固体冲压发动机自由射流试验空气捕获量测量方法 ①

2020-08-01李叙华

固体火箭技术 2020年3期

袁军，李叙华

(1.海军装备部驻西安地区第四代表室，西安 710025；2. 中国航天科技集团有限公司第四研究院，西安 710025)

0 引言

固体冲压发动机自由射流试验通过将进气道置于射流喷管流场均匀区实现对飞行条件下来流参数的模拟，可精确模拟固冲发动机的内部流动状态[1-2]，是固冲发动机最接近飞行状态的地面试验方法。自由射流试验中，进气道的空气捕获量直接影响自试验发动机燃烧性能和比冲性能的评定。传统上，自由射流试验进气道空气捕获量的测量通常借鉴航空发动机及进气道吹风试验中空气流量的测量方法，在进气道出口或者燃烧室模拟段出口布置总温、总压和静压测试耙，依据测量耙上各传感器测试数据计算空气捕获流量[3-6]。该测量方法需要在正式自由射流试验前针对不同的试验工况进行多发吹风标定试验，标定工作量庞大，成本较高；总温、总压和静压测量耙设计和加工均较为复杂，且测点的分布方案对测量精度有较大的影响。近几年，随着TDLAS技术的发展和完善，该技术已经应用于航空发动机进气道流量测量、冲压发动机进气道和隔离段流量测量及风洞来流状态检测[7-10]。

目前，固冲发动机流场数值仿真技术已经较为完善，仿真结果和地面试验结果吻合较好[11-12]。基于流场仿真发现，相同工况下直连试验和自由射流试验的补燃室尾部流场相似度很高。因此，本文采用冲压发动机喷管作为临界截面，建立了基于直连试验的自由射流试验进气道空气捕获量测量方法。该方法直接采用空壳发动机进行吹风试验，利用补燃室尾部静压、总温等测量参数计算得到发动机喷管流量。由于质量守恒，该流量与进气道空气捕获流量一致，由此可间接得到自由射流试验进气道空气捕获量。该方法不需要针对不同的试验工况进行专门的吹风标定试验，可大大简化试验流程，降低试验成本。文中分别开展了直连试验和自由射流试验的数值仿真，进行了流场相似性对比，并利用相同工况下的地面直连试验和自由试验结果验证了该方案的可行性。

1 测量方法

在直连和自由射流试验中，相同尺寸的冲压发动机内部，尤其是补燃室尾部的流动状态具有较强的相似性，直连试验中进入发动机的空气流量可通过试验系统精确测量。依据上述特点，提出一种新的固冲发动机自由射流试验进气道空气捕获量测量方法，具体方案如下：

(3)依据气体质量方程获得空气质量流率和补燃室尾部静压、总温的关系式：

(1)

定义：

(2)

则有

(3)

即

(4)

式中 Г为与空气比热比k相关，试验模拟空气组分相同则Г相同；λ为补燃室出口截面处的速度系数，取决于补燃室出口截面和冲压喷管喉部面积比；CD为冲压喷管流量系数，取决于冲压喷管的型面；At为冲压喷管喉部面积；R为空气气体常数，试验模拟空气组分相同则R相同。

(5)将第4步得到的补燃室尾部静压和总压平均值代入式(3)中，即可获得自由射流条件下进气道的空气捕获量。

上述方法中，除自由射流试验采用进气道和地面直连试验采用进气通道的差异外，保持直连试验和自由射流试验发动机其它结构一致，确保流动的相似性；直连试验和自由射流试验系统空气加热器采用相同的燃料并进行补氧，确保模拟空气组分的相似性。

2 数值仿真验证

2.1 仿真模型及计算条件

该测试方法的前提是直连试验和自由射流试验补燃室尾部流动状态具有相似性的假设，为此对直连试验发动机和自由射流试验发动机的冷态流场开展了三维数值仿真计算，以验证上述假设的正确性。仿真采用Fluent软件，控制模型采用三维N-S方程，湍流采用k-ε模型，网格划分采用ICEM软件。对流场进行了简化，具体如下：

(1)流动准定常；

(2)壁面为绝热的，整个流场与外界无热交换，流动为绝热流动；

(3)气体为理想气体，符合状态方程p=ρRT。

为了和试验参数统一，直连试验发动机进气通道入口为质量入口边界条件，给定空气质量流率、空气总温和参考压强；自由射流试验发动机进气道入口为压力远场边界条件，给定来流马赫数、静压和静温。计算中，先进行自由射流试验发动机仿真计算，获得进气道捕获空气质量流率和总温后，以此为输入条件进行直连试验发动机仿真计算。计算工况为10 km/Ma=3/0°攻角/0°侧滑角，空气参数按照标准大气进行设置。

2.2 仿真结果分析

图1分别给出了数值仿真得到的补燃室轴线压强和总温曲线。可以看出，直连试验和自由射流试验条件下补燃室压强和总温沿轴线的变化规律基本一致，在补燃室中部截面之前，受进气道和进气通道内流动参数差异的影响，压强和总温存在着一定偏差，最大分别为1.3%和0.6%。在补燃室中部至补燃室出口，两种试验状态下的压强和总温曲线基本重合，压强和总温的最大偏差均不超过0.5%。因此，发动机喷管内压强和总温分布基本一致，表明试验发动机直连试验和自由射流试验的喷管流量系数一致，两种试验时喷管实际流通面积相同。

(a) Distributions of pressure (b) Distributions of temperature

图2和图3分别给出了补燃室尾部截面(试验测点位置)压强和总温分布云图。由仿真云图可知，直连试验和自由射流试验条件下，补燃室尾部的压强和总温分布云图均具有较高的相似性。

(a)Direct connection test (b)Free jet test

表1和表2给出了直连试验和自由射流试验发动机数值仿真对比。计算结果表明，相同计算边界条件下，两种试验条件下发动机补燃室尾部的静压和总温测点处的数据高度吻合，偏差分别为0.9%和0.3%。由于冷流状态数值仿真结果精度较高，可认为冷态吹风条件下，地面直连试验和自由射流试验的补燃室尾部流场具有较高的相似性。

表2 直连试验数值仿真结果

3 试验验证

依据建立的空气流量测量方法，分别开展空壳发动机直连试验和自由射流吹风试验。试验验证所采用的直连试验和自由射流试验的空气加热器均采用相同燃料，均进行了补氧，保证了空气组分的相似性。

地面直连试验来流参数要求为：模拟工况为10 km/Ma=3.0，空气流量为6.0 kg/s，空气总温为625 K，引射压强为26.4 Pa。自由射流试验来流参数要求为：模拟工况为10 km/Ma=3.0，来流静压为26.4 kPa，来流静温为223.15 K。

3.1 直连吹风试验结果分析

(a)Total temperature (b) Test pressure (c) Air mass flow rate

试验中，空气流量曲线较为平稳，吹风过程中变化范围为6.02～6.06 kg/s。试验台换向阀打开至大约5 s时刻，补燃室空气总温和压强逐步上升，5 s之后分别稳定于大约620 K和0.213 MPa。

依据式(4)计算系数α，得到图5所示曲线，计算中补燃室尾部压强和空气总温均取测试平均值。

图5 计算得到的α曲线

由图5可以看出，在进入补燃室的空气稳定之后，计算得到的α曲线也较为稳定，在5～28 s的有效试验段内，α滤波后的最大变化范围为706～711，相对于均值的最大散差为0.5%。表3给出了5～28 s时间段内数据测试结果的平均值。

表3 直连吹风试验数据处理

3.2 自由射流吹风试验结果分析

图6 自由射流试验舱舱压

图7 补燃室尾部压强曲线

图8 补燃室尾部空气总温曲线

42.8～48 s时间内，补燃室尾部压强由0.157 MPa逐步爬升至0.164 MPa，这主要是由于来流系统总压波动造成的；48～53.6 s时间内，补燃室尾部压强基本稳定。在有效吹风时间内，试验舱舱压基本稳定在0.019 MPa附近，小于试验要求的26.4 kPa。补燃室尾部空气总温曲线基本稳定于495 K附近，和试验要求的总温625 K尚有差距。取48～53.6 s时间段数据求平均可得到如表4及图9所示的空气捕获量。自由射流试验进气道空气捕获量为5.19 kg/s,与数值仿真结果的最大偏差为2.5%。自由试验来流参数和仿真输入参数的差异导致了自由射流试验实际空气捕获量稍低于仿真结果。

由式(3)可见，直连试验和自由射流试验总温及总压的差异可通过流量公式进行修正。由直连试验的系数α得到自由试验空气捕获量如图9所示。