等截面環(huán)形引射器流場研究

涂寧　熊荊江　何鵬　江睿

摘? 要： 本文利用CFD軟件對等截面超聲速環(huán)形引射器進(jìn)行數(shù)值模擬，求解了引射器的流場。結(jié)果表明在保持環(huán)形引射器結(jié)構(gòu)參數(shù)、幾何參數(shù)以及 其他邊界條件不變時(shí)，入口總壓與引射器盲腔壓強(qiáng)的比值基本上保持不變，想要得到較低的盲腔壓強(qiáng)，可以在保持引射器正常啟動(dòng)的條件下，盡可能地 降低入口總壓。

關(guān)鍵詞： 高空模擬試車臺(tái);引射器;數(shù)值模擬;航空發(fā)動(dòng)機(jī)

中圖分類號(hào)：V233.1+2? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)（簡稱高空臺(tái)） 是在地面上模擬飛機(jī)整個(gè) 飛行包線范圍內(nèi)的各種飛行狀態(tài)，對發(fā)動(dòng)機(jī)及其部件進(jìn)行試驗(yàn)的大型試驗(yàn) 設(shè)備。高空臺(tái)在國防工業(yè)中，尤其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展中所起的作用是巨大的[1]。而在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的高空模擬實(shí)驗(yàn)中，需要模擬發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口的排氣 環(huán)境壓力。為了模擬發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口在高空工作時(shí)的負(fù)壓（真空度）條件， 我們一般采用抽氣機(jī)抽氣或引射器引氣這兩種設(shè)計(jì)方案。引射器引氣，引 射器具有結(jié)構(gòu)簡單可靠，無轉(zhuǎn)動(dòng)部件、體積小、反應(yīng)快速、機(jī)動(dòng)靈運(yùn)轉(zhuǎn)費(fèi) 用低廉、操作維修方便以及對被抽介質(zhì)無嚴(yán)格要求等特點(diǎn)。隨著計(jì)算機(jī) 技術(shù)的發(fā)展和對計(jì)算方法的深入研究，計(jì)算流體力學(xué)（ CFD ）技術(shù)已經(jīng)廣 泛應(yīng)用于引射器內(nèi)流場的研究， CFD技術(shù)克服了理論分析和實(shí)驗(yàn)研究兩者 的缺點(diǎn)成為研究引射器復(fù)雜內(nèi)流場一種重要的研究手段和途徑，它不僅能 給出設(shè)備內(nèi)大致的流場結(jié)構(gòu)，而且能提供一些實(shí)驗(yàn)不能或者很難測定的信 息。采用CFD技術(shù)分析研究引射器的流場結(jié)構(gòu)，深入分析引射器性能的影 響因素和規(guī)律，給引射器工程設(shè)計(jì)提供必要的指導(dǎo)[2]。

1 物理模型和數(shù)值方法

引射器雖然結(jié)構(gòu)簡單，但是其內(nèi)部流場十分復(fù)雜，因?yàn)橥牧髟斐闪?兩種流體間的剪切、卷吸作用以及混合過程中邊界層與避面、壓力面間復(fù) 雜的相互作用。再加上粘黏性干擾、分離渦、真實(shí)氣體效應(yīng)等物理現(xiàn)象， 使得這一過程更加復(fù)雜，更加造成一般氣體動(dòng)力學(xué)理論解釋的困難。因此 做以下假設(shè)：（ 1 ）不考慮水蒸氣的冷凝。（ 2 ）超聲速環(huán)形引射器中的氣 體流動(dòng)為等熵流動(dòng);（ 3 ）不計(jì)壁面摩擦，也不考慮熱量損失;（ 3 ）在 混合段和擴(kuò)壓段，引射流與被引射流的物理參數(shù)是均勻的;本文選取的是 RNGk-ε模型，此模型與k-ε模型十分相似，但相比于k-ε模型進(jìn)行了許多改 進(jìn)，因此在更廣泛的流動(dòng)中較k-ε模型可信度與精度更高，所以在進(jìn)行超聲 速環(huán)形引射器流場計(jì)算時(shí)，選擇使用RNGk-ε模型。

1.2? 數(shù)值方法

在本文中，將利用時(shí)間相關(guān)法求解二維構(gòu)型的超聲速環(huán)形引射器流 場，數(shù)值求解時(shí)，采用二階迎風(fēng)格式對連續(xù)方程、動(dòng)量方程、和能量方程 進(jìn)行耦合求解，這種求解方法對于超聲速環(huán)形引射器內(nèi)部的流場結(jié)構(gòu)捕 捉起著至關(guān)重要的作用，然后再求解湍流運(yùn)輸方程，時(shí)間上采用顯示的 Runge-Kutta方法進(jìn)行迭代推進(jìn)，直至流場收斂。

1.3? 邊界條件

超聲速環(huán)形引射器噴管入口處采用壓力邊界條件，總壓為1.2MPa，入 口總溫為600K不變，被引射流入口采用質(zhì)量流量邊界條件，流量為1.2kg/s， 亞音速擴(kuò)壓器出口處采用壓力邊界，出口壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓

2 流場分析

從圖2? （噴管入口總壓為0.6MPa是馬赫數(shù)分布圖）和圖3? （噴管入口總 壓為0.6MPa是壓力分布圖） 可以看出來引射器管道內(nèi)存在著復(fù)雜的波系結(jié) 構(gòu)，隱射氣流在噴管喉道附近馬赫數(shù)達(dá)到1 ，即聲速，過噴管喉道后繼續(xù) 向前膨脹，馬赫數(shù)繼續(xù)增加達(dá)到超聲速，在噴管出口附近將達(dá)到最大值， 從噴管出來的氣流在混合式前端進(jìn)一步膨脹，因?yàn)榛旌鲜业慕孛娣e大于噴 管出口截面面積，壓強(qiáng)也隨之降低，然后氣流在中心軸線上發(fā)生碰撞，形 成第一道反射斜激波，接著該激波射向在引射器內(nèi)壁面上，再次形成一道 反射激波，由于激波附面層的干擾，引起了壁面附面層分離，這些波系在 引射器內(nèi)部來回反射形成多道波系，也正是因?yàn)檫@些波系使氣流達(dá)到了減速增壓的效果。

圖4 、5 、6為保持其他邊界條件不變時(shí)入口總壓為0.3 、0.6 、0.8MPa 的壓力等值線圖，從圖中可以清晰地看出，隨著總壓的降低，正激波慢慢 由亞音速擴(kuò)壓器出口附近向引射器前端靠近， 當(dāng)總壓降低至0.4MPa時(shí)， 亞 聲速區(qū)已經(jīng)處在引射器的中間位置，如果繼續(xù)降低入口總壓，則會(huì)導(dǎo)致引 射器啟動(dòng)失敗，如圖7所示管道內(nèi)是亞音速流場，由此可知該引射器的啟 動(dòng)壓強(qiáng)應(yīng)該在0.4MPa附近。從表1中可以看出，在保持環(huán)形引射器結(jié)構(gòu)參 數(shù)、幾何參數(shù)以及其他邊界條件不變時(shí)，入口總壓與引射器盲腔壓強(qiáng)的比 值基本上保持不變，想要得到較低的盲腔壓強(qiáng)，可以在保持引射器正常啟 動(dòng)的條件下，盡可能地降低入口總壓。

3 結(jié)論及待研究的問題

（ 1 ）在保持環(huán)形引射器結(jié)構(gòu)參數(shù)、幾何參數(shù)以及其他邊界條件不變 時(shí)，入口總壓與引射器盲腔壓強(qiáng)的比值基本上保持不變。（ 2 ）想要得到 較低的盲腔壓強(qiáng)，可以在保持引射器正常啟動(dòng)的條件下，盡可能地降低入 口總壓。（ 3 ）本文只是對環(huán)形引射器流場進(jìn)行了一個(gè)初步的研究，還有 很多因素未考慮進(jìn)來，如壁面摩擦、換熱、空氣的冷凝、不同的結(jié)構(gòu)形式 等等。

參考文獻(xiàn)：

[1]張玉金，我國航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)的發(fā)展[J].航空科學(xué)技術(shù)，1999 （03）.

[2]張飛，王志浩，張秀玲，高空模擬試車臺(tái)等截面式環(huán)形蒸汽引射器零二次流 流場數(shù)值模擬[A].桂林航天工業(yè)高等?？茖W(xué)校學(xué)報(bào)，2008，50（02）.

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