一種用于模擬側滑角影響的限流噴管設計

摘 要：為研究側滑對雙下側進氣固沖發動機性能的影響，可在連管試驗系統上通過使用一 系列不同喉徑的限流噴管來改變固沖發動機左右進氣道流量，從而近似模擬側滑時的進氣狀態。 本文詳細論述了這種限流噴管設計過程，并通過阿牛巴流量計對限流噴管實際流量進行了標定。 結果表明，限流噴管的設計方法正確，使用該方法可以改變發動機左右進氣道流量。

關鍵詞：固沖發動機；側滑角；限流噴管；連管試驗

中圖分類號：V435+.11 文獻標識碼：A 文章編號：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

以固沖發動機為動力裝置的導彈在進行側滑 飛行時，某些進氣道布局將會使進氣道進氣參數 發生改變，尤其對于雙下側布局或雙水平布局進 氣道的固沖發動機來說，其影響較平飛狀態更為 顯著，而進氣道進氣參數的改變，則會進一步影響 固沖發動機的二次燃燒及其整體性能。為了研究 由側滑角帶來的對發動機性能的影響，就有必要 在地面對固沖發動機進行側滑角模擬試驗。

對于進行側滑角模擬試驗，比較理想的是在 自由射流中進行，利用專門的變側滑角機構實時 改變側滑角，進行全彈道的連續模擬。但由于自由 射流試驗成本較高，變側滑角機構復雜，不易實 現。本文介紹一種利用連管試驗系統開展側滑角 影響試驗的方法，并將詳細介紹其核心部件限流 噴管的設計。

1 側滑角影響模擬試驗原理

當固沖發動機在側滑時，其進氣道的進氣總 壓將會改變，對應的進氣道流量也隨之改變。對于 進氣道出口存在導流格柵的沖壓發動機來說，進 氣流量的改變將比進氣流場的變化更能影響補燃室的燃燒。因此只要改變進入發動機各進氣道的 流量，即可在較大程度上對側滑角帶來的影響進 行模擬。而在連管試驗系統上則可利用一系列不 同喉徑的限流噴管來改變進入進氣道的流量。本 文通過設計左右不同流道尺寸的限流噴管來模擬 雙下側二元進氣的固沖發動機在某一側滑工況下 的流量。在連管試驗系統上模擬側滑角帶來影響 的試驗原理圖如圖1所示。

由流量計算公式可知，在流量、總溫、總壓已 知的情況下，喉道的面積是確定的。其中左右進氣 道的流量由進氣道帶側滑角吹風數據獲得，總溫、 總壓由飛行工況獲得。對于二元噴管來說，由于寬 度是給定的，因此由公式（1）便可求出喉道高度。

2.2 收縮段的設計

亞音速收縮段是將穩定段的氣流均勻加速至 音速的一段光滑連續而漸變的收縮曲線。為了使 進入收縮段的氣流比較均勻，在考慮測壓位置的 基礎上應適當加長進口平穩段，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 前段的設計

對于前段的設計，比較簡單且常用的是圓弧 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，單純按以上設計的流道 曲線來加工限流噴管，必然使限流噴管出口流場 均勻度變差和出口馬赫數有所偏差。在沒有特別 高的要求下，可不需要對噴管的附面層進行修正， 但如果要想在限流噴管出口得到均勻的等馬赫數 的流場，就必須要考慮對附面層的修正。

對于二元噴管，在較低馬赫數下（Ma<3），側 壁的附面層與流道曲線的附面層厚度基本相同， 可按下式來計算：

δ=xtanθ（7）

式中：δ為x點的位移厚度；θ為試驗段馬赫數的 函數，在馬赫數1.5～4時，取θ=0.5°。

3 限流噴管的結構設計

對于固沖發動機的側滑角模擬試驗，由于要 進行一系列不同側滑角組合試驗，因此需要一系 列不同喉徑尺寸的限流噴管。限流噴管的結構形 式一般有固壁、柔壁、滑塊式、轉動式等，由于考 慮到發動機進氣馬赫數較低，以及發動機進氣道 的連接及結構的復雜程度，一般選用固壁式限流 噴管。而對于固壁式限流噴管，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，即各側壁固定，只更換流道曲面方 法可以節省成本，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，入口的高壓氣體會從側壁與流道曲面間的縫隙流出噴管或外部空氣進入 噴管的擴張段。因此對于組裝式的限流噴管，除了 在設計時盡量減小流道曲面與側壁之間的間隙外， 還必須在結構上對其進行密封性設計。

綜合以上各因素，用于模擬側滑角帶來影響 的限流噴管結構示意圖如圖5所示。限流噴管采用 組裝式結構，流道曲面可更換，其他部分為一個整 體。同時，在流道曲面與側壁中間采用紫銅片進行 壓緊密封，以防止漏氣。

限流噴管加工完后必須進行標定，以檢驗其 加工后的實際流量特性。常規的標定方法是在常 溫常壓下對限流噴管進行標定，然后擴展到高溫 高壓區域，該方法忽略了高溫熱膨脹對流量系數 的影響，不夠精確。另外，這樣也無法考核在實際 溫度和壓力下的結構密封性。因此本標定試驗采 用可在高溫高壓下使用的阿牛巴流量計測量流量， 并使用連管試驗系統的來流提供真實溫度、壓力 的氣體。

標定試驗的原理圖如圖6所示，其中系統的流 量Q由阿牛巴流量計直接獲得，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K=QT/P獲得限流 噴管的實際流量系數。

每個限流噴管都標定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K這三個來流工況，從 標定結果來看，設計流量系數與標定出的結果相 符性較好，偏差小于1%。設計流量系數與標定結 果如圖7～8所示。

5 結 論

通過精確設計流道曲線，能夠較好地保證設 計流量系數和標定結果的一致性。采用的可更換 結構，在試驗中比較方便地改變限流噴管的流量系數。

利用一系列不同喉徑的限流噴管在連管試驗 系統上比較容易地改變兩側進氣道的流量，近似 模擬側滑時的進氣狀態，降低了試驗成本，縮短了 試驗周期。

參考文獻：

[1]陶金福，張振鵬，王慧玉，等.固體火箭-沖壓組合發 動機燃燒效率的實驗研究[J].北京航空學院學報， 1983（1）.

[2]董巖，余為眾，呂希誠.固體火箭沖壓發動機二次燃 燒室流場數值計算和試驗研究[J].推進技術，1995， 16（1）：27-32.

[3]伍榮林，王振羽.風洞設計原理[M].北京：北京航空學 院出版社，1985.

[4]于守志.飛航導彈動力裝置試驗技術[M].北京：宇航 出版社，1990.

[5]潘錦珊，單鵬.氣體動力學基礎[M].北京：國防工業 出版社，2012.

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

[7]應啟戛，趙學端.流量檢測及儀表[M].上海：上海交 通大學出版社，1987.