一種超音速環形引射器冷流縮比試驗方法①

何德勝，鮑福廷，趙繼偉，李廣武

(1.西北工業大學航天學院，西安 710072;2.中國航天科技集團公司四院401所，西安 710025)

0 引言

超音速引射器又稱射流泵，是一種超音速氣體射流技術。超音速引射器根據引射噴嘴的不同可分為中心型超音速引射器、環形超音速引射器和多分布式多點引射超音速引射器。20世紀50年代，國外即開展了采用超音速引射器作為高空試車臺真空設備的試驗研究工作［1－2］。國內，國防科技大學對高性能、大壓縮比化學激光器壓強恢復系統進行了全面的研究［3］;文獻［4］對高超音速風洞和超燃自由射流風洞的驅動或排氣系統中的引射器進了理論分析與實驗方面的研究。國內外現有文獻對于引射器相關領域的報道已有很多，但是對于開展引射器設計、理論分析、試驗研究所應具備的試驗基礎或試驗方法卻很少見諸報道。

近年來，隨著計算機技術和計算流體力學的迅速發展，使采用數值方法模擬求解超音速引射器流場成為可能，數值模擬與試驗相結合可深入揭示引射器的流場結構，是超音速引射器研制設計中相輔相成、不可或缺的手段。試驗方法的不同決定了試驗成本的高低和試驗設備規模的大小。若采用全尺寸試驗模型，采用氣流總溫、總壓很高的蒸氣或者燃氣作為引射介質，優點是引射效率高，更接近于真實試驗模擬工作狀態;缺點是試驗設備規模龐大，試驗成本高，在超音速引射器初步的原理性研制設計階段，這種試驗方法由于耗費巨大的人力物力而不被采納。采用冷空氣引射和縮比試驗模型，缺點是引射效率低，不能模擬真實試驗模型工作狀態，但可省略很多輔助設備，有利于試驗設備規模的簡化，對于引射器的研制設計，其工作機理是相通的，存在很多共性。

本文以常溫冷空氣作為引射介質，針對既定超音速環形引射器縮比試驗模型設計了一種簡化試驗方法，并對比試驗結果和數值計算結果。

1 試驗

1.1 試驗原理及系統構成

超音速引射器試驗系統原理圖如圖1所示。

圖1 試驗系統原理圖Fig.1 Principle of the testing system

高壓引射工質通過超音速引射噴嘴膨脹形成高速低壓引射氣流進入管道，同時低壓低動能的被引射氣流通過引射管道的入口進入引射管道混合室;2股氣流在引射管道混合室內通過分子擴散、湍流脈動、氣流漩渦和激波等作用進行充分混合，引射氣流將動能傳遞給被引射氣流，在混合室出口獲得高速低壓混合氣流;接著，混合氣流通過擴壓器減速增壓，將動能轉變為壓強勢能，最后以靜壓pe排放入周圍環境。

試驗系統由縮比試驗模型、冷空氣供應系統和測控系統組成?？s比試驗模型簡圖如圖2所示，包括真空艙、模擬噴嘴、擴壓器、一級環形引射器、二級環形引射器;冷空氣供應系統由空氣管路、氣動減壓器、氣動截止閥、音速限流孔板、金屬軟管等組成;測控系統由電磁閥控制開關和數據采集系統組成。電磁閥開關用于控制電磁閥直流電源的通斷，數據采集系統由壓強傳感器、便攜式數據采集系統、電纜等組成。其中，壓強傳感器包括高壓傳感器和負壓傳感器。高壓傳感器為壓差傳感器(p＇)，測量值為表壓，用于測量引射噴嘴駐室室壓;負壓傳感器為絕壓傳感器(p)，用于測量真空艙、擴壓器壁面和環形引射器壁面壓強［5］。壓強傳感器測點分布圖見圖2，真空艙壁面布置2個測點(p1、p2)，用來測量真空艙壓強的變化;擴壓器壁面布置3個測點(p3～p5)，以反映擴壓器壓強恢復的情況;一級環形引射器混合管道壁面布置3個測點(p6～p8)，二級環形引射器混合管道壁面布置3個測點(p9～p11)，以監控一級、二級引射器的工作狀態。一級環形引射噴嘴駐室布置1個測點p1＇，二級環形引射噴嘴駐室布置1個測點p2＇，以反映冷空氣供應系統的工作狀態。

圖2 縮比試驗模型結構及壓強傳感器測點分布圖Fig.2 Structure of sub-scale test model and distributing diagram of pressure sensor testing point

1.2 縮比試驗模型結構與參數

縮比試驗模型采用兩級環形引射。試驗模型的前端是模擬真空艙和產生被引射工質的模擬噴嘴，模擬噴嘴之后帶有擴壓器，擴壓器之后分別是一級環形引射器和二級環形引射器。

引射工質與被引射工質均采用常溫冷空氣，定比熱，理想氣體，總溫300 K。表1為縮比試驗模型試驗參數。

表1 模型試驗參數Table 1 Testing parameters of the model

1.3 冷空氣供應系統

供氣方式為暫沖式高壓氣瓶供氣，供氣壓強為23 MPa，設計3路供氣裝置分別與試驗模型噴嘴、一級環形引射、二級環形引射相連。通過氣動減壓器恒定供氣總壓，設計音速限流孔板滿足流量模擬要求。3路供氣裝置均安裝氣動截止閥，通過電磁閥開啟控制3路裝置供氣時序。

試驗過程供氣時序為:開啟氣路一，二級環形引射器啟動;當壓強達到一級環形引射器啟動壓強時，開啟氣路二;當壓強進一步降低至真空艙設計壓強時，開啟氣路三，模擬噴嘴開始工作。試驗完畢，各路供氣裝置的關閉時序恰好相反，依次為關閉氣路三，關閉氣路二，關閉氣路一。

氣路一、二、三為并聯氣路，通過氣動減壓器和音速限流孔板可相應控制供氣壓強和流量。

氣動減壓器是一種能夠根據上游氣體的壓強自動調節自身活門的開度，從而使下游出口氣體壓強保持穩定的機械裝置［6］。主要由高壓腔、低壓腔及彈性運動部件組成，彈性運動部件包括活塞頂桿和膜片硬芯。氣動減壓器低壓腔的壓強可通過控制氣接口由指令減壓器(比例調節閥)調節。圖3為3路供氣裝置圖。

圖3 3路供氣裝置Fig.3 Three embranchments of air feeding equipments

音速限流孔板限流原理是利用收縮噴管的壅塞狀態，根據流量要求和噴管之后反壓大小確定噴管喉徑。當噴管內流動處于壅塞狀態時，流量達到最大值，且噴管出口反壓不再能影響噴管內流動。3路供氣裝置氣動減壓器之后的安裝結構圖見圖4。根據模型試驗參數的要求，3路音速限流孔板的喉徑各不相同，滿足各自流量的要求。

1.4 試驗系統安裝

將試驗模型通過弧座固定安裝在試驗架上，采用金屬軟管連接試驗模型與供氣裝置，如圖5所示。

2 數值計算

環形引射器流場具有軸對稱特點，因此計算中采用二維軸對稱雷諾時均Navier-Stokes方程，湍流模型采RNG k-ε雙方程模型。數值求解時，空間上采用二階迎風格式對連續方程、動量方程和能量方程進行耦合求解;時間上采用多重Runge-Kutta顯式格式迭代，并采用多重網格方法(Multigrid Method)加速迭代收斂，自適應網格方法(Grid Adaptive)捕捉激波，以期獲得與網格無關的解。

圖4 3路供氣裝置減壓器之后安裝結構圖Fig.4 Fixing configuration after three embranchments of air feeding equipments and pressure reducing valve

圖5 試驗模型與供氣裝置安裝圖Fig.5 Fixing photo of the sub-scale test model and the air feeding equipments

(1)被引射氣流經噴管加速為超音速氣流，超音速氣流在擴壓器和引射通道內形成一系列斜激波串，被引射氣流氣流通這些斜激波時減速增壓，在管道出口處經過一道正激波，最終以亞超音速流出引射管道;

(2)被引射氣流在混合室內受到引射氣流的壓縮，同時被引射氣流限制了引射氣流的繼續膨脹;

(3)一級、二級引射管道內(不包括出口處)未出現正激波，有利于壓強恢復，引射效果顯著。

3 試驗結果及分析

真空艙設計壓強為3 kPa，實測大氣壓強為98 kPa，共進行3次相同狀態的試驗，數值計算結果與試驗結果如表2所示。對比分析3次試驗結果與數值計算結果，真空艙壓強最小達3.04 kPa，與設計壓強符合較好。在二級引射管道出口處出現正激波，3次試驗實測壓強均大于98 kPa，數值計算結果與試驗結果吻合。

圖6 環形引射器流場分布Fig.6 Samples of honeycomb sandwich structure the annular ejector

表2 數值計算結果與試驗結果列表Table 2 The list of numerical results and testing results kPa

4 結論

(1)相比于冷空氣作為引射能源，若采用蒸汽或者燃氣引射，引射氣流總溫和總壓較高，引射效率更高，但試驗設備復雜，需要燃氣發生器、蒸氣鍋爐、冷卻及冷凝系統等輔助設備，投資規模和試驗成本將急劇增加。本文提出的試驗方法對于開展環形引射器的原理性研究，具有經濟實用、成本低廉、操作簡單的優點;

(2)對比試驗結果與數值模擬計算結果，試驗方法設計合理，試驗數據真實可信，可以作為此類環形引射器初步研制設計的試驗手段。

［1］Bauer R C，Cerman R.The effect of second throat geometry on the performance of ejectors without induced flow［R］.AEDC-TN-61-133.

［2］Jones W L，Frice H G，Lorenzo C F.Experimental study of zero-flow ejectors using gasous nitrogen［R］.NASA TND-203.

［3］徐萬武.高性能、大壓縮比化學激光器壓強恢復系統研究［D］.長沙:國防科技大學，2003.

［4］廖達雄.引射器性能優化和增強混合方法研究［D］.西安:西北工業大學，2003.

［5］張飛.高空模擬試車臺環形引射器設計研究［D］.西安:航天動力技術研究院，2009.

［6］何德勝，郭正，等.采用流固耦合方法數值分析減壓器動態響應［J］.固體火箭技術，2010，33(6):713-718.