袁 軍，李敘華

(1.海軍裝備部駐西安地區(qū)第四代表室，西安 710025；2. 中國航天科技集團(tuán)有限公司第四研究院，西安 710025)

0 引言

固體沖壓發(fā)動機自由射流試驗通過將進(jìn)氣道置于射流噴管流場均勻區(qū)實現(xiàn)對飛行條件下來流參數(shù)的模擬，可精確模擬固沖發(fā)動機的內(nèi)部流動狀態(tài)[1-2]，是固沖發(fā)動機最接近飛行狀態(tài)的地面試驗方法。自由射流試驗中，進(jìn)氣道的空氣捕獲量直接影響自試驗發(fā)動機燃燒性能和比沖性能的評定。傳統(tǒng)上，自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量的測量通常借鑒航空發(fā)動機及進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗中空氣流量的測量方法，在進(jìn)氣道出口或者燃燒室模擬段出口布置總溫、總壓和靜壓測試耙，依據(jù)測量耙上各傳感器測試數(shù)據(jù)計算空氣捕獲流量[3-6]。該測量方法需要在正式自由射流試驗前針對不同的試驗工況進(jìn)行多發(fā)吹風(fēng)標(biāo)定試驗，標(biāo)定工作量龐大，成本較高；總溫、總壓和靜壓測量耙設(shè)計和加工均較為復(fù)雜，且測點的分布方案對測量精度有較大的影響。近幾年，隨著TDLAS技術(shù)的發(fā)展和完善，該技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于航空發(fā)動機進(jìn)氣道流量測量、沖壓發(fā)動機進(jìn)氣道和隔離段流量測量及風(fēng)洞來流狀態(tài)檢測[7-10]。

目前，固沖發(fā)動機流場數(shù)值仿真技術(shù)已經(jīng)較為完善，仿真結(jié)果和地面試驗結(jié)果吻合較好[11-12]。基于流場仿真發(fā)現(xiàn)，相同工況下直連試驗和自由射流試驗的補燃室尾部流場相似度很高。因此，本文采用沖壓發(fā)動機噴管作為臨界截面，建立了基于直連試驗的自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量測量方法。該方法直接采用空殼發(fā)動機進(jìn)行吹風(fēng)試驗，利用補燃室尾部靜壓、總溫等測量參數(shù)計算得到發(fā)動機噴管流量。由于質(zhì)量守恒，該流量與進(jìn)氣道空氣捕獲流量一致，由此可間接得到自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量。該方法不需要針對不同的試驗工況進(jìn)行專門的吹風(fēng)標(biāo)定試驗，可大大簡化試驗流程，降低試驗成本。文中分別開展了直連試驗和自由射流試驗的數(shù)值仿真，進(jìn)行了流場相似性對比，并利用相同工況下的地面直連試驗和自由試驗結(jié)果驗證了該方案的可行性。

1 測量方法

在直連和自由射流試驗中，相同尺寸的沖壓發(fā)動機內(nèi)部，尤其是補燃室尾部的流動狀態(tài)具有較強的相似性，直連試驗中進(jìn)入發(fā)動機的空氣流量可通過試驗系統(tǒng)精確測量。依據(jù)上述特點，提出一種新的固沖發(fā)動機自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量測量方法，具體方案如下：

(3)依據(jù)氣體質(zhì)量方程獲得空氣質(zhì)量流率和補燃室尾部靜壓、總溫的關(guān)系式：

(1)

定義：

(2)

則有

(3)

即

(4)

式中 Г為與空氣比熱比k相關(guān)，試驗?zāi)M空氣組分相同則Г相同；λ為補燃室出口截面處的速度系數(shù)，取決于補燃室出口截面和沖壓噴管喉部面積比；CD為沖壓噴管流量系數(shù)，取決于沖壓噴管的型面；At為沖壓噴管喉部面積；R為空氣氣體常數(shù)，試驗?zāi)M空氣組分相同則R相同。

(5)將第4步得到的補燃室尾部靜壓和總壓平均值代入式(3)中，即可獲得自由射流條件下進(jìn)氣道的空氣捕獲量。

上述方法中，除自由射流試驗采用進(jìn)氣道和地面直連試驗采用進(jìn)氣通道的差異外，保持直連試驗和自由射流試驗發(fā)動機其它結(jié)構(gòu)一致，確保流動的相似性；直連試驗和自由射流試驗系統(tǒng)空氣加熱器采用相同的燃料并進(jìn)行補氧，確保模擬空氣組分的相似性。

2 數(shù)值仿真驗證

2.1 仿真模型及計算條件

該測試方法的前提是直連試驗和自由射流試驗補燃室尾部流動狀態(tài)具有相似性的假設(shè)，為此對直連試驗發(fā)動機和自由射流試驗發(fā)動機的冷態(tài)流場開展了三維數(shù)值仿真計算，以驗證上述假設(shè)的正確性。仿真采用Fluent軟件，控制模型采用三維N-S方程，湍流采用k-ε模型，網(wǎng)格劃分采用ICEM軟件。對流場進(jìn)行了簡化，具體如下：

(1)流動準(zhǔn)定常；

(2)壁面為絕熱的，整個流場與外界無熱交換，流動為絕熱流動；

(3)氣體為理想氣體，符合狀態(tài)方程p=ρRT。

為了和試驗參數(shù)統(tǒng)一，直連試驗發(fā)動機進(jìn)氣通道入口為質(zhì)量入口邊界條件，給定空氣質(zhì)量流率、空氣總溫和參考壓強；自由射流試驗發(fā)動機進(jìn)氣道入口為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，給定來流馬赫數(shù)、靜壓和靜溫。計算中，先進(jìn)行自由射流試驗發(fā)動機仿真計算，獲得進(jìn)氣道捕獲空氣質(zhì)量流率和總溫后，以此為輸入條件進(jìn)行直連試驗發(fā)動機仿真計算。計算工況為10 km/Ma=3/0°攻角/0°側(cè)滑角，空氣參數(shù)按照標(biāo)準(zhǔn)大氣進(jìn)行設(shè)置。

2.2 仿真結(jié)果分析

圖1分別給出了數(shù)值仿真得到的補燃室軸線壓強和總溫曲線?？梢钥闯?，直連試驗和自由射流試驗條件下補燃室壓強和總溫沿軸線的變化規(guī)律基本一致，在補燃室中部截面之前，受進(jìn)氣道和進(jìn)氣通道內(nèi)流動參數(shù)差異的影響，壓強和總溫存在著一定偏差，最大分別為1.3%和0.6%。在補燃室中部至補燃室出口，兩種試驗狀態(tài)下的壓強和總溫曲線基本重合，壓強和總溫的最大偏差均不超過0.5%。因此，發(fā)動機噴管內(nèi)壓強和總溫分布基本一致，表明試驗發(fā)動機直連試驗和自由射流試驗的噴管流量系數(shù)一致，兩種試驗時噴管實際流通面積相同。

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

圖2和圖3分別給出了補燃室尾部截面(試驗測點位置)壓強和總溫分布云圖。由仿真云圖可知，直連試驗和自由射流試驗條件下，補燃室尾部的壓強和總溫分布云圖均具有較高的相似性。

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

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

表1和表2給出了直連試驗和自由射流試驗發(fā)動機數(shù)值仿真對比。計算結(jié)果表明，相同計算邊界條件下，兩種試驗條件下發(fā)動機補燃室尾部的靜壓和總溫測點處的數(shù)據(jù)高度吻合，偏差分別為0.9%和0.3%。由于冷流狀態(tài)數(shù)值仿真結(jié)果精度較高，可認(rèn)為冷態(tài)吹風(fēng)條件下，地面直連試驗和自由射流試驗的補燃室尾部流場具有較高的相似性。

表2 直連試驗數(shù)值仿真結(jié)果

3 試驗驗證

依據(jù)建立的空氣流量測量方法，分別開展空殼發(fā)動機直連試驗和自由射流吹風(fēng)試驗。試驗驗證所采用的直連試驗和自由射流試驗的空氣加熱器均采用相同燃料，均進(jìn)行了補氧，保證了空氣組分的相似性。

地面直連試驗來流參數(shù)要求為：模擬工況為10 km/Ma=3.0，空氣流量為6.0 kg/s，空氣總溫為625 K，引射壓強為26.4 Pa。自由射流試驗來流參數(shù)要求為：模擬工況為10 km/Ma=3.0，來流靜壓為26.4 kPa，來流靜溫為223.15 K。

3.1 直連吹風(fēng)試驗結(jié)果分析

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

試驗中，空氣流量曲線較為平穩(wěn)，吹風(fēng)過程中變化范圍為6.02～6.06 kg/s。試驗臺換向閥打開至大約5 s時刻，補燃室空氣總溫和壓強逐步上升，5 s之后分別穩(wěn)定于大約620 K和0.213 MPa。

依據(jù)式(4)計算系數(shù)α，得到圖5所示曲線，計算中補燃室尾部壓強和空氣總溫均取測試平均值。

圖5 計算得到的α曲線

由圖5可以看出，在進(jìn)入補燃室的空氣穩(wěn)定之后，計算得到的α曲線也較為穩(wěn)定，在5～28 s的有效試驗段內(nèi)，α濾波后的最大變化范圍為706～711，相對于均值的最大散差為0.5%。表3給出了5～28 s時間段內(nèi)數(shù)據(jù)測試結(jié)果的平均值。

表3 直連吹風(fēng)試驗數(shù)據(jù)處理

3.2 自由射流吹風(fēng)試驗結(jié)果分析

圖6 自由射流試驗艙艙壓

圖7 補燃室尾部壓強曲線

圖8 補燃室尾部空氣總溫曲線

42.8～48 s時間內(nèi)，補燃室尾部壓強由0.157 MPa逐步爬升至0.164 MPa，這主要是由于來流系統(tǒng)總壓波動造成的；48～53.6 s時間內(nèi)，補燃室尾部壓強基本穩(wěn)定。在有效吹風(fēng)時間內(nèi)，試驗艙艙壓基本穩(wěn)定在0.019 MPa附近，小于試驗要求的26.4 kPa。補燃室尾部空氣總溫曲線基本穩(wěn)定于495 K附近，和試驗要求的總溫625 K尚有差距。取48～53.6 s時間段數(shù)據(jù)求平均可得到如表4及圖9所示的空氣捕獲量。自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量為5.19 kg/s,與數(shù)值仿真結(jié)果的最大偏差為2.5%。自由試驗來流參數(shù)和仿真輸入?yún)?shù)的差異導(dǎo)致了自由射流試驗實際空氣捕獲量稍低于仿真結(jié)果。

由式(3)可見，直連試驗和自由射流試驗總溫及總壓的差異可通過流量公式進(jìn)行修正。由直連試驗的系數(shù)α得到自由試驗空氣捕獲量如圖9所示。

圖9 計算得到的空氣流量曲線

表4 自由射流吹風(fēng)試驗數(shù)據(jù)處理

4 結(jié)論

相同構(gòu)型直連試驗和自由射流試驗發(fā)動機內(nèi)部流場具有相似性，即噴管結(jié)構(gòu)參數(shù)一致和內(nèi)部流場一致，噴管流量系數(shù)是一致的。基于此，提出了一種利用發(fā)動機噴管作為臨界截面來獲得自由射流試驗過程中進(jìn)氣道空氣捕獲流量的方法，并開展了地面直連試驗和自由射流數(shù)值仿真及吹風(fēng)試驗驗證，主要結(jié)論如下：

(1)數(shù)值仿真結(jié)果表明，相同構(gòu)型下直連和自由射流發(fā)動機補燃室出口截面流動參數(shù)分布具有相似性，且在相同工況下該截面上壓強和空氣總溫基本相同。

(2)開展了相同構(gòu)型的空殼發(fā)動機直連和自由射流吹風(fēng)試驗，試驗結(jié)果表明直連吹風(fēng)試驗獲得的α數(shù)據(jù)較為穩(wěn)定，最大散差不超過0.5%；由地面直連試驗得到的系數(shù)α，可以獲得的自由射流試驗進(jìn)氣道空氣捕獲量，且與數(shù)值仿真結(jié)果吻合較好，最大偏差為2.5%。