二元亞燃沖壓發動機高空模擬擴壓器氣動設計

莊 歡，劉志友，馬前容，田金虎

(中國燃氣渦輪研究院，四川 江油621703)

1 引言

沖壓發動機是利用進氣道的沖壓作用，將高速空氣減速增壓升溫后送入燃燒室與燃料混合燃燒，高溫燃氣經膨脹加速后由噴口噴出從而產生推力[1]。由于沖壓發動機自身不帶渦輪增壓，沖壓燃燒室工作壓力較低，因此，在高空臺試驗時，必須建立有效的環境來模擬高空低壓排氣條件，沖壓發動機才能正常工作[2]。排氣擴壓器的作用是將發動機排出燃氣的部分動能轉換為壓力能，真實模擬發動機排氣反壓和環境壓力條件。它是高空臺排氣系統將被試發動機的高溫高速燃氣進行減速、降溫、降噪處理，從而使燃氣順利進入抽氣系統的關鍵部件之一。對于高空臺，排氣擴壓器可在發動機排氣膨脹比不變的前提下，在一定的試驗范圍內充分利用發動機排出燃氣的能量，提高高空臺模擬高度、節約能源、擴大高空臺工作范圍[3]。本文根據某型沖壓發動機連管試驗對高空艙內環境壓力的要求，考慮到某高空臺現有的抽氣能力，使用商業軟件Fluent輔助設計了一種高空模擬擴壓器，并確定了最優的擴壓器結構形式、結構參數和引射間距。

2 排氣擴壓器的功用

排氣擴壓器能將發動機的部分排氣動能恢復為壓力能，從而將系統中的氣體壓力從高空艙中的低壓提高到抽氣機前的較高壓力，相當于“第一級大容量抽氣機”的作用。排氣擴壓器位于沖壓發動機后面，與拉瓦爾噴管一起構成一內壓式引射器(見圖1)。發動機排出的高速氣流為主流(引射流)，從高空艙來的低速氣流為次流(被引射流)[4]。

3 排氣擴壓器的設計

3.1 設計參數

排氣擴壓器是一個氣動部件，通常由收斂段和等直段構成，如圖2所示。圖中t為尾噴管喉徑截面，e為噴管出口截面，1為擴壓器進口截面，2為擴壓器出口截面。排氣擴壓器的設計參數包括：擴壓器等直段內徑D、擴壓器長度L、收斂段長度Ls、收斂角度θ和引射間距d。

3.2 性能參數

擴壓器的性能參數主要包括臨界膨脹比εcr(給定幾何和引射條件下，次流在擴壓器內臨界時對應的發動機噴管膨脹比ε)、擴壓器效率σ(給定幾何條件、引射條件和噴管膨脹比條件下，擴壓器出口混合氣流總壓與噴管進口燃氣總壓之比，即總壓恢復系數)、引射比k(擴壓器進口截面內次流流量與主流流量之比)、引射間距d(噴管出口與擴壓器進口間的距離)、總溫比τ(擴壓器進口截面次流總溫與主流總溫之比)、面積比ω(擴壓器等直段面積與噴管喉道面積之比)等。數值計算時，本文主要關注排氣擴壓器的引射比、效率和引射間距。

3.3 設計要求

排氣擴壓器設計要保證在一定膨脹比條件下具有較高的引射比和效率。在發動機工作狀態、引射間距、排氣擴壓器出口反壓一定的情況下，排氣擴壓器等直段內徑越大，引射能力就越強，效率就越低，而允許發動機排氣的膨脹比就越大。沖壓發動機燃燒室的總壓雖然較低，但噴管的膨脹比仍然很高，高溫燃氣在噴口仍處于不完全膨脹狀態。因此，設計排氣擴壓器時，應在滿足膨脹比的前提下充分利用高溫高速燃氣的引射實現增壓，并使其等直段內徑盡可能小以得到較高的擴壓器效率，從而減小抽氣機組負荷，獲取最佳的經濟效益[4]。

3.4 結構冷卻

由于沖壓發動機排氣溫度很高，通常需要對排氣擴壓器進行熱防護。常用的方法有三種：一是在排氣擴壓器的入口處直接噴水，降低氣流溫度；二是采用耐高溫材料，如不銹鋼等；三是采用水夾套結構，在夾層內通過冷卻水進行強制冷卻。第一種方法在噴水冷卻的同時會損失高溫燃氣的能量，降低擴壓器的引射比和效率；第二種方法會提高擴壓器的制造成本；第三種方法存在一定的風險，如水夾套結構強度不夠會發生破裂、冷卻水局部流通不暢會導致溫度過高發生沸騰等。

3.5 起動問題

沖壓發動機試驗時排氣擴壓器的起動過程為：沖壓發動機點火后，燃氣從尾噴管排出，隨著沖壓燃燒室出口總溫的升高，出口總壓增加，燃氣在噴管喉部達到聲速，噴管內激波從喉部向下游移動，激波離開噴管在擴壓器內形成封閉激波系；隨著高空臺抽氣系統并網級數的增加，擴壓器出口反壓不斷降低，當上下游壓差大于排氣擴壓器起動壓力比時，擴壓器起動，此時擴壓器內部流動處于普朗特-邁耶爾狀態，擴壓器工作穩定，高空艙內達到最佳模擬狀態。如果擴壓器設計不好或抽氣機組能力不夠，可能會導致擴壓器不起動[5]。

4 排氣擴壓器的數值計算

4.1 幾何模型

本文構建的幾何模型如圖3所示，包括拉瓦爾噴管、排氣擴壓器、圓管等直段和高空艙中后艙。選取拉瓦爾噴管等直段前300D截面處為進口1，高空艙中后艙某一橫截面(不包括進口1截面)為進口2，圓管等直段后12.5D截面處為出口。

4.2 網格劃分

幾何模型主要采用結構化網格進行劃分，在拉瓦爾噴管與排氣擴壓器之間進行了局部加密，如圖4所示。整個模型網格單元總數約60萬，網格扭曲度不大于0.8。

4.3 邊界條件

邊界條件的選取主要參考沖壓發動機的設計點參數，具體設置如下：

(1)進口1設置為質量進口，燃氣流量、總溫根據發動機尾噴管進口熱力參數給定；

(2)進口2設置為壓力進口，空氣總壓、總溫根據發動機設計點高度和馬赫數計算給定；

(3)出口設置為壓力出口，出口反壓根據發動機設計點高度計算給定，出口總溫初值參考兩個進口總溫值估算。

4.3 計算方法

應用商用流體計算軟件Fluent進行計算，計算中基于N-S方程采用三維穩態隱式求解器，離散方法為二階迎風格式，壓力-速度耦合采用SIMPLE算法，湍流模型選擇RNG k-ε模型。速度、k、ε的收斂精度都達到10-4，溫度收斂精度達到10-6。

4.3 參數選擇

擴壓器設計參數初值根據經驗公式[4]計算結果選取為：擴壓器內徑D，總長2.43D，收斂段長0.43D，收斂角15°，引射間距150 mm。

在相同發動機狀態下，只改變擴壓器內徑，其它設計參數不變，計算出的擴壓器最大出口反壓隨擴壓器內徑的變化如圖5所示。由圖可見，擴壓器內徑越大，模擬相同高度所需要的最大出口反壓越低，即所需機組的抽氣能力越強。參考數值計算結果和某高空臺現有抽氣能力，本文選定擴壓器內徑仍為D。

在相同發動機狀態、相同出口反壓條件下，只改變引射間距，其它設計參數不變，計算出的擴壓器引射比隨引射間距的變化如圖6所示。由圖可見，隨著引射間距的增大，引射比先快速增大，達到最大后又緩慢減小；引射比在引射間距為150 mm和190 mm處較大，但從190 mm到200 mm引射比下降較快，所以選定引射間距為150 mm。

在相同發動機狀態、相同出口反壓條件下，只改變收斂角，其它設計參數不變，計算出的擴壓器引射比隨錐段收斂角的變化如圖7所示。由圖可見，隨著錐段收斂角的增大，引射比先增大后減小，在收斂角為10°時達到最大。故本文選定收斂角為10°。

計算結果還表明，隨著收斂段長度或擴壓器總長度的增大，擴壓器引射比增大，效率降低。考慮到高空艙內布局限制，選定擴壓器收斂段長和總長仍分別為0.43D、2.43D。

優化后擴壓器進口附近的速度矢量分布如圖8所示，圖中可以看到明顯的引射效果。

5 結論

(1)針對不同的被試發動機，應設計不同的擴壓器；針對同一被試發動機，也要根據發動機狀態調整相應的引射間距。

(2)擴壓器與被試發動機的合理匹配至關重要，兩者相匹配，可提高擴壓器的性能；反之，則達不到理想的模擬高度。

(3)數值計算可以輔助航空發動機高空模擬試驗設備的設計，研究試驗的可行性，提高試驗數據的質量和試驗的成功率。

[1]莊 歡，郭 昕，馬前容.高空高速液體燃料亞燃沖壓發動機動力特性研究[J].燃氣渦輪與試驗研究，2009，22(1)：37—40.

[2]李 綱.固沖發動機高空模擬引射器設計與試驗研究[J].南京理工大學學報(自然科學版)，2008，32(2)：181—184.

[3]朱 青.空氣噴氣發動機試車臺排氣擴壓器設計及試驗研究[J].燃氣渦輪與試驗研究，2001，14(1)：17—23.

[4]嵇 琛.高空臺排氣擴壓器的計算[J].燃氣渦輪與試驗研究，1998，11(1)：15—19.

[5]徐萬武，鄒建軍，王振國，等.超聲速環型引射器啟動特性試驗研究[J].火箭推進，2005，31(6)：7—11.