射流預冷裝置溫降與流阻特性試驗研究

劉旭峰，常鴻雯，薛洪科，扈鵬飛，尚守堂，李云輝，胡銘鑫

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

目前，中國航空動力系統能夠實現的最高馬赫數不到2.3，與國際先進水平有較大差距，根據高速飛行器的發展趨勢，中國亟需開展高速渦輪發動機的相關研究。從國外典型高速渦輪發動機產品及研制路徑可歸納出其基本特征：以現有渦輪發動機為基礎，采用組合循環和進氣預冷等擴包線技術[1]。其中最具代表性的進氣預冷卻發動機包括射流預冷卻（Mass Injection Pre-compressor Cooling，MIPCC）發動機和吸氣式渦輪沖壓膨脹循環發動機（Air Turbo Ramjet Engine With Expander Cycle，ATREX）[2]。MIPCC 最早由美國MSE技術公司提出[3-4]，是在常規發動機風扇前端進氣道內加裝噴射預冷裝置[5]，通過將冷卻介質噴入進氣道，由于介質蒸發吸熱，降低發動機入口的氣流溫度，同時改善發動機的推力性能[6]。采用射流預冷技術使得發動機不再受飛行馬赫數和飛行高度的限制，擴展發動機工作包線[7-9]。日本于1986年提出ATREX概念[10]，也是1種進氣預冷卻概念的渦輪沖壓發動機，利用低溫燃料液態氫作為冷卻劑通過換熱器對來流進行冷卻。相比換熱器冷卻技術，射流預冷技術對現有常規渦輪發動機的改動不大，并具有短期內可實現等優點，其應用于航空發動機已成為高速渦輪發動機研究的重要研究方向之一[11]。國外大量研究表明射流預冷技術已具備工程應用條件[8,12]。

本文設計了基于某型傳統渦輪發動機的全尺寸、高效蒸發、低流阻的射流預冷裝置和相關輔助系統，搭建了國內首臺基于全尺寸的地面模擬試驗系統。通過開展射流預冷試驗，以獲得射流預冷裝置降溫量和流阻系數隨來流溫度、射流預冷裝置噴射流量等參數變化的規律。

1 試驗系統和方法

1.1 射流預冷裝置模型

設計了基于某型發動機全尺寸的射流預冷裝置，如圖1所示。射流預冷裝置總長600 mm，主要包括噴桿、噴嘴、連接法蘭、射流筒體及接頭等。噴桿等間距布置在射流筒體內部，噴嘴均勻布置在噴桿上，射流預冷裝置采用法蘭形式安裝在進氣道內。該裝置通過接頭與介質增壓系統相連，介質由增壓系統經噴桿內腔、噴嘴噴入進氣道。

圖1 射流預冷裝置結構

噴射流量通常是以風扇前介質完全蒸發并達到飽和狀態作為理論計算的條件。當噴入的介質流量不足時，則不能滿足降溫量要求，當噴入的介質流量過多時，未完全蒸發的介質則會沿著進氣道壁面進入發動機，給發動機帶來安全隱患。噴射指定流量的介質，使介質較高效率的蒸發是射流預冷裝置的基本功能。在保證噴射流量的前提下，增加噴嘴數量，盡量減小噴射介質的霧化粒徑，均有利于提高噴射介質與高溫氣流的換熱效率，加快介質霧滴的汽化速度，提高射流預冷裝置的噴射介質的蒸發率[13]。本次設計選用離心霧化噴嘴來滿足噴射流量和霧化粒徑的要求，在介質增壓系統的工作壓力范圍內噴射介質的索特平均直徑（Sauter Mean Diameter，SMD）應不大于 150 μm。振動可能會引起噴嘴松動，對發動機造成安全隱患，因此在噴嘴與噴桿的接口處采用金屬變形法滿足噴嘴防松的要求。

裝置安裝在進氣道內，會不可避免地引起嚴重的總壓損失，所謂總壓損失δ是指氣流經過射流預冷裝置后的總壓損失量與射流預冷裝置前未受擾動氣流的總壓之比，是氣流損失程度的度量。總壓損失越小，射流預冷裝置的流阻特性越好，通過發動機的空氣質量流量越大，射流預冷裝置中的噴桿對流阻特性的影響最大也最直接。

為保證裝置具有較好的流阻特性，對噴桿開展創新性設計，將噴桿截面設計成流線型，將噴桿等間距交錯布置于2個截面上，單截面噴桿堵塞比控制在20%以內，該措施減小了噴桿對氣流壓力損失的影響，對射流預冷裝置的流阻特性具有一定的改善作用[14-15]。

1.2 試驗系統

地面模擬試驗系統主要由進氣系統、進氣道、介質增壓系統、測試系統組成。試驗系統整體呈直線型布置，相比于美國F100地面驗證試驗系統的L型布置[8]，本試驗系統設計可以更好地保證氣流流場的均勻性和氣流參數測量的準確性和可靠性。地面模擬試驗系統流程如圖2所示。

圖2 射流預冷裝置地面模擬試驗系統流程

進氣系統用于模擬發動機在高馬赫數飛行條件下的氣流的環境溫度條件。進氣系統主要包括加熱源、引射組件、穩壓組件和試驗用發動機。某型小發動機作為進氣加熱源處于系統的最前端，試驗用發動機處于系統的最末端，試驗用發動機和熱源小發動機先后工作，小發動機排放的高溫尾氣與常溫氣流在引射組件內初步混合，再經穩壓組件摻混、整流后進入進氣道。通過調整小發動機的工作狀態來改變尾氣的排放溫度，從而實現試驗用發動機在不同馬赫數、不同來流的環境溫度下的模擬。該系統最高可用于模擬發動機在馬赫數3狀態飛行時的溫度條件。

進氣道連接了進氣系統，其主要功能是為氣流參數測量提供測試接口，為噴射介質的蒸發提供足夠的空間和時間。進氣道主要包括前測量段、射流預冷裝置、轉階段和后測量段。射流預冷裝置安裝在進氣道中間，噴射截面距發動機入口的距離應該按噴射介質完全蒸發所需的最小距離值確定。該次設計受進氣道空間條件的限制，該距離確定為進氣道內徑的3.5倍。前、后測量段上設計了氣流的溫度和壓力測量提供接口，射流預冷裝置與轉接段采用軟連接形式相連，保證發動機推力測量的準確性。

介質增壓系統與射流預冷裝置接口連接，其主要功能是向射流預冷裝置提供充足的噴射介質和噴射壓力，對噴射壓力、噴射流量和介質溫度（對應傳感器圖5中P、Q、T）進行測量和控制。系統主要包括儲水箱、管路、增壓泵、調節閥、電磁閥、過濾器、流量傳感器等。介質增壓系統原理如圖3所示。

圖3 介質增壓系統原理

1.3 試驗測量

測試系統的主要功能是測量進氣道內氣流的總壓、總溫參數。氣流總溫、總壓傳感器接口在前測量段和后測量段中都有規劃。其中溫度測量傳感器采用K型熱電偶，總壓測量使用總壓耙。

前測量段測點位置如圖4所示。采用4支7點共28個總溫的穩態測點和3支1點共3個總壓的穩態測點；后測量段測點位置如圖5所示。采用6支8點共48個總溫的穩態測點和2支8點共16個總壓的穩態測點。

圖4 前測量段總溫、總壓測點位置

圖5 后測量段總溫、總壓測點位置

在試驗過程中，對溫度傳感器進行特殊設計，同時采用多輪驗證試驗，獲得氣流溫度測量值的修正方法，最終獲得準確的氣流的溫度值[16]。總溫、總壓測量值為射流預冷裝置溫降特性和流阻特性的分析提供依據。

1.4 試驗方案和試驗工況

試驗方案如下：

（1）系統最末端試驗用發動機點火，根據試車程序調整至規定狀態；

（2）系統最前端小發動機工作，調整小發動機工作狀態，使進氣道來流溫度至指定工況狀態；

（3）介質增壓系統啟動，使介質在介質增壓系統內循環，預調整至噴射流量，流量穩定后，開啟射流支路，同時關閉回水支路，射流預冷裝置開始工作；

（4）對噴射流量進行微調，使噴射流量值穩定至試驗工況要求，待系統穩定后，測試系統錄取數據，同時記錄噴射數據；

（5）為保證發動機入口氣流不超溫，在模擬高馬赫數狀態點時，前端小發動機工作狀態和射流預冷裝置噴射流量需協同操作。

規劃并開展10個工況試驗，見表1。

表1 試驗工況說明

2 試驗結果及分析

2.1 不同噴射流量對溫降特性的影響

在工況2～6下，經射流預冷裝置后的氣流降溫量隨噴射流量的變化曲線如圖6所示。從圖中可見：

（1）在發動機入口來流溫度不變條件下，發動機氣流質量流量不變，隨著介質噴射流量的增加，氣流降溫量增大，溫降曲線整體呈線性增長，斜率基本保持一致。分析認為，在來流溫度恒定時，噴射介質的蒸發穩定，當噴射流量增大時，降溫量增大，表明射流預冷裝置設計的合理性；

圖6 不同噴射流量對氣流降溫量的影響（工況2～6）

（2）在發動機入口來流溫度不變條件下，即當發動機工作在特定馬赫數狀態時，射流預冷裝置的溫降特性主要取決于噴射介質的流量。

2.2 不同來流溫度對溫降特性的影響

在工況7～10下，經射流預冷裝置后的氣流降溫量隨不同來流溫度的變化曲線如圖7所示。從圖中可見：

（1）在噴射流量不變的條件下，隨著來流溫度的升高，氣流降溫量增大，溫降曲線整體呈線性增長，斜率基本保持一致。分析認為，當發動機在低馬赫數狀態下工作時，進氣道來流的滯止溫度低，風扇前的噴射介質的蒸發率較低；當發動機在高馬赫數狀態工作時，進氣道來流的滯止溫度較高，風扇前的噴射介質的蒸發率較高；隨著發動機進氣來流溫度的升高，發動機進氣質量流量減小，即使噴射介質的蒸發率保持不變時，氣流降溫量也會略微增大。因此可知，當進氣來流溫度越高，噴射介質的蒸發率會增大，降溫量越大；

（2）工況9曲線末端斜率變小，說明此時氣流降溫曲線隨來流溫度的升高而變得緩慢。分析認為：當噴射流量不變時，來流溫度到達一定程度后，射流預冷裝置噴射介質的蒸發率達到最大，噴入的介質幾乎完全蒸發，此時氣流降溫量增速變緩或基本恒定，氣流降溫量的增加主要是因為進入發動機的氣流質量流量降低所致。

圖7 不同來流溫度對氣流降溫量的影響（工況7～10）

2.3 發動機入口溫度的控制

以發動機風扇前入口溫度為研究對象（分別如圖8、9所示），分析噴射介質流量和來流溫度對其的綜合影響。

圖8 發動機入口處氣流溫度（工況2～6）

圖9 發動機入口處氣流溫度（工況7～10）

從圖中可見，通過合理調節介質的噴射流量，發動機入口氣流溫度可以控制在80～120℃。即使發動機依然工作在極限馬赫數狀態下，射流預冷降低了發動機風扇入口氣流溫度，使發動機工作在合適的溫度范圍內，從而使得發動機不再受飛行馬赫數和飛行高度的限制，同時，降低發動機來流溫度一定程度還減小了發動機上的應力，提高了發動機的耐久性。

2.4 流阻特性

定義射流預冷裝置的總壓損失用來衡量射流預冷裝置的流阻特性。通過射流預冷裝置總壓的減少量與射流預冷裝置前，即前測量段的總壓參數之比來定義射流預冷裝置的總壓損失δ。以δ為研究對象，分析射流預冷裝置的流阻特性。其中工況1是射流預冷裝置不噴射介質情況下，隨發動機入口溫度變化射流預冷裝置引起的總壓損失曲線如圖10所示；在分析介質的噴射與否對流阻特性的影響時，以發動機風扇前入口溫度為參考進行對比分析。

圖10 發動機入口氣流溫度相同條件下射流預冷裝置引起的總壓損失

從圖中可見：

（1）在射流預冷裝置不工作狀態下，即不噴射介質時，因裝置引起的總壓損失隨著來流溫度的升高逐漸減小，且射流預冷裝置引起的總壓損失＜4%。分析認為，來流溫度的升高導致進入發動機的氣體質量流量降低，在進氣道體積不變的情況下氣流流速減小，導致總壓損失減小；

（2）在射流預冷裝置工作狀態下，從工況2～6下的曲線可見，射流預冷裝置的總壓損失維持在1.8%～3.1%，且隨著發動機風扇入口處溫度的升高，總壓損失呈遞減趨勢；

（3）以發動機風扇前入口溫度為參考進行對比分析，當發動機風扇前入口溫度相近時，射流預冷裝置工作前后的總壓損失變化量不大于1%。表明發動機入口氣流總壓損失主要由射流預冷裝置引起，而與介質是否噴入關系不大。

3 結論

設計了射流預冷裝置和地面模擬試驗系統，開展了射流預冷裝置的溫降特性和流阻特性試驗研究，得到如下結論。

（1）在國內首次開展了基于整機模型的射流預冷試驗研究，試驗結果表明：當發動機的飛行狀態處于不同馬赫數時，可通過調節射流預冷裝置的噴射流量，將發動機風扇入口處溫度控制在80～120℃，從而使得發動機不再受飛行馬赫數和飛行高度的限制，射流預冷技術的有效性得以驗證；

（2）射流預冷裝置的溫降特性主要取決于噴射流量，由試驗結果可知射流預冷裝置具有穩定的蒸發率，隨介質噴射流量的增加，氣流降溫量增加，當噴射介質流量不變時，隨著來流溫度的增加，射流預冷裝置噴射介質的蒸發率提高，直至噴射的介質完全蒸發，氣流降溫量保持恒定；

（3）當噴桿截面呈流線型，采用2個截面等間距交錯布置，各截面噴桿堵塞比控制在20%以內時，射流預冷裝置具有較好的流阻特性，總壓損失＜4%，該特性主要取決于射流預冷裝置自身，而與介質是否噴射關系不大。由此可知：優化噴桿截面型狀，減小各截面噴桿堵塞比是進一步改善射流預冷裝置流阻特性的研究方向。

后續工作將主要研究射流預冷裝置的輕質化和防結冰措施。

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