孫順利 李綱 蘆海洋

摘 要： 為實(shí)現(xiàn)對(duì)關(guān)鍵指標(biāo)艙壓的動(dòng)態(tài)變化過程仿真， 基于Matlab/Simulink對(duì)某超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)的關(guān)鍵物理過程建模， 并將仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較分析。該模型的仿真艙壓與試驗(yàn)艙壓的曲線變化規(guī)律一致， 試驗(yàn)狀態(tài)穩(wěn)定段的仿真艙壓與試驗(yàn)艙壓的誤差在1 kPa以內(nèi)， 噴管出口仿真靜壓值與試驗(yàn)靜壓值也小于1 kPa， 同時(shí)還具備模擬啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象和啟動(dòng)后的艙壓與噴管進(jìn)口總壓的正線性關(guān)系現(xiàn)象的能力。對(duì)比分析結(jié)果表明， 該Simulink建模方法能有效模擬超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)艙壓的動(dòng)態(tài)變化。

關(guān)鍵詞：自由射流試驗(yàn);? 艙壓;? 超聲速噴管;? 引射;? 擴(kuò)壓

中圖分類號(hào)：??? TJ763; V231.3 ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：??? A? 文章編號(hào)：1673-5048（2021）04-0076-06

0 引? 言

超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)可在地面模擬高空飛行條件， 常用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的考核試驗(yàn)， 是研制沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)設(shè)施之一， 吸引了大量科研機(jī)構(gòu)進(jìn)行研究[1-4]。其工作原理是加熱后的高壓氣體通過自由射流噴管達(dá)到超聲速狀態(tài)， 對(duì)高空艙內(nèi)的氣體產(chǎn)生引射抽吸作用， 使高空艙內(nèi)的壓力下降， 同時(shí)自由射流噴管出口氣流充分膨脹， 獲得滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口前的均勻馬赫數(shù)和壓力分布， 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件放置在該均勻流場(chǎng)內(nèi)。超聲速氣流與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣混合后， 在下游擴(kuò)壓器減速增壓作用和主動(dòng)引射器氣流抽吸作用下， 經(jīng)亞聲速擴(kuò)壓器排出到大氣環(huán)境。 關(guān)鍵部件和結(jié)構(gòu)關(guān)系如圖1所示。

對(duì)于超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)， 高空艙模擬壓力（簡稱艙壓）指標(biāo)直接反映自由射流噴管的啟動(dòng)狀態(tài)， 是試驗(yàn)人員判斷試驗(yàn)系統(tǒng)工作狀態(tài)的重要指標(biāo)。文獻(xiàn)[5]采用一維理論方法計(jì)算了某型超聲速試驗(yàn)系統(tǒng)的性能， 指出艙壓最小值由擴(kuò)壓器壅塞和射流膨脹現(xiàn)象決定， 且試驗(yàn)件堵塞會(huì)導(dǎo)致艙壓升高;? 文獻(xiàn)[6]采用試驗(yàn)方法研究了真空引射的啟動(dòng)與不啟動(dòng)現(xiàn)象的運(yùn)行機(jī)理和影響因素;? 文獻(xiàn)[7-8]綜合運(yùn)用理論分析、 試驗(yàn)和數(shù)值仿真方法深入研究了超聲速試驗(yàn)系統(tǒng)的啟動(dòng)特性、 負(fù)載匹配和壓力恢復(fù)性能等， 獲得設(shè)備結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)參數(shù)對(duì)艙壓的影響;? 文獻(xiàn)[9-10]研究了超聲速引射器啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象的影響因素和預(yù)測(cè)方法。上述文獻(xiàn)大都側(cè)重于單個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)點(diǎn)的性能指標(biāo)分析， 對(duì)艙壓指標(biāo)的連續(xù)動(dòng)態(tài)變化也多采用試驗(yàn)方法， 而采用理論方法進(jìn)行研究的較少。本文借鑒文獻(xiàn)[11]提出的作用力平衡的研究方法和文獻(xiàn)[12]中的建模方法， 基于Matlab/Simulink對(duì)某超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)的關(guān)鍵物理過程建模， 實(shí)現(xiàn)對(duì)試驗(yàn)系統(tǒng)艙壓的連續(xù)動(dòng)態(tài)變化過程仿真， 并與試驗(yàn)結(jié)果比較分析， 驗(yàn)證建模方法的可行性。

1 模型建立

1.1 高空艙數(shù)學(xué)模型

根據(jù)質(zhì)量守恒定律， 高空艙控制體流入流出的質(zhì)量流量總變化等于高空艙內(nèi)的質(zhì)量變化， 進(jìn)而可計(jì)算出高空艙內(nèi)的質(zhì)量， 再通過理想氣體方程計(jì)算出艙壓：

mc=mcini+∫（m·leak- m·s）dt=PaRTVc+∫（m·leak- m·s）dt（1）

Pc=mcVcRT （2）

高空艙流入流量主要是高空艙補(bǔ)氣造成， 高空艙補(bǔ)氣過程簡化為限流孔節(jié)流絕熱過程， 當(dāng)艙內(nèi)和艙外的壓差越大， 則補(bǔ)氣量越大， 可得補(bǔ)氣流量[12]： 航空兵器 2021年第28卷第4期

孫順利， 等： 基于Matlab/Simulink的超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)建模分析

m·leak=

CfAPa2γRT（γ-1）PcPa2γ-PcPa）γ+1γ?? PcPa≥2γ+1γ+1γ-1

CfAPaγRT2γ+1γ+1γ-1

PcPa<2γ+1γ+1γ-1（3）

式中： mc和mcini為高空艙內(nèi)氣體的實(shí)時(shí)和初始質(zhì)量;? m·leak和m·s為高空艙補(bǔ)氣和流出的質(zhì)量流量;? Pa和Pc為大氣壓和高空艙實(shí)時(shí)靜壓;? R， T和γ為氣體常數(shù)、 靜溫和比熱比;? Vc為高空艙容積;? Cf和A為補(bǔ)氣孔流量系數(shù)和面積。? 其中補(bǔ)氣孔面積和流量系數(shù)可根據(jù)試驗(yàn)和調(diào)試數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

1.2 自由射流引射數(shù)學(xué)模型

高空艙流出流量由自由射流引射數(shù)學(xué)模型決定，射流噴管出口的靜壓P1n大于噴管出口艙壓P1s（艙壓等于二次流靜壓）， 即當(dāng)P1n>P1s， 噴管出口氣流等熵膨脹：

P2n=P1nν1nν2nγ=P1nAfnAshd-As-Ablkγ（4）

二次流氣流等熵壓縮：

P2s=P1s1+γ-12M22s1+γ-12M21sγγ-1（5）

兩股氣流在下游某點(diǎn)達(dá)到壓力平衡（P2n=P2s）， 形成氣動(dòng)喉道As：

As=Ashd-Ablk-AfnP1sP1n1+γ-12Ma22s1+γ-12Ma21sγγ-11γ （6）

式中： Ablk為試驗(yàn)件等堵塞面積;? γ為比容;? 當(dāng)P1n≤P1s時(shí)， 噴管出口氣流不膨脹， 氣動(dòng)喉道為擴(kuò)壓器管道面積減去自由射流噴管出口面積， 即As=Ashd-Afn， 此處不包含發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件和臺(tái)架， 因而不存在堵塞面積。

（1）當(dāng)As處達(dá)到壅塞時(shí)， Ma2s=1， 可得二次流的最大質(zhì)量流量m·smax：

m·smax=γR2γ+1γ+1γ-1PcTcAs （7）

通過As與A1s的等熵膨脹關(guān)系， 可得二次流進(jìn)口的馬赫數(shù)Ma1s和靜壓P1s， 最后得到作用力Fsmax：

Fsmax=P1sA1s（1+γMa21s）（8）

需要注意的是， 當(dāng)As≥0時(shí)， m·smax≥0， 此時(shí)二次流流出高空艙控制體外;? 而當(dāng)As<0時(shí)， m·smax<0， 射流噴管氣流在擴(kuò)壓器內(nèi)欠膨脹， 此時(shí)二次流流入高空艙控制體內(nèi)， 艙壓升高， 這是模擬當(dāng)自由射流噴管啟動(dòng)后， 艙壓隨自由射流噴管進(jìn)口總壓升高而升高的線性關(guān)系現(xiàn)象[13-14]的關(guān)鍵方法。

（2）當(dāng)As處未壅塞時(shí)， 假設(shè)二次流流量在正負(fù)最大二次流流量之間， 即-m·smax

Ma1s-m·sA1sPtγRTt1+γ-12Ma21sγ+12（γ-1）=0（9）

采用二分法迭代求解， 得亞聲速解Ma1s（0～1）。 由等熵膨脹關(guān)系得靜壓P1s：

P1s=Pc1+γ-12Ma21s-γγ-1? （10）

最后得二次流作用力Fs：

Fs=P1s（Ashd-Afjn）（1+γMa21s）（11）

式中： 1， 2， mix為擴(kuò)壓器不同截面;? n， s為自由射流和二次流;? Ma， Pt， Tt為馬赫數(shù)、 總壓和總溫。

1.3 自由射流噴管氣動(dòng)數(shù)學(xué)模型

拉瓦爾噴管出口氣流靜壓和馬赫數(shù)受進(jìn)口總壓和出口背壓的共同影響， 存在9種情況[15]。 根據(jù)仿真建模需要可簡化為以下3種情況：

（1）當(dāng)π1

P1n=Pc（12）

Ma1n=2γ-1（1-（P1n/Pt）γ-1-γ）（13）

（2）當(dāng)π2≤Pc/Pt≤π1， 喉道壅塞， 噴管擴(kuò)張段內(nèi)存在正激波， 噴管出口靜壓為艙壓， 由喉道壅塞條件和質(zhì)量守恒定律可得

P1n=Pc（14）

Ma1n=1γ-1+

1γ-12+2γ-12γ+1γ+1γ-1PtP1n2AtA1n2（15）

式中： At和A1n為噴管喉道和出口面積。? 出口背壓與進(jìn)口總壓的臨界壓比π1與π2的計(jì)算方法見文獻(xiàn)[16-17]。

（3）當(dāng)Pc/Pt<π2， 喉道壅塞， 擴(kuò)張段內(nèi)全部為超聲速， 出口馬赫數(shù)為噴管名義馬赫數(shù)Mafn， 由噴管喉道和出口面積比決定。 由等熵膨脹關(guān)系式可得出口靜壓：

Ma1n=Mafn（16）

P1n=Pt（1+γ-12Ma2fn）-γγ-1（17）

最后將噴管出口馬赫數(shù)Ma1n和靜壓P1n帶入下式， 得到質(zhì)量流量和作用力：

m·n=Ma1nA1nPtγRTt/（1+γ-12Ma21n）γ+12（γ-1）（18）

Fn=P1nA1n（1+γMa21n）（19）

1.4 超聲速擴(kuò)壓器擴(kuò)壓過程數(shù)學(xué)模型

擴(kuò)壓器出口壓力主要基于質(zhì)量、 能量和動(dòng)量守恒對(duì)自由射流和二次流的氣流混合求解出口參數(shù)：

m·n+m·s=m·mix（20）

m·nCpnTtn+m·sCpnTts=m·mixCpmixTtmix（21）

P1nA1n+P1sA1s-PmixAmix-Ff=m·mixvmix-m·nvn-m·svs（22）

式中： Cp， v為定壓比熱容和速度。

假設(shè)管道摩擦力Ff=0， 作用力的計(jì)算式為

F=PA+m·v=PA+PRTAv2=PA（1+γγRTv2）=

PA（1+γMa2）（23）

替換式（22）中相關(guān)項(xiàng)后可得

F1n+F1s=Fmix（24）

最后可得到擴(kuò)壓器出口的質(zhì)量流量、 總溫和作用力。

質(zhì)量流量計(jì)算式為

m·=PAMaγRTt（1+γ-12M2）（25）

式（25）與式（23）中靜壓P相等， 聯(lián)立后得

P=m·AMγRTt（1+γ-12M2）=FA（1+γM2） （26）

經(jīng)整理得關(guān)于M2二次方程式：

AM4+BM2+C=0（27）

式中： A，B，C分別表示代替二次方程系數(shù)。

由于混合過程具備真實(shí)物理意義， 因此B2-4AC≥0， 式（27）在數(shù)學(xué)意義上必然存在實(shí)數(shù)解：

M2=-B±B2-4AC2A（28）

式中： 取+號(hào)時(shí)為超聲速解， 當(dāng)該值為負(fù)數(shù)， 則不存在超聲速解;? 取-號(hào)時(shí)為亞聲速解， 對(duì)應(yīng)于存在超聲速解時(shí)的正激波波后亞聲速解或者不存在超聲速解時(shí)的亞聲速解。 當(dāng)特殊情況B2-4AC=0， 此時(shí)恰好M=1。

最后可得混合后的擴(kuò)壓器出口靜壓Pout， 考慮到由于在超擴(kuò)段內(nèi)通常不是理想正激波， 而是以多道斜激波的激波串使壓力恢復(fù)， 因此存在壓力損失， 考慮超聲速擴(kuò)壓器內(nèi)非理想正激波壓力損失修正的的波后靜壓：

Pmix-crt=Pmix（1-σγmix-12Ma2mix）γmixγmix-1 （29）

考慮亞聲速擴(kuò)壓器內(nèi)的膨脹作用的出口壓力：

Pout=Pmix-crt（1+ηdγmix-12Ma2mix）γmixγmix-1（30）

式中： σ為超聲速段內(nèi)的壓力恢復(fù)系數(shù);? ηd為擴(kuò)壓效率。

1.5 動(dòng)態(tài)仿真的原理和基本流程

高空艙流出流量由自由射流引射數(shù)學(xué)模型決定， 對(duì)應(yīng)于二次流m·s， 其數(shù)學(xué)模型建立過程如圖2所示。 動(dòng)態(tài)仿真模型流程如圖3所示。其關(guān)鍵算法是計(jì)算出正確的二次流流量， 當(dāng)混合后的擴(kuò)壓器出口壓力大于或等于大氣壓時(shí)， 最大的二次流流量即為二次流流量， 當(dāng)混合后的出口壓力小于大氣壓時(shí)， 則二次流量介于正最大二次流流量和負(fù)最大二次流流量之間， 通過二分法求得實(shí)際二次流流量， 使出口壓力等于大氣壓。

圖4是H=6 km， Ma=2.5工況下， 二次流最大值m·smax和實(shí)際值m·s的對(duì)比。當(dāng)m·s

2 仿真與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

圖5～6是自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)的兩次試驗(yàn)及仿真結(jié)果。需要說明的是， 此高度范圍不需要打開下游的引射器， 實(shí)際模擬高度以試驗(yàn)結(jié)果的靜壓為準(zhǔn)。噴管出口靜壓的測(cè)量點(diǎn)位于噴管出口內(nèi)壁面。

對(duì)比圖5～6， 可見仿真艙壓和試驗(yàn)艙壓的變化規(guī)律基本一致， 對(duì)噴管進(jìn)口總壓參數(shù)的變化具有較好的響應(yīng)跟隨性， 當(dāng)自由射流噴管總壓和艙壓穩(wěn)定后， 仿真艙壓與試驗(yàn)艙壓的誤差在1? kPa以內(nèi)，? 該Simulink模型可以準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)系統(tǒng)穩(wěn)定后艙壓值。

另外， 兩次試驗(yàn)仿真中， 當(dāng)自由射流噴管總壓到目標(biāo)值時(shí)（圖5（b）中17～21 s， 圖6（b）中13～50 s）， 補(bǔ)氣孔面積差異導(dǎo)致艙壓高于或低于相應(yīng)模擬高度， 當(dāng)補(bǔ)氣孔面積足夠大時(shí)， 艙壓無法抽到模擬高度附近;? 補(bǔ)氣孔面積足夠小時(shí)， 艙壓遠(yuǎn)小于模擬高度。因此， 補(bǔ)氣孔面積是艙壓調(diào)節(jié)的關(guān)鍵參數(shù)。

當(dāng)艙壓受補(bǔ)氣孔面積影響而沒有與實(shí)際模擬高度一致時(shí)， 自由射流噴管出口靜壓的試驗(yàn)值和仿真值均達(dá)到模擬高度， 二者誤差在1 kPa以內(nèi)， 噴管出口達(dá)到名義馬赫數(shù)為2.5。 結(jié)果表明在艙壓高于和低于噴管出口靜壓的兩種條件下， 該Simulink模型也可以準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)系統(tǒng)穩(wěn)定后的噴管出口靜壓條件。因此， 仿真模型通過準(zhǔn)確計(jì)算的噴管出口艙壓和靜壓， 根據(jù)斜激波理論和普朗特邁耶理論可計(jì)算噴管出口的均勻流場(chǎng)的菱形區(qū)面積[18]， 獲得發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件的安裝位置和有效試驗(yàn)時(shí)間。

艙壓與自由射流噴管進(jìn)口總壓變化關(guān)系對(duì)比如圖7所示。在啟動(dòng)過程中， 艙壓先隨自由射流噴管進(jìn)口總壓降低， 當(dāng)艙壓達(dá)到最低時(shí)， 隨自由射流噴管總壓呈線性關(guān)系增加， 與文獻(xiàn)[14]中描述一致。在圖7（a）中， 仿真結(jié)果也顯示艙壓會(huì)隨自由射流噴管總壓變化時(shí)出現(xiàn)啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象。 與試驗(yàn)結(jié)果相比， 圖7（a）中的仿真最小啟動(dòng)壓力（A點(diǎn)）與試驗(yàn)最小啟動(dòng)壓力（B點(diǎn)）相差在70 kPa左右， 仿真和試驗(yàn)的最小保持啟動(dòng)壓力（C點(diǎn)）基本吻合， 可見仿真結(jié)果較好地捕捉到啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象的兩個(gè)關(guān)鍵試驗(yàn)點(diǎn)。對(duì)于自由射流噴管進(jìn)口閥門開啟和關(guān)閉的動(dòng)態(tài)過程中， 仿真艙壓與試驗(yàn)艙壓的啟動(dòng)遲滯幅度存在較大差異， 原因是： （1）自由射流噴管進(jìn)口閥門的關(guān)閉時(shí)間比開啟時(shí)間要短， 造成噴管進(jìn)口總壓在下降時(shí)的速度比上升時(shí)快， 進(jìn)而在計(jì)算二次流流量時(shí)， 噴管進(jìn)口閥門關(guān)閉時(shí)的實(shí)際二次流量較大， 并且容易受到負(fù)最大二次流量的限流（m·s=-m·smax）， 而噴管進(jìn)口閥門開啟時(shí)的實(shí)際二次流量小， 并且不易造成正最大二次流量的限流（m·s<+m·smax）， 結(jié)果可以在圖4中14～16 s和23～24 s時(shí)間段觀察到。（2）查閱文獻(xiàn)[19]， 啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象普遍存在亞聲速與超音速轉(zhuǎn)變過程， 如進(jìn)氣道和引射器的啟動(dòng)與不啟動(dòng)狀態(tài)轉(zhuǎn)變過程。 啟動(dòng)時(shí)由亞聲速轉(zhuǎn)變?yōu)槌曀傩枰黄普げǖ膲毫p失， 因而需要更高的進(jìn)口總壓， 而從超聲速轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀贂r(shí)不啟動(dòng)狀態(tài)則壓力損失較小， 特別是對(duì)于存在二次喉道的情況， 這種啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象會(huì)更明顯。當(dāng)前仿真模型中超聲速擴(kuò)壓段的壓力恢復(fù)系數(shù)σ是固定不變的， 圖7（b）是通過在啟動(dòng)和關(guān)閉階段設(shè)置不同的壓力恢復(fù)系數(shù)的仿真結(jié)果， 可見在噴管進(jìn)口閥門開啟和關(guān)閉階段， 曲線的啟動(dòng)遲滯差異縮小。結(jié)果表明超聲速壓力恢復(fù)系數(shù)會(huì)對(duì)仿真艙壓結(jié)果產(chǎn)生較大影響， 因此在實(shí)際應(yīng)用中需要根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)不同試驗(yàn)時(shí)間段內(nèi)的壓力恢復(fù)系數(shù)σ修正， 合理取值。需要注意的是， 在圖5～6中， 當(dāng)仿真艙壓與自由射流噴管進(jìn)口總壓超過臨界壓比π2=0.417時(shí)， 自由射流噴管出口從亞聲速（Ma=0.51）突變?yōu)槌曀伲∕a=2.5）， 即將噴管擴(kuò)張段內(nèi)的正激波從出口推了出去， 自由射流噴管達(dá)到滿流狀態(tài)， 同時(shí)噴管出口的仿真靜壓也突然下降至最低， 然后噴管出口的仿真靜壓隨著自由射流噴管總壓的升高而升高， 最終穩(wěn)定在可供試驗(yàn)吹風(fēng)的狀態(tài)， 表明噴管數(shù)學(xué)模型較好地模擬了噴管理想狀態(tài)的啟動(dòng)過程。另外， 注意到在噴管啟動(dòng)過程中， 噴管出口仿真靜壓與試驗(yàn)靜壓出現(xiàn)差異， 主要由于試驗(yàn)靜壓測(cè)量位置位于靠近噴管出口內(nèi)壁面處， 該位置在艙壓遠(yuǎn)高于噴管出口靜壓時(shí)， 極易出現(xiàn)邊界層分離， 而當(dāng)前理想噴管數(shù)學(xué)模型假設(shè)噴管出口為均勻氣流， 未能考慮噴管出口的邊界層分離的不均勻出口參數(shù)， 后續(xù)工作需增加噴管模型邊界層分離模擬能力。

3 結(jié)? 論

（1） 仿真艙壓與試驗(yàn)艙壓的曲線變化規(guī)律一致， Simulink模型準(zhǔn)確地模擬了整個(gè)試驗(yàn)過程中艙壓隨自由射流噴管進(jìn)口總壓的變化過程， 還準(zhǔn)確模擬了自由射流噴管的啟動(dòng)過程、 艙壓的啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象和艙壓與自由射流噴管進(jìn)口總壓的正線性關(guān)系等現(xiàn)象， 并且試驗(yàn)狀態(tài)穩(wěn)定段的噴管出口仿真靜壓與試驗(yàn)靜壓高度吻合， 說明應(yīng)用Simulink建模方法模擬超聲速自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)性能具備可行性和工程應(yīng)用性。

（2） 補(bǔ)氣孔面積是艙壓調(diào)節(jié)的關(guān)鍵參數(shù)， 試驗(yàn)前需要準(zhǔn)確預(yù)估補(bǔ)氣閥參數(shù)設(shè)置。壓力恢復(fù)系數(shù)對(duì)啟動(dòng)遲滯現(xiàn)象影響較大， 需要根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)不同試驗(yàn)時(shí)間段的壓力恢復(fù)系數(shù)合理修正， 提高仿真準(zhǔn)確度。

（3） 目前射流噴管數(shù)學(xué)模型未包含邊界層分離現(xiàn)象， 在噴管啟動(dòng)過程中的噴管出口的仿真值與試驗(yàn)值存在差異， 也沒有將引射器數(shù)學(xué)模型和發(fā)動(dòng)機(jī)排氣數(shù)學(xué)模型考慮在內(nèi)， 在后續(xù)工作中， 如高空高馬赫數(shù)建模分析時(shí)， 將會(huì)增加這部分內(nèi)容， 提高仿真準(zhǔn)確度。

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Modeling Analysis of Supersonic Free Jet Test System

Based on Matlab/Simulink

Sun Shunli ， Li Gang， Lu Haiyang

（China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

Abstract：?? In order to simulate the dynamic change process of the key index cabin pressure， the key physical process of supersonic free jet test system is modeled based on Matlab/Simulink， and the simulation results are compared with the test results. The curve variation law of the simulated cabin pressure of the model is consistent with that of the test cabin pressure. The error between the simulated cabin pressure and the test cabin pressure in the stable section of the test state is within 1 kPa， and the simulated static pressure at the nozzle outlet and the test static pressure are also less than 1 kPa. At the same time， it also has the ability to simulate the start-up hysteresis phenomenon and the main line relationship between the cabin pressure after startup and the total pressure at the nozzle inlet. The comparative analysis results show that the Simulink modeling method can effectively simulate the dynamic change of cabin pressure of supersonic free jet test system.

Key words：?? free jet test;? cabin pressure;? supersonic nozzle;? ejector;? diffuser