李前虎+李綱+王國(guó)銳

摘 要：為研究側(cè)滑對(duì)雙下側(cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，可在連管試驗(yàn)系統(tǒng)上通過使用一 系列不同喉徑的限流噴管來改變固沖發(fā)動(dòng)機(jī)左右進(jìn)氣道流量，從而近似模擬側(cè)滑時(shí)的進(jìn)氣狀態(tài)。 本文詳細(xì)論述了這種限流噴管設(shè)計(jì)過程，并通過阿牛巴流量計(jì)對(duì)限流噴管實(shí)際流量進(jìn)行了標(biāo)定。 結(jié)果表明，限流噴管的設(shè)計(jì)方法正確，使用該方法可以改變發(fā)動(dòng)機(jī)左右進(jìn)氣道流量。

關(guān)鍵詞：固沖發(fā)動(dòng)機(jī)；側(cè)滑角；限流噴管；連管試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V435+.11 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2014）01-0044-04

DesignofRestrictFlowNozzleforSimulating InfluenceofSideslipAngle

LIQianhu，LIGang，WANGGuorui

（ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China）

Abstract：Inordertostudytheinfluenceofsidesliponthesolidrocketramjetmotor，aseriesofdif ferentthroatdimensionrestrictflownozzlescanbeusedondirect-connecttestsystemtochangegasflow ofeachairinletandsimulatetheinletstatusapproximately.Howtodesigntherestrictflownozzleisdis cussedindetailinthispaper，andithasbeencalibratedbyAnnubarflowmeterintheactualairflow.The resultsshowthatthemethodofdesigningrestrictflownozzleiscorrect，anditcanchangerightandleftin letflowofmotor.

Keywords：solidrocketramjetmotor；angleofsideslip；restrictflownozzle；direct-connecttest

0 引 言

以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的導(dǎo)彈在進(jìn)行側(cè)滑 飛行時(shí)，某些進(jìn)氣道布局將會(huì)使進(jìn)氣道進(jìn)氣參數(shù) 發(fā)生改變，尤其對(duì)于雙下側(cè)布局或雙水平布局進(jìn) 氣道的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)來說，其影響較平飛狀態(tài)更為 顯著，而進(jìn)氣道進(jìn)氣參數(shù)的改變，則會(huì)進(jìn)一步影響 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的二次燃燒及其整體性能。為了研究 由側(cè)滑角帶來的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，就有必要 在地面對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行側(cè)滑角模擬試驗(yàn)。

對(duì)于進(jìn)行側(cè)滑角模擬試驗(yàn)，比較理想的是在 自由射流中進(jìn)行，利用專門的變側(cè)滑角機(jī)構(gòu)實(shí)時(shí) 改變側(cè)滑角，進(jìn)行全彈道的連續(xù)模擬。但由于自由 射流試驗(yàn)成本較高，變側(cè)滑角機(jī)構(gòu)復(fù)雜，不易實(shí) 現(xiàn)。本文介紹一種利用連管試驗(yàn)系統(tǒng)開展側(cè)滑角 影響試驗(yàn)的方法，并將詳細(xì)介紹其核心部件限流 噴管的設(shè)計(jì)。

1 側(cè)滑角影響模擬試驗(yàn)原理

當(dāng)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在側(cè)滑時(shí)，其進(jìn)氣道的進(jìn)氣總 壓將會(huì)改變，對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流量也隨之改變。對(duì)于 進(jìn)氣道出口存在導(dǎo)流格柵的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)來說，進(jìn) 氣流量的改變將比進(jìn)氣流場(chǎng)的變化更能影響補(bǔ)燃室的燃燒。因此只要改變進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)各進(jìn)氣道的 流量，即可在較大程度上對(duì)側(cè)滑角帶來的影響進(jìn) 行模擬。而在連管試驗(yàn)系統(tǒng)上則可利用一系列不 同喉徑的限流噴管來改變進(jìn)入進(jìn)氣道的流量。本 文通過設(shè)計(jì)左右不同流道尺寸的限流噴管來模擬 雙下側(cè)二元進(jìn)氣的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在某一側(cè)滑工況下 的流量。在連管試驗(yàn)系統(tǒng)上模擬側(cè)滑角帶來影響 的試驗(yàn)原理圖如圖1所示。

由流量計(jì)算公式可知，在流量、總溫、總壓已 知的情況下，喉道的面積是確定的。其中左右進(jìn)氣 道的流量由進(jìn)氣道帶側(cè)滑角吹風(fēng)數(shù)據(jù)獲得，總溫、 總壓由飛行工況獲得。對(duì)于二元噴管來說，由于寬 度是給定的，因此由公式（1）便可求出喉道高度。

2.2 收縮段的設(shè)計(jì)

亞音速收縮段是將穩(wěn)定段的氣流均勻加速至 音速的一段光滑連續(xù)而漸變的收縮曲線。為了使 進(jìn)入收縮段的氣流比較均勻，在考慮測(cè)壓位置的 基礎(chǔ)上應(yīng)適當(dāng)加長(zhǎng)進(jìn)口平穩(wěn)段，即減小收縮比，以 便在喉徑截面得到盡量均勻的音速氣流。亞音速 收縮段曲線如圖2所示。

2.3 前段的設(shè)計(jì)

對(duì)于前段的設(shè)計(jì)，比較簡(jiǎn)單且常用的是圓弧 加直線法，其示意圖如圖3所示。

2.5 附面層的修正

由于附面層的影響，單純按以上設(shè)計(jì)的流道 曲線來加工限流噴管，必然使限流噴管出口流場(chǎng) 均勻度變差和出口馬赫數(shù)有所偏差。在沒有特別 高的要求下，可不需要對(duì)噴管的附面層進(jìn)行修正， 但如果要想在限流噴管出口得到均勻的等馬赫數(shù) 的流場(chǎng)，就必須要考慮對(duì)附面層的修正。

對(duì)于二元噴管，在較低馬赫數(shù)下（Ma<3），側(cè) 壁的附面層與流道曲線的附面層厚度基本相同， 可按下式來計(jì)算：

δ=xtanθ（7）

式中：δ為x點(diǎn)的位移厚度；θ為試驗(yàn)段馬赫數(shù)的 函數(shù)，在馬赫數(shù)1.5～4時(shí)，取θ=0.5°。

3 限流噴管的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

對(duì)于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的側(cè)滑角模擬試驗(yàn)，由于要 進(jìn)行一系列不同側(cè)滑角組合試驗(yàn)，因此需要一系 列不同喉徑尺寸的限流噴管。限流噴管的結(jié)構(gòu)形 式一般有固壁、柔壁、滑塊式、轉(zhuǎn)動(dòng)式等，由于考 慮到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣馬赫數(shù)較低，以及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道 的連接及結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度，一般選用固壁式限流 噴管。而對(duì)于固壁式限流噴管，如果采用整體式， 即全換噴管段，則成本較高，加工焊接難度較大。 而采用組裝式，即各側(cè)壁固定，只更換流道曲面方 法可以節(jié)省成本，降低加工難度。

在限流噴管的軸向，由于流速的增加，其存在 壓力梯度，如果密封不嚴(yán)，入口的高壓氣體會(huì)從側(cè)壁與流道曲面間的縫隙流出噴管或外部空氣進(jìn)入 噴管的擴(kuò)張段。因此對(duì)于組裝式的限流噴管，除了 在設(shè)計(jì)時(shí)盡量減小流道曲面與側(cè)壁之間的間隙外， 還必須在結(jié)構(gòu)上對(duì)其進(jìn)行密封性設(shè)計(jì)。endprint

綜合以上各因素，用于模擬側(cè)滑角帶來影響 的限流噴管結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。限流噴管采用 組裝式結(jié)構(gòu)，流道曲面可更換，其他部分為一個(gè)整 體。同時(shí)，在流道曲面與側(cè)壁中間采用紫銅片進(jìn)行 壓緊密封，以防止漏氣。

限流噴管加工完后必須進(jìn)行標(biāo)定，以檢驗(yàn)其 加工后的實(shí)際流量特性。常規(guī)的標(biāo)定方法是在常 溫常壓下對(duì)限流噴管進(jìn)行標(biāo)定，然后擴(kuò)展到高溫 高壓區(qū)域，該方法忽略了高溫?zé)崤蛎泴?duì)流量系數(shù) 的影響，不夠精確。另外，這樣也無法考核在實(shí)際 溫度和壓力下的結(jié)構(gòu)密封性。因此本標(biāo)定試驗(yàn)采 用可在高溫高壓下使用的阿牛巴流量計(jì)測(cè)量流量， 并使用連管試驗(yàn)系統(tǒng)的來流提供真實(shí)溫度、壓力 的氣體。

標(biāo)定試驗(yàn)的原理圖如圖6所示，其中系統(tǒng)的流 量Q由阿牛巴流量計(jì)直接獲得，而限流噴管入口 的總溫T、總壓P由安裝在限流噴管入口的總溫 總壓探頭獲得，最后根據(jù)K=QT/P獲得限流 噴管的實(shí)際流量系數(shù)。

每個(gè)限流噴管都標(biāo)定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K這三個(gè)來流工況，從 標(biāo)定結(jié)果來看，設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定出的結(jié)果相 符性較好，偏差小于1%。設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定結(jié) 果如圖7～8所示。

5 結(jié) 論

通過精確設(shè)計(jì)流道曲線，能夠較好地保證設(shè) 計(jì)流量系數(shù)和標(biāo)定結(jié)果的一致性。采用的可更換 結(jié)構(gòu)，在試驗(yàn)中比較方便地改變限流噴管的流量系數(shù)。

利用一系列不同喉徑的限流噴管在連管試驗(yàn) 系統(tǒng)上比較容易地改變兩側(cè)進(jìn)氣道的流量，近似 模擬側(cè)滑時(shí)的進(jìn)氣狀態(tài)，降低了試驗(yàn)成本，縮短了 試驗(yàn)周期。

參考文獻(xiàn)：

[1]陶金福，張振鵬，王慧玉，等.固體火箭-沖壓組合發(fā) 動(dòng)機(jī)燃燒效率的實(shí)驗(yàn)研究[J].北京航空學(xué)院學(xué)報(bào)， 1983（1）.

[2]董巖，余為眾，呂希誠(chéng).固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃 燒室流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù)，1995， 16（1）：27-32.

[3]伍榮林，王振羽.風(fēng)洞設(shè)計(jì)原理[M].北京：北京航空學(xué) 院出版社，1985.

[4]于守志.飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置試驗(yàn)技術(shù)[M].北京：宇航 出版社，1990.

[5]潘錦珊，單鵬.氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京：國(guó)防工業(yè) 出版社，2012.

[6]RandolphGD，BeckKW，ZajdelLS，etal.Develop mentoftheNAVSEA/AlliantTechsystemsTacticalAir breathingPropulsion，Integral-Rocket/Ramjet-Engine TestFacility[M].AlliantTechsystemsRocketCentreWV AlleganyBallisticsLAB，2002.

[7]應(yīng)啟戛，趙學(xué)端.流量檢測(cè)及儀表[M].上海：上海交 通大學(xué)出版社，1987.endprint

綜合以上各因素，用于模擬側(cè)滑角帶來影響 的限流噴管結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。限流噴管采用 組裝式結(jié)構(gòu)，流道曲面可更換，其他部分為一個(gè)整 體。同時(shí)，在流道曲面與側(cè)壁中間采用紫銅片進(jìn)行 壓緊密封，以防止漏氣。

限流噴管加工完后必須進(jìn)行標(biāo)定，以檢驗(yàn)其 加工后的實(shí)際流量特性。常規(guī)的標(biāo)定方法是在常 溫常壓下對(duì)限流噴管進(jìn)行標(biāo)定，然后擴(kuò)展到高溫 高壓區(qū)域，該方法忽略了高溫?zé)崤蛎泴?duì)流量系數(shù) 的影響，不夠精確。另外，這樣也無法考核在實(shí)際 溫度和壓力下的結(jié)構(gòu)密封性。因此本標(biāo)定試驗(yàn)采 用可在高溫高壓下使用的阿牛巴流量計(jì)測(cè)量流量， 并使用連管試驗(yàn)系統(tǒng)的來流提供真實(shí)溫度、壓力 的氣體。

標(biāo)定試驗(yàn)的原理圖如圖6所示，其中系統(tǒng)的流 量Q由阿牛巴流量計(jì)直接獲得，而限流噴管入口 的總溫T、總壓P由安裝在限流噴管入口的總溫 總壓探頭獲得，最后根據(jù)K=QT/P獲得限流 噴管的實(shí)際流量系數(shù)。

每個(gè)限流噴管都標(biāo)定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K這三個(gè)來流工況，從 標(biāo)定結(jié)果來看，設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定出的結(jié)果相 符性較好，偏差小于1%。設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定結(jié) 果如圖7～8所示。

5 結(jié) 論

通過精確設(shè)計(jì)流道曲線，能夠較好地保證設(shè) 計(jì)流量系數(shù)和標(biāo)定結(jié)果的一致性。采用的可更換 結(jié)構(gòu)，在試驗(yàn)中比較方便地改變限流噴管的流量系數(shù)。

利用一系列不同喉徑的限流噴管在連管試驗(yàn) 系統(tǒng)上比較容易地改變兩側(cè)進(jìn)氣道的流量，近似 模擬側(cè)滑時(shí)的進(jìn)氣狀態(tài)，降低了試驗(yàn)成本，縮短了 試驗(yàn)周期。

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[5]潘錦珊，單鵬.氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京：國(guó)防工業(yè) 出版社，2012.

[6]RandolphGD，BeckKW，ZajdelLS，etal.Develop mentoftheNAVSEA/AlliantTechsystemsTacticalAir breathingPropulsion，Integral-Rocket/Ramjet-Engine TestFacility[M].AlliantTechsystemsRocketCentreWV AlleganyBallisticsLAB，2002.

[7]應(yīng)啟戛，趙學(xué)端.流量檢測(cè)及儀表[M].上海：上海交 通大學(xué)出版社，1987.endprint

綜合以上各因素，用于模擬側(cè)滑角帶來影響 的限流噴管結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。限流噴管采用 組裝式結(jié)構(gòu)，流道曲面可更換，其他部分為一個(gè)整 體。同時(shí)，在流道曲面與側(cè)壁中間采用紫銅片進(jìn)行 壓緊密封，以防止漏氣。

限流噴管加工完后必須進(jìn)行標(biāo)定，以檢驗(yàn)其 加工后的實(shí)際流量特性。常規(guī)的標(biāo)定方法是在常 溫常壓下對(duì)限流噴管進(jìn)行標(biāo)定，然后擴(kuò)展到高溫 高壓區(qū)域，該方法忽略了高溫?zé)崤蛎泴?duì)流量系數(shù) 的影響，不夠精確。另外，這樣也無法考核在實(shí)際 溫度和壓力下的結(jié)構(gòu)密封性。因此本標(biāo)定試驗(yàn)采 用可在高溫高壓下使用的阿牛巴流量計(jì)測(cè)量流量， 并使用連管試驗(yàn)系統(tǒng)的來流提供真實(shí)溫度、壓力 的氣體。

標(biāo)定試驗(yàn)的原理圖如圖6所示，其中系統(tǒng)的流 量Q由阿牛巴流量計(jì)直接獲得，而限流噴管入口 的總溫T、總壓P由安裝在限流噴管入口的總溫 總壓探頭獲得，最后根據(jù)K=QT/P獲得限流 噴管的實(shí)際流量系數(shù)。

每個(gè)限流噴管都標(biāo)定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K這三個(gè)來流工況，從 標(biāo)定結(jié)果來看，設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定出的結(jié)果相 符性較好，偏差小于1%。設(shè)計(jì)流量系數(shù)與標(biāo)定結(jié) 果如圖7～8所示。

5 結(jié) 論

通過精確設(shè)計(jì)流道曲線，能夠較好地保證設(shè) 計(jì)流量系數(shù)和標(biāo)定結(jié)果的一致性。采用的可更換 結(jié)構(gòu)，在試驗(yàn)中比較方便地改變限流噴管的流量系數(shù)。

利用一系列不同喉徑的限流噴管在連管試驗(yàn) 系統(tǒng)上比較容易地改變兩側(cè)進(jìn)氣道的流量，近似 模擬側(cè)滑時(shí)的進(jìn)氣狀態(tài)，降低了試驗(yàn)成本，縮短了 試驗(yàn)周期。

參考文獻(xiàn)：

[1]陶金福，張振鵬，王慧玉，等.固體火箭-沖壓組合發(fā) 動(dòng)機(jī)燃燒效率的實(shí)驗(yàn)研究[J].北京航空學(xué)院學(xué)報(bào)， 1983（1）.

[2]董巖，余為眾，呂希誠(chéng).固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃 燒室流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù)，1995， 16（1）：27-32.

[3]伍榮林，王振羽.風(fēng)洞設(shè)計(jì)原理[M].北京：北京航空學(xué) 院出版社，1985.

[4]于守志.飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置試驗(yàn)技術(shù)[M].北京：宇航 出版社，1990.

[5]潘錦珊，單鵬.氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京：國(guó)防工業(yè) 出版社，2012.

[6]RandolphGD，BeckKW，ZajdelLS，etal.Develop mentoftheNAVSEA/AlliantTechsystemsTacticalAir breathingPropulsion，Integral-Rocket/Ramjet-Engine TestFacility[M].AlliantTechsystemsRocketCentreWV AlleganyBallisticsLAB，2002.

[7]應(yīng)啟戛，趙學(xué)端.流量檢測(cè)及儀表[M].上海：上海交 通大學(xué)出版社，1987.endprint