串联式超声速环形引射器的设计与分析*

童 华,刘振侠

(西北工业大学动力与能源学院,西安 710072)

0 引言

高超声速飞行器已经成为世界各大国航空航天领域研究的热点,高超声速风洞的建设是发展高超飞行器的必要先行工作之一。高超声速风洞的运行方式有三种:高压下吹-真空抽吸式,高压下吹-空气引射方式及高压下吹方式,为了寻求高效的风洞运行方式,文中对高压下吹-空气引射方式进行了性能计算及方案论证。

1 引射器概述

随着风洞运行马赫数的增加,风洞要求更高的滞止压力和启动压力,从而导致风洞最大运行时间和最大马赫数蒙受损失[1]。

引射器就是一种克服以上问题的装置,其起到了降低吸入室内的压力,完成输送和加压功能,提高风洞增压比的作用。引射器的作用原理是:高压引射气流经引射器喷管加速,加速后的引射气流与试验段进入的被引射气流在混合段内充分混合,从而达到减低混合后的气流流速,增高压力,完成输送功能的目的。如果混合后的气流流经扩散段达不到排入大气的压力,需要在引射器的下游增设第二级引射器或第三级引射器,直到混合后的气流流经扩散段达到排入大气的压力。

图1 串联式两级超声速环形引射器示意图

引射器一般设置在风洞试验段下游,串联式超声速环形引射器主要结构如图1所示,主要由喷嘴、吸入室(一级引射器、二级引射器)、混合段、扩压段等部分组成。

高超声速风洞设置引射器的级数,取决于最后一级引射器混合段出口气流总压P0c与试验段出口即引射器入口的总压P01之比P0c/P01。由FD-03高超音速风洞运行参数推断[2],两米量级高超声速风洞采用两级串联式引射器,设计增压比为9。

对于环形引射系统[3],一般有三种运行状态,其启动激波位于第二喉道时,称为临界状态。启动激波位于亚音速扩压段时,称为超临界状态。启动激波位于混合室时,称为亚临界状态。引射器在临界状态下工作时,可以得到较高的引射系数,但是控制不好就会造成堵塞[4]。

2 引射器计算方程

引射器的计算模型如图1所示,按照一维方法计算引射器的状态参数,计算过程采用了如下假设:

1)引射气体为理想气体,气体热力学参数保持不变;

2)引射器中流动是绝热的,忽略气体壁面上的摩擦损失;

3)引射气流与被引射气流之间无化学反应;4)两股气流混合接触面边界压力相等。

引射器喷管出口参数用上标＜′＞表示,即出口面积 F′,速度系数 λ′,总压 P′0;低压被引射参数用下标 ＜1 ＞,即 F1、λ1、P01;混合段末端参数用上标＜″＞表示,即 F″、λ″、p″0 。

2.1 相同温度,圆柱形混合段的气体引射器,在非临界状态下的方程

1)连续方程:

2)动量方程:

3)引射方程:

4)膨胀比估算公式[4]:

2.2 相同温度,圆柱形混合段的气体引射器,临界状态运行计算方程,需要补充临界截面的两个辅助方程

1)几何关系式:

2)动量关系式:

表1 两级引射器的结构尺寸和引射马赫数

表2 临界截面马赫数

其中引射系数 :K=G1/G′,面积比 :α=F′/F,膨胀比:′0=P′0/P01,增压比:″0=P″0/P01

二级引射器由一级引射器出口的气体流量、总温、总压和面积比作为初始条件来计算。

3 两米量级高超声速风洞的引射器计算方案

根据现有风洞尺寸推算两米量级的引射器尺寸及引射马赫数,其具体数值如表1所示。

在给定试验段的总压损失系数时采用两倍正激波损失,试验段的模型损失取0.9,亚声速扩散段损失取0.8.假设从风洞的排气压力略大于大气压,采用两级引射器计算。

4 计算结果与分析

由表3和表4中的结果可以看出:

1)马赫数4～8,前室总压能够满足风洞启动滞止压力,因此两级引射器可以提供风洞正常的运行。

2)在临界状态下一级引射器在临界截面马赫数如表2所示,说明试验马赫数越高,静压越低,引射临界马赫数越高,但是还没有超过马赫数4,气流不会出现冷凝。

3)随着试验马赫数的增高,一级引射器的临界引射气流流量也在增高,这和非临界引射不同。

4)增压比相同,无论临界还是非临界,计算结果表明引射器所需的引射气流量基本相同。不同试验马赫数,相同的增压比,所需引射气流流量也很相近。

5)马赫数4～8,引射器的气体流量都超过1600(kg/s),高过被引射气流一个数量级,这就是造成引射器运行的风洞每次试验费用高的主要原因。

6)引射器运行的高超声速风洞需要配备非常庞大的高压气源,并且随着风洞运行时间增长,大型高超声速风洞的气源设置是一项巨大的工程。

7)随着喷管出口直径的增加,两级引射器的长度将会很长,考虑亚声速扩散段和消声器,设备的场地要求更加苛刻。

表3 临界状态一级、非临界状态二级的引射器性能参数

表4 非临界状态两级引射器性能参数

5 结论与展望

Φ 2m高超声速风洞采用串联式超声速引射器能保证风洞的正常运行,但气源系统和场地的要求将非常的苛刻,风洞的运行成本偏高。另外,针对引射器的应用[5]:引射器的混合室的收缩比,第二喉道长径比,亚扩段的面积比,气体物性参数等对引射器性能的影响需要做大量的计算和实验研究。

6 致谢

文中的工作中得到中国空气动力研究与发展中心超高速所王喜荣研究员大力指导,在此一并表示感谢。

[1][美]A.博普,K.L.戈因.高速风洞试验[M].邓振瀛,等译.北京:科学出版社,1980.

[2]范洁川,樊玉辰,姚民棐,等.世界风洞[M].北京:航空工业出版社,1992.

[3]邹建军,周进,徐万武,等.超音速环形引射器空气引射启动特性试验[J].国防科技大学学报,2008,30(1):1-4.

[4]刘政崇,廖达雄,董谊信,等.高低速风洞气动与结构设计[M].北京:国防工业出版社,2003.

[5]廖达雄,任泽斌,余永生,等.等压混合引射设计与实验研究[J].强激光与粒子速,2006,18(5):728-732.