(xiàn)了聲速線及超聲速流動(dòng)區(qū)。圖 6(b)給出了引射噴管套筒的壁面靜壓曲線，在a～b點(diǎn)之間壁面靜壓逐漸增大，并在b點(diǎn)達(dá)到最大值，b點(diǎn)同時(shí)也是主/次流剪切層在引射噴管套筒附壁點(diǎn)；b～c點(diǎn)由于流通面積繼續(xù)減小，亞聲速次流進(jìn)一步加速至聲速，對(duì)應(yīng)段的壁面靜壓呈下降趨勢(shì)；超聲速次流在c～d點(diǎn)的擴(kuò)張型流通通道內(nèi)加速膨脹，對(duì)應(yīng)的壁面靜壓進(jìn)一步下降。

為進(jìn)一步分析由剪切層附壁誘導(dǎo)產(chǎn)生的斜激波特性，圖7顯示了由主噴管發(fā)出的流線1～5，e～i分別為流線與噴管內(nèi)斜激波的交點(diǎn)。圖8為流線流經(jīng)斜激波前后的壓力變化曲線，可以看出，圖中壓力突變是由斜激波對(duì)氣流的壓縮引起，其中，點(diǎn)i2后氣流壓力繼續(xù)增大，主要是由于對(duì)稱軸附近斜激波反射，流線5經(jīng)過(guò)反射激波導(dǎo)致。表 2給出了流線在斜激波前后的壓比值及波前馬赫數(shù)，可以發(fā)現(xiàn)沿著激波方向(從外向內(nèi))，激波前后的壓比逐漸增大，說(shuō)明沿著激波方向其強(qiáng)度在逐漸增強(qiáng)。

圖7 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管內(nèi)流線Fig.7 Streamlines in the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

圖8 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,不同流線的 激波前后壓力變化曲線Fig.8 Pressure across the shock points on different streamlines under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

表2 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,流線1～5激波前后壓比Tab.2 Pressure ratios across the shock points on streamlines 1～5 under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

3.2 引射系數(shù)對(duì)引射噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

實(shí)際引射噴管工作時(shí)，次流流過(guò)的流量應(yīng)由進(jìn)氣道—引射噴管一體化之后所決定。為了給后續(xù)一體化研究提供必要的數(shù)據(jù)和技術(shù)支撐，本文專門研究了不同次流通道流量(或引射系數(shù)ω)對(duì)引射噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，其中引射系數(shù)ω變化范圍為0～0.57。圖 9顯示了不同引射系數(shù)下的引射噴管流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖?？梢钥闯?，當(dāng)引射系數(shù)ω為0時(shí)，次流通道沒(méi)有入流，該狀態(tài)為一種極限狀態(tài)，此時(shí)引射噴管內(nèi)的剪切層處于“附壁”狀態(tài)，當(dāng)其附著在壁面時(shí)，超聲速氣流撞擊在引射套筒壁面形成了一道強(qiáng)激波。隨著ω逐漸增加至0.03時(shí)，次流對(duì)主流的束縛作用逐漸開(kāi)始體現(xiàn)，但由于流量較小，剪切層仍然處于附壁狀態(tài)，其在引射噴管內(nèi)附壁位置逐漸后移。當(dāng)引射系數(shù)進(jìn)一步逐漸增大時(shí)(ω=0.06～0.57)，剪切層逐漸脫離引射噴管壁面，此時(shí)的剪切層為“脫體”狀態(tài)；當(dāng)ω增大到0.33以后，此時(shí)次流流量顯著增加，其對(duì)主流的束縛作用增強(qiáng)，剪切層偏向引射噴管對(duì)稱軸一側(cè)，流場(chǎng)中剪切層附壁產(chǎn)生的斜激波消失。當(dāng)引射系數(shù)ω增大到0.57時(shí)，由于次流進(jìn)氣速度很高，當(dāng)次流流過(guò)主噴管背部折角時(shí)膨脹加速至超聲速。由于加速之后氣流壓力降低，低于當(dāng)?shù)丨h(huán)境壓力，從而在次流通道擴(kuò)張段出現(xiàn)一道弓形激波；此外，引射噴管喉道附近的次流速度已達(dá)到聲速，當(dāng)引射噴管開(kāi)始擴(kuò)張時(shí)，次流流體加速至超聲速并迅速膨脹，而膨脹后的氣流方向與引射噴管壁面方向不一致，因此在引射噴管喉道后產(chǎn)生了弱壓縮波匯聚而成的斜激波，該道斜激波穿越剪切層折射至對(duì)稱軸，并在對(duì)稱軸反射。因此，當(dāng)引射系數(shù)較低或較高時(shí)均可以在引射噴管內(nèi)產(chǎn)生斜激波，但其形成原因不同：引射系數(shù)較低時(shí)，管內(nèi)斜激波是由剪切層撞擊引射噴管壁面產(chǎn)生；而當(dāng)引射系數(shù)較高時(shí)，管內(nèi)斜激波是由次流通道內(nèi)的斜激波穿越剪切層折射形成。

圖10對(duì)比了不同引射系數(shù)的主次流分流流線，可以看出，當(dāng)引射系數(shù)ω為0時(shí)，分流流線附壁流動(dòng)，隨著引射系數(shù)逐漸增大，分流流線逐漸遠(yuǎn)離引射噴管壁面。因此，引射系數(shù)的大小將直接影響剪切層的流動(dòng)特性，當(dāng)引射系數(shù)較大時(shí)，剪切層處于脫體狀態(tài)，主流被剪切層束縛而無(wú)法充分膨脹；只有當(dāng)剪切層處于附壁狀態(tài)時(shí)，主流獲得最大程度的膨脹。

圖 11給出了不同引射系數(shù)的引射噴管壁面靜壓曲線，可以看出，在A區(qū)內(nèi)，當(dāng)引射系數(shù)在0～0.03范圍內(nèi)時(shí)，剪切層處于附壁狀態(tài)，剪切層附壁點(diǎn)為靜壓曲線最高點(diǎn)，因此該狀態(tài)在引射噴管擴(kuò)張段的壁面靜壓曲線呈現(xiàn)為先升后降的趨勢(shì)。

圖11 Ma=4,NPRp=75,不同引射系數(shù)的 引射噴管壁面靜壓曲線Fig.11 Surface pressure distribution with different ejecting coefficients under Ma=4, NPRp=75

當(dāng)剪切層處于附壁狀態(tài)時(shí)，增大引射系數(shù)使剪切層附壁點(diǎn)逐漸后移，且附壁點(diǎn)的靜壓峰值逐漸下降；在次流通道內(nèi)，隨著引射系數(shù)增大，流體的靜壓水平逐漸提高，其流動(dòng)的逆壓力梯度降低。當(dāng)ω>0.33時(shí)，剪切層處于脫體狀態(tài)，此時(shí)次流為超聲速流體(1

為進(jìn)一步探究引射系數(shù)引射噴管內(nèi)激波特性的影響，圖 12給出了ω=0.006～0.06范圍時(shí)引射噴管內(nèi)部斜激波前后壓比變化曲線。可以看出，沿激波方向(r/Re遞減方向)激波前后壓比逐漸增大，激波強(qiáng)度逐漸增加。此外，還可以看到隨著引射系數(shù)的增大，p2/p1呈下降趨勢(shì)，這表明引射系數(shù)的增加使得引射噴管內(nèi)斜激波的強(qiáng)度逐漸減弱，這主要是因?yàn)殡S著引射系數(shù)增加，次流流量增大迫使剪切層逐漸脫離引射噴管壁面，剪切層對(duì)壁面的沖擊作用減弱，由此產(chǎn)生的斜激波強(qiáng)度變?nèi)酢?/p>

圖12 Ma=4,NPRp=75,ω=0.006～0.06,引射噴管內(nèi) 斜激波前后壓比變化曲線Fig.12 Pressure ratios along the oblique shock under Ma=4, NPRp=75,ω=0.006～0.06

3.3 引射系數(shù)對(duì)引射噴管推力性能的影響

為了進(jìn)一步評(píng)估引射系數(shù)對(duì)引射噴管推力性能的影響，表 3列出了不同引射系數(shù)條件下引射噴管出口的主要性能參數(shù)?？梢钥吹?，隨著引射系數(shù)的增加，次流絕對(duì)質(zhì)量流量迅速增加，出口速度呈現(xiàn)出先增加后降低的趨勢(shì)，這主要是因?yàn)樵谛∫湎禂?shù)條件下，主流得以充分膨脹，出口速度較高，靜壓較低；隨著引射系數(shù)的增加，次流的束縛能力增強(qiáng)，主流膨脹減弱，因此出口速度逐漸降低，氣流處于較高的欠膨脹狀態(tài)。

表3 Ma=4,NPRp=75,不同引射系數(shù)條件下引射噴管出口性能參數(shù)Tab.3 Exit performance parameters of the ejector nozzle with different ejecting coefficient under Ma=4, NPRp=75

由于該引射噴管包含兩個(gè)流路，其推力系數(shù)的計(jì)算需要綜合考慮主/次流的推進(jìn)性能，推力系數(shù)

式中:Fa為出口沖量；Fi為主次流的等熵推力。

表3給出了巡航點(diǎn)下不同引射系數(shù)下的引射噴管推力系數(shù)。由表3可知，推力系數(shù)隨引射系數(shù)的增大先增加后減小，引射系數(shù)在0.006～0.06的范圍內(nèi)推力系數(shù)可以達(dá)到0.95以上。由于推力是由壓差推力和動(dòng)量推力兩部分組成，結(jié)合前面的分析可知?jiǎng)恿客屏ο仍黾雍蠼档?，而壓差推力先降低后增加，因此?dòng)量推力占據(jù)主導(dǎo)地位。過(guò)大的引射系數(shù)下，盡管增加了次流流量，但畢竟其本身的落壓比相比于主流要低得多，流體所具有的機(jī)械能要低，其能產(chǎn)生的推力增益有限。因此，在實(shí)際引射噴管設(shè)計(jì)中，在巡航點(diǎn)下，引射噴管的引射系數(shù)應(yīng)不宜超過(guò)0.33，否則引射噴管的推力優(yōu)勢(shì)很難體現(xiàn)出來(lái)，甚至?xí)a(chǎn)生負(fù)增益。維持引射系數(shù)在0.006～0.06時(shí)，可獲得較優(yōu)的推力性能。

4 結(jié)論

1)巡航狀態(tài)下，引射噴管內(nèi)部主要的流動(dòng)結(jié)構(gòu)為主/次流剪切層、匯聚激波；沿著匯聚激波方向，激波逐漸增強(qiáng)。

2)剪切層將主次流分隔開(kāi)，對(duì)于主流，其在引射噴管內(nèi)膨脹加速至超聲速；對(duì)于次流，其從亞聲速逐漸加速，在出口附近加速至超聲速；剪切層存在“附壁”和“脫體”2種典型的流動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)引射系數(shù)較低時(shí)，剪切層為“附壁”狀態(tài)；當(dāng)引射系數(shù)逐漸增加，剪切層附壁的位置逐漸后移并最終完全脫離壁面。

3)隨著引射系數(shù)的增加，次流對(duì)主流的束縛作用越強(qiáng)，推力系數(shù)呈現(xiàn)出先增加后降低的趨勢(shì)，當(dāng)引射系數(shù)在0.006～0.06時(shí)，引射噴管的推力系數(shù)可達(dá)到0.95以上。