高馬赫數射流預冷試驗裝置設計及試驗驗證

胡銘鑫，常鴻雯，尚守堂，薛洪科，劉旭峰

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

近年來，高速飛行器已成為航空領域的重點研究方向，其動力技術是研究的難點之一。目前，中國航空飛行器配裝的發動機能夠實現的最高飛行馬赫數僅為2.2~2.3，與國外先進水平相比存在較大差距。經理論計算，當≥3時，發動機進口溫度會超過600 K，因此，傳統的渦輪發動機因受渦輪前溫度和使用條件限制，馬赫數一般不會超過3，從而制約了發動機的工作包線范圍。

對此，國外率先采用組合循環和進氣預冷的方式開展了航空發動機擴包線技術研究，最具代表性的是美國研究的射流預冷發動機和日本研究的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環發動機，其中劉紅霞等對美國高超聲速渦輪基組合循環發動機的研究進展進行了論述與分析。射流預冷發動機具有改動小、短期可實現等優點，在國外已具備一定的工程應用條件。而在中國，射流預冷發動機仍處于理論研究與試驗驗證階段，暫不具備工程應用條件。王芳等對高超聲速巡航導彈理想動力系統-TBCC 發動機及其關鍵技術進行了分析；楊天宇等和芮長勝等則先后論述了高速渦輪發動機技術發展和研究現狀；李成等進行了射流預冷卻吸氣式渦輪火箭發動機性能模擬研究；梅東牧等開展了吸氣式空天飛機對TBCC動力的需求分析；張彥軍等則針對3 一級高速渦輪發動機進行了結構方案研究。射流預冷技術主要通過在發動機進口前噴射預冷介質來冷卻氣流，使風扇/壓氣機前氣流的總溫降低或維持在某一溫度，從而使發動機在高飛行馬赫數下仍然具有較大的推力。目前，中國已開展了整機射流預冷地面試驗驗證工作，通過對試驗的總結和試驗數據的分析整理，初步掌握了射流預冷對發動機性能的影響，但為了使發動機不再受飛行馬赫數和飛行高度的限制，從而有效擴展發動機的工作包線，相關技術的理論和應用研究亟需開展。

本文在整機射流預冷試驗的基礎上，全新設計了1 套高馬赫數射流預冷試驗裝置，提出了2 種不同噴桿布局的射流段，對2 種射流段的流場均勻性進行了仿真分析，并選取了部分工況開展了相關試驗，驗證了高進氣溫度下射流預冷試驗裝置的功能及有效性。

1 功能流程及需求識別

高馬赫數射流預冷試驗裝置直接與試驗臺管路連接，裝置所需的壓縮空氣及其控制系統所需的動力電源均由該試驗臺提供。根據整機射流預冷試驗總結的經驗，本文所設計的試驗裝置主要由試驗段、水系統和測控系統組成，其功能流程如圖1 所示。其中，試驗段包括射流段、測試段及支撐架，水系統包括水箱、供水裝置、分配組件及吹掃裝置。

圖1 試驗裝置的功能流程

為了使試驗裝置能夠滿足試驗需求，應對設計指標進行需求識別分析，包括功能需求、六性需求和接口需求，需求識別分析結果見表1。

表1 需求識別分析結果

2 試驗裝置設計

試驗裝置布置如圖2所示。

圖2 試驗裝置布置

2.1 試驗段設計

試驗段由射流段、測試段及支撐架組成。在測試段末端預留激光測溫接口，用于校準溫度測量值。試驗段的設計應以滿足試驗臺接口尺寸為前提，因此試驗段管路設計為圓形，前端與試驗臺進氣管路采用法蘭形式連接，后端插入排氣引射器腔體內用于吸收管路熱膨脹。

2.1.1 管路熱膨脹分析

由于試驗段前、后兩端的進、排氣管路均由固定支架支撐，故試驗段的管路熱膨脹由試驗段與排氣引射器連接處吸收，連接處結構為試驗段后端筒體插入排氣引射器進口法蘭，并通過活套法蘭壓緊盤根進行密封，如圖3所示。

試驗段全長為，管路線脹系數為，管路裝配時室溫為，當入口截面溫度達到最大試驗狀態點時，管路的熱膨脹量△為

由此可知，管路的最大熱膨脹量滿足≤40 mm的設計需求，圖3 中的測溫預留接口距排氣引射器進口右側法蘭端面不小于40 mm，可充分吸收管路熱膨脹，避免二者因熱膨脹發生干涉。

圖3 試驗段與排氣引射器連接處結構

2.1.2 射流段設計

射流段設計的核心問題是如何在總壓恢復系數和堵塞比滿足要求的前提下，盡量多地布置噴桿。噴桿數量越多，安裝的噴嘴數量就越多，但同時也意味著堵塞比越大，這會對氣流的流場均勻性和總壓恢復系數造成影響。

射流段按需求設計成直桿型和圓環型2 種形式，可根據具體的試驗要求更換，2種射流段的噴桿均可實現180°旋轉，滿足順噴和逆噴2種方向的噴射需求。

2.1.2 .1 直桿型射流段結構設計

對于直桿型射流段，為使射流預冷效果達到最佳，最終選擇了5支噴桿在2個截面內交錯布置，以減小單一截面的堵塞比。同時，為了對比不同噴桿布置形式對射流預冷效果的影響，該射流段也可實現單排噴桿的布置，故在2個截面均預留5個噴桿安裝孔，多余的5 個安裝孔用堵頭封堵。噴桿沿徑向等間距布置，噴桿直徑盡量小，具體結構如圖4所示。

圖4 直桿型射流段

2.1.2 .2 圓環型射流段結構設計

對于圓環型射流段，設計2 個環形噴桿，使可安裝的噴嘴數量盡量多，為了減小單一截面的堵塞比，2個噴桿需安裝在2 個截面內，故該射流段只能實現雙排噴桿的布置方式。同時，為了保證氣流的流場均勻性，2 個噴桿的大小（即中徑）應當不同，大環中徑應為小環的2 倍，2 個噴桿均靠3 個接頭夾緊固定，其中大環噴桿采用雙接頭供水，小環噴桿采用單接頭供水，具體結構如圖5所示。

圖5 圓環型射流段結構

2.1.2 .3 2種射流段參數計算

按馬赫數=3.5、飛行高度=23 km 的最大狀態點計算2 種射流段的堵塞比和總壓恢復系數，沿程壓力損失Δ為

式中：為摩擦系數；為介質流速，m/s；為重力加速度，m/s；為直管長度，m；為管路內徑，mm。

計算結果見表2。

表2 2種射流段參數計算結果

從表中可見，2 種射流段的總壓恢復系數均可滿足不小于0.975 的設計需求，直桿型射流段按單排噴桿布置時堵塞比達到了35.6%，是滿足設計需求的最大堵塞比要求，若堵塞比繼續增大，會表現出明顯的節流特性，從而影響最終的試驗效果。

2.1.3 噴嘴分布及選型

為使流場均勻，噴嘴布置應遵循等間距、均勻布置的原則，雖然噴嘴的數量越多，可滿足的流量范圍越大，但受噴桿數和安裝形式的影響，噴嘴數不可能無限多。

對于直桿型射流段，為了保證噴嘴均勻布置，設計同一噴桿上相鄰噴嘴的間距與噴桿的徑向間距相同，不同噴桿上相鄰的3 個噴嘴呈等邊三角形交錯布置。因此，根據圖4 中射流段的實際結構，此射流段最多可布置19個噴嘴。

對于圓環型射流段，為了保證噴嘴均勻布置，設計同一噴桿上相鄰噴嘴之間的距離與大環、小環2 噴桿的中徑距離相同，不同噴桿上相鄰的3 個噴嘴角向呈等邊三角形交錯布置，因此根據圖5 中射流段的實際結構，設計大環噴桿上均勻布置12 個噴嘴，小環噴桿上均勻布置6個噴嘴，此射流段最多布置18個噴嘴。

按照上述噴嘴的布置方式，使用單一粒徑噴嘴無法滿足全部試驗所需的射流流量，因此選取了3 種成熟度較高的噴嘴，其平均粒徑分別為85、120、140 μm，在保證射流流量的同時也可研究不同噴嘴粒徑對介質蒸發率的影響。

2.1.4 測試段設計

受試驗臺接口尺寸限制，同時兼顧測試能力的擴展需求，將測試段分為前、后2 部分，并通過法蘭連接。前測試段與射流段通過法蘭連接，包括2 個測試截面，后測試段插入引射器腔體內，包括測試截面和激光測溫預留截面，測試段結構如圖6所示。

圖6 測試段結構

2.2 水系統設計

水系統主要包括水箱、供水裝置、分配組件及吹掃裝置等，原理如圖7 所示。其中，水箱用于存儲軟化水；供水裝置為軟化水提供噴射壓力以及流量、壓力等參數的監控接口；分配組件與供水裝置通過鋼絲編制的軟管相連，與射流段通過金屬軟管相連，從而連通水系統與試驗段；吹掃裝置用于在試驗前后吹掃噴桿，避免噴嘴堵塞。

圖7 水系統原理

2.2.1 供水裝置設計

由于射流流量設計需求偏小且跨度較大，故采用大、小2 種型號的電動調節閥并聯的形式調節射流流量，保證流量的可調節性和穩定性。在試驗時，首先應調節大型號的調節閥至流量的90%處；再微調小型號的調節閥，使流量達到試驗點的要求。

此外，選用合適型號的離心泵、渦輪流量計以及滿足精度要求的過濾器共同組成供水裝置，為試驗段提供試驗所需的射流介質。

2.2.2 分配組件設計

分配組件由分配管、射流電磁閥、吹掃電磁閥、減壓閥及相應管路和支架組成，如圖8 所示。2 路分配管分別與射流段的雙排噴桿對應，分配管上不用的接頭使用密封螺母封堵，2 路射流電磁閥可對射流段2排噴桿單獨控制。

圖8 分配組件結構

3 流場均勻性分析

為了驗證并對比高溫氣體在經過2 種射流段后的降溫效果以及沿程的流場均勻性，開展基于FLU?ENT 軟件的溫度場及壓力場仿真分析。采用ε 湍流模型，選用solid-cone噴嘴類型，粒徑分布選擇Ros?in-Rammler 分布，入口采用質量入口邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件。計算工況按=3.5、=23 km的最大狀態點模擬，見表3。

表3 仿真分析工況

氣體經過射流段后，整個試驗段的溫度場如圖9所示。

圖9 試驗段內溫度場

從圖中可見，上述射流裝置具有較好的降溫效果，高溫氣體經過射流段后溫度顯著降低，且隨著液滴在測試段沿程的不斷蒸發，液滴蒸發率逐漸提高，沿程溫度逐漸降低且溫度場分布逐漸均勻，并在測試段出口截面蒸發效果達到最佳，蒸發率可達75%左右。

對測試段出口截面的溫度場和壓力場進行分析，結果如圖10所示。

圖10 測試段出口截面溫度場和壓力場

從圖中可見，直桿型射流段的溫度場和壓力場分布更加均勻，這是由于其噴嘴分布均勻且幾乎覆蓋了整個噴射截面，氣體來流與噴射液滴能夠充分摻混所致。此外，由壓力場仿真結果可知，2 種射流段的總壓恢復系數與表2中的理論計算結果基本吻合。

4 試驗驗證

為進一步驗證高馬赫數射流預冷試驗裝置的功能、摸清不同工況對射流預冷效果的影響，開展了基于直桿型射流段的射流預冷試驗，試驗工況見表4。

表4 試驗工況

在試驗時，試驗裝置運轉良好，噴嘴性能穩定，未發生大面積堵塞現象，表明試驗段和水系統結構合理、設計符合預期需求。

4.1 溫降特性驗證

在不同工況下，高溫氣體經過試驗段各測試截面的溫度曲線如圖11 所示。圖中0 截面代表射流段前端的進氣截面，1～3截面分別代表測試段的3個測試截面-、-、-。

圖11 不同工況下各測試截面的溫度曲線

從圖中可見：

（1）各工況溫度曲線趨勢與理論分析吻合，截面實際溫降略高于理論溫降，這是由于噴射液滴蒸發不完全，造成溫度傳感器表面積水所致；

（2）針對工況2，單排噴桿順噴的溫降高于逆噴的溫降，與理論分析不符，分析認為這是由于順噴的霧化效果較差所致；

（3）針對工況3，逆噴時單、雙排噴桿的溫降效果相差不大。

此外，還進行了同工況、不同射流流量下的雙排噴嘴逆噴試驗，得到截面的溫降曲線如圖12所示。

圖12 T3截面溫降曲線

從圖中可見，當試驗工況恒定時，隨著射流流量的增加，截面的溫降也隨之增大，射流預冷效果也越明顯。

4.2 總壓恢復系數驗證

在不同工況下，分別采用單、雙排噴桿時試驗裝置的總壓恢復系數見表5。

表5 單、雙排噴桿總壓恢復系數

從表中可見，各工況下試驗裝置的總壓恢復系數均大于0.975，符合表1 中的需求，且與理論計算的偏差不超過1%；此外，雙排噴桿試驗的總壓恢復系數普遍小于單排噴桿的。

4.3 流場均勻性驗證

根據圖6 中的各測試截面溫度和壓力傳感器的布置形式，通過試驗結果利用ANSYS分析軟件對試驗段溫度場的均勻性進行驗證，分析結果如圖13所示。

圖13 不同工況下試驗段的溫度場

以測試截面的穩態溫度畸變作為評價指標衡量溫度場的均勻性

式中：、、分別為測試截面上的最高、最低、平均靜溫。

的計算結果見表6。

表6 溫度場均勻性計算結果 %

從圖13和表6中可見，測試段沿程各截面的溫度逐漸降低且溫度場分布逐漸均勻，與前文理論分析一致，其中心區域的溫度低于壁面附近的溫度，可認為中間區域的蒸發效果較好。

5 結束語

經驗證，射流預冷試驗裝置總體運行良好、結構設計合理，能夠完成全工況下的射流預冷試驗，其溫降特性和總壓恢復系數符合試驗預期。

目前僅開展了基于直桿型射流段的小流量射流預冷試驗，后續將更換噴嘴型號、增大射流流量，驗證不同粒徑對射流預冷技術的影響，并將開展基于圓環形射流段的射流預冷試驗，對比不同噴桿布局對射流預冷技術的影響。

本文的研究成果對中國航空領域射流預冷發動機的研制具有指導意義，可為未來配裝射流預冷發動機飛行器的射流裝置設計提供參考，但受飛行器實際空間限制，需對射流裝置的具體結構進行進一步優化設計，使其具有體積小、質量輕的特點，以滿足飛行器空中飛行的需要。