炮彈固沖增程發動機進氣道的風洞實驗研究

譚獻忠，劉 猛，徐 琴

(1.南京理工大學能源與動力工程學院，南京 210094；2.海軍駐沈陽地區彈藥專業軍事代表室，沈陽 110045)

0 引言

當前，炮彈向著遠程和精確打擊方向發展，通過采用增程技術其射程已提高到50km以上，其中沖壓增程由于結構簡單、性能高、成本低受到各國的重視，成為各國下一代遠程及超遠程炮彈的首選動力裝置。美國在20世紀70年代，首次將固體燃料沖壓增程發動機(簡稱固沖增程發動機或SFRJ)應用于炮彈增程技術，其研制的尾翼穩定遠程反坦克彈射程超過60km。俄羅斯研制的R-77M-PD導彈是以KRLD-TT固體燃料沖壓增程發動機為動力裝置，射程可達160km。瑞典、南非、以色列、印度等國均進行了大量的固體燃料沖壓增程發動機研究［1-3］。

我國在SFRJ方面的研究較晚，主要進行燃燒特性模擬、進氣道數值仿真等理論研究，國內還沒有出現以SFRJ為動力系統的炮彈或導彈。20世紀90年代末，南京理工大學與某研究院合作開展SFRJ炮彈增程研究［4-5］。國防科技大學在2000年研究SFRJ增程炮彈［6-7］，2004 開始進行旋流增強燃燒理論研究［8］，并與某研究院合作開展SFRJ關鍵技術研究［9-10］。

國內外關于SFRJ進氣道數值模擬的研究較多，實驗研究方面資料很少。夏強等對炮彈沖壓增程發動機混壓式進氣道進行了數值模擬，并進行了馬赫數為2.5和3.0的風洞實驗研究［11］。陳雄等對某沖壓增程彈用超聲速雙錐進氣道進行了風洞實驗研究，并對進氣道內外流場進行了數值模擬［12］。

該文針對某型炮彈固沖增程發動機混壓式雙錐進氣道進行馬赫數2.0096的風洞實驗研究，通過測量進氣道在不同的出口流量調節塊下的擴壓段側壁靜壓和進氣道內的總壓，確定該進氣道是否在臨界狀態下工作以及總壓恢復系數，并分析彈體迎角對進氣道性能的影響。

1 炮彈固沖增程發動機進氣道性能指標

進氣道是沖壓發動機的重要部件，它設計的好壞直接影響到燃燒室的正常工作，進而影響沖壓增程炮彈的增程性能。

炮彈固沖增程發動機均采用軸對稱進氣道。進氣道的形式可分為亞聲速進氣道和超聲速進氣道。超聲速進氣道適用于超聲速飛行的炮彈，這種進氣道性能隨外界條件的變化較敏感，一般需要調節結構加以控制，可以在比亞聲速進氣道更加寬廣的飛行范圍內為發動機提供適量的均勻空氣流。

超聲速進氣道可分為內壓式、外壓式和混壓式3種。其中，混壓式進氣道的壓縮過程靠外部斜激波完成一部分壓縮，又通過斜激波在進氣道內的反射和最后的正激波來完成。這種形式的進氣道可以根據外界飛行速度和發動機工作狀態自動調整最后一道正激波的位置和強度，獲得較高的總壓恢復，保證了發動機連續和穩定的工作；它的外形比較平直，可以減少進氣道的外阻；同時相對于內壓式而言起動比較容易，是目前沖壓增程炮彈廣泛采用的一種進氣道形式。

衡量進氣道性能好壞的指標主要包括總壓恢復系數、流量系數、阻力系數和進氣道出口畸變指數等。對進氣道的設計要求是：有較高的總壓恢復系數，流量系數要大，阻力系數要小，出口氣流流場畸變指數要小。其中總壓恢復系數是標示高速氣流在進氣道擴壓過程中能量損失程度的一個重要參數，有必要開展進氣道影響參數的研究，使進氣道始終能處于臨界工作狀態。

2 炮彈固沖增程發動機進氣道的風洞實驗

2.1 實驗模型

實驗模型如圖1所示。進氣道唇口截面面積Atip=1133.54mm2，實驗中通過改變不同的出口流量調節塊得到不同的出口噴管模型，1號模型中的出口噴管喉部面積比(即進氣道有效流通面積/唇口截面面積，其中，進氣道有效流通面積是指出口噴管喉部流通截面積)為0.74，2號模型的出口噴管喉部面積比為0.7，3號模型的出口噴管喉部面積比為0.609，4號模型的出口噴管喉部面積比為0.53，5號模型的出口噴管喉部面積比為0.438。圖2為進氣道模型安裝在風洞中的照片。

圖1 雙錐進氣道組合體模型圖Fig.1 The bi-cone inlet model schematic

圖2 進氣道組合體模型在風洞中的照片Fig.2 The inlet model picture installed in wind tunnel

在迎角平面內的上下兩側，距進氣道外罩的前端外罩唇口分別為20、40和60mm處的位置處開有6個測壓孔，編號分別為 9、10、11、12、13 和 14，通過軟管直接接到壓力傳感器上，用于測量該處的靜壓值，這些靜壓測孔位于進氣道的擴壓段。在進氣道后端，安裝一測壓耙，該測壓耙有8根總壓測管，總壓管端面距錐芯尖部158.16mm，編號分別為1～8，用于測量進氣道內的總壓值。進氣道模型由天平支桿支撐，在實驗過程中，進氣道模型迎角隨迎角機構而改變，測控系統采集進氣道模型的壓力值。

2.2 實驗條件

來流馬赫數Ma=2.0096，進氣道設計馬赫數2.0，來流總壓 p0=203.16kPa，實驗段靜壓 p=23.09kPa，總溫 T=281K。迎角分別為：0°、4°和 8°。

3 實驗設備

3.1 風洞

實驗是在南京理工大學HG-4風洞中進行的。該風洞為直流下吹暫沖式閉口跨超聲速風洞，實驗段橫截面積為0.3m×0.3m，實驗段長為0.6m。實驗段兩側開有0.29m×0.16m的光學玻璃觀察窗，便于在實驗過程中觀察模型姿態或進行紋影照相。該風洞采用固塊式二元噴管，用更換噴管的方法改變Ma數。該風洞的馬赫數范圍為0.6～4.5。

3.2 壓力傳感器及測試系統

采用壓阻式壓力傳感器，傳感器精度為0.2%。采用PCI總線式測試系統測量進氣道的壓力，PCI總線式測試系統由數據采集計算機、信號調理器等組成，調理器精度0.2%。

4 實驗結果與分析

1～5號模型擴壓段側壁靜壓的實驗結果如圖3～圖7所示，總壓恢復系數如圖8所示，5號模型的進氣道總壓如圖9所示，進氣道流場的紋影照片如圖10～圖12所示。

總壓恢復系數的計算方法是用測壓點1～8在各個迎角下的總壓平均值與來流總壓相比而得到的。從圖3～圖7中看出，在0°迎角下，迎角平面內擴壓段上側測壓點9、10、11和下側對應的測壓點12、13、14測得的靜壓基本上是相等的，但各模型的壓力值不等；有迎角時，上下各側對應的壓力值依然基本相等，但各個迎角下不等，1號、2號模型在0°和4°迎角的壓力值相近，8°迎角時減少，3號模型各迎角下的壓力值幾乎相等，4號模型和5號模型隨迎角的增加，壓力值減少，且隨進氣道有效流通面積減小，壓力值減少幅度增大。

圖3 1號模型上下側壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.3 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 1 at different attack angles

圖4 2號模型上下側壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.4 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 2 at different attack angles

圖5 3號模型上下側壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.5 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 3 at different attack angles

圖6 4號模型上下側壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.6 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 4 at different attack angles

圖7 5號模型上下側壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.7 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 5 at different attack angles

圖8 各模型的總壓恢復系數Fig.8 The total-pressure recovery coefficients for all models

從圖8～圖9中看出，在一個端面上，各點的總壓值基本相等，但隨著迎角的增加，進氣道的總壓在減少，總壓恢復系數也隨著迎角的增加而減少。

圖9 5號模型的進氣道總壓Fig.9 The total-pressure distributions of the inlet for model 5 at different attack angles

以上結果說明，進氣道有效流通面積和模型的迎角對進氣道內的壓強分布、總壓恢復系數有很大的影響。

1～5號模型，進氣道有效流通面積在逐步減小。進氣道有效流通面積減小，出口反壓就隨之增加。出口反壓越大，結尾正激波就會向外罩唇口移動，進氣道的沖壓作用就越好，當結尾正激波到達喉道附近時，總壓恢復系數達到最大值。1號和2號模型的進氣道有效流通面積非常接近，從圖3、4和8中看出，兩模型測得的壓強數據、總壓恢復系數幾乎完全一致。3～5號模型，進氣道有效流通面積有明顯減小，總壓恢復系數在逐漸增加，5號模型的進氣道有效流通面積最小，沖壓效果最明顯，總壓恢復系數達到了最大值。

由擴壓段靜壓測量的結果也可看出進氣道有效流通面積對沖壓效果的影響，1～4號模型，測壓點9、10、11和測壓點12、13、14的靜壓值在9～10和12～13之間有較大幅度變化，此時，結尾正激波位于測量點9、10之間和測量點12、13之間，進氣道在超臨界工作狀態，總壓恢復系數較低。1～3號模型的測點值變化不明顯，說明這幾個構型的結尾正激波位置變化不大。對于5 號模型，測壓點 9、10、11 和測壓點 12、13、14的靜壓值變化平緩，屬于亞聲速一維管流應有的壓強變化范圍，這時結尾正激波應位于喉道附近，進氣道是處于或者接近臨界工作狀態。所以，5號模型的總壓恢復系數要高于其它模型的總壓恢復系數。

當進氣道工作在超臨界或臨界狀態時，中心錐上產生的雙錐形激波匯交于外罩唇口前緣，超聲速氣流經過雙錐形激波和外罩唇口前緣脫體弓形激波壓縮后經喉道前收縮段及喉道處均為超聲速氣流，在喉道后擴壓段繼續加速后，經過一道正激波后變為亞聲速氣流，之后繼續擴張減速經出口噴管流出進氣道，此時進氣道處于超臨界工作狀態(如1～4號模型)。當進氣道有效流通面積減小，結尾正激波移動到喉道收縮段內時，進氣道工作在臨界工作狀態(如5號模型)。如果進氣道出口噴管喉部面積比進一步減小(出口噴管喉部面積比＜0.438)時，進氣道有可能進入亞臨界工作狀態，此時外罩前緣的正激波被推出。進氣道處于亞臨界或超臨界狀態時，將分別出現喘振或癢振現象，均可能引起進氣道出口強烈的壓強脈動現象，使燃燒室無法正常穩定工作。

圖10～圖12的照片是超聲速雙錐進氣道工作在超臨界狀態時的紋影照片。當迎角變化時，進氣道流場的對稱性就會被破壞，進入進氣道入口的氣流速度不再是風洞的來流速度，而是它的軸向分速，相當于來流速度降低，進入進氣道內的能量發生損失，迎角越大，這種變化、損失就越明顯，進氣道的總壓恢復系數必然隨著迎角的增加而降低。

圖10 0°迎角的紋影照片Fig.10 The schlieren photo(α=0°)

圖11 4°迎角的紋影照片Fig.11 The schlieren photo(α=4°)

圖12 8°迎角時的紋影照片Fig.12 The schlieren photo(α=8°)

5 結論

從實驗結果和分析可以看出：

(1)在來流馬赫數2.0096時，在進氣道有效流通面積范圍內，隨著進氣道有效流通面積的減小，出口反壓增加，進氣道的結尾正激波向唇口移動，總壓恢復系數增加。進氣道出口噴管喉部面積比為0.438時達到了最好的效果。

(2)各個模型在同一迎角下，擴壓段上下側壁靜壓基本是相等的；隨著模型的不同、迎角的變化，壓力值不相等。隨著迎角的增加，壓力值下降，且有效流通面積越小，壓力值下降幅度越大。

(3)在同一迎角下，各點的總壓是基本相等的。隨著迎角的增加，總壓下降，總壓恢復系數降低。

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