串聯式超聲速環形引射器的設計與分析*

童 華,劉振俠

(西北工業大學動力與能源學院,西安 710072)

0 引言

高超聲速飛行器已經成為世界各大國航空航天領域研究的熱點,高超聲速風洞的建設是發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擴散段達到排入大氣的壓力。

圖1 串聯式兩級超聲速環形引射器示意圖

引射器一般設置在風洞試驗段下游,串聯式超聲速環形引射器主要結構如圖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,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推斷[2],兩米量級高超聲速風洞采用兩級串聯式引射器,設計增壓比為9。

對于環形引射系統[3],一般有三種運行狀態,其啟動激波位于第二喉道時,稱為臨界狀態。啟動激波位于亞音速擴壓段時,稱為超臨界狀態。啟動激波位于混合室時,稱為亞臨界狀態。引射器在臨界狀態下工作時,可以得到較高的引射系數,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參數,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用上標＜′＞表示,即出口面積 F′,速度系數 λ′,總壓 P′0;低壓被引射參數用下標 ＜1 ＞,即 F1、λ1、P01;混合段末端參數用上標＜″＞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,在非臨界狀態下的方程

1)連續方程:

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)幾何關系式:

2)動量關系式:

表1 兩級引射器的結構尺寸和引射馬赫數

表2 臨界截面馬赫數

其中引射系數 :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

根據現有風洞尺寸推算兩米量級的引射器尺寸及引射馬赫數,其具體數值如表1所示。

在給定試驗段的總壓損失系數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 計算結果與分析

由表3和表4中的結果可以看出:

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

3)隨著試驗馬赫數的增高,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,相同的增壓比,所需引射氣流流量也很相近。

5)馬赫數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 臨界狀態一級、非臨界狀態二級的引射器性能參數

表4 非臨界狀態兩級引射器性能參數

5 結論與展望

Φ 2m高超聲速風洞采用串聯式超聲速引射器能保證風洞的正常運行,但氣源系統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:航空工業出版社,1992.

[3]鄒建軍,周進,徐萬武,等.超音速環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構設計[M].北京:國防工業出版社,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.