固體沖壓發動機自由射流試驗空氣捕獲量測量方法 ①

袁 軍，李敘華

(1.海軍裝備部駐西安地區第四代表室，西安 710025；2. 中國航天科技集團有限公司第四研究院，西安 710025)

0 引言

固體沖壓發動機自由射流試驗通過將進氣道置于射流噴管流場均勻區實現對飛行條件下來流參數的模擬，可精確模擬固沖發動機的內部流動狀態[1-2]，是固沖發動機最接近飛行狀態的地面試驗方法。自由射流試驗中，進氣道的空氣捕獲量直接影響自試驗發動機燃燒性能和比沖性能的評定。傳統上，自由射流試驗進氣道空氣捕獲量的測量通常借鑒航空發動機及進氣道吹風試驗中空氣流量的測量方法，在進氣道出口或者燃燒室模擬段出口布置總溫、總壓和靜壓測試耙，依據測量耙上各傳感器測試數據計算空氣捕獲流量[3-6]。該測量方法需要在正式自由射流試驗前針對不同的試驗工況進行多發吹風標定試驗，標定工作量龐大，成本較高；總溫、總壓和靜壓測量耙設計和加工均較為復雜，且測點的分布方案對測量精度有較大的影響。近幾年，隨著TDLAS技術的發展和完善，該技術已經應用于航空發動機進氣道流量測量、沖壓發動機進氣道和隔離段流量測量及風洞來流狀態檢測[7-10]。

目前，固沖發動機流場數值仿真技術已經較為完善，仿真結果和地面試驗結果吻合較好[11-12]。基于流場仿真發現，相同工況下直連試驗和自由射流試驗的補燃室尾部流場相似度很高。因此，本文采用沖壓發動機噴管作為臨界截面，建立了基于直連試驗的自由射流試驗進氣道空氣捕獲量測量方法。該方法直接采用空殼發動機進行吹風試驗，利用補燃室尾部靜壓、總溫等測量參數計算得到發動機噴管流量。由于質量守恒，該流量與進氣道空氣捕獲流量一致，由此可間接得到自由射流試驗進氣道空氣捕獲量。該方法不需要針對不同的試驗工況進行專門的吹風標定試驗，可大大簡化試驗流程，降低試驗成本。文中分別開展了直連試驗和自由射流試驗的數值仿真，進行了流場相似性對比，并利用相同工況下的地面直連試驗和自由試驗結果驗證了該方案的可行性。

1 測量方法

在直連和自由射流試驗中，相同尺寸的沖壓發動機內部，尤其是補燃室尾部的流動狀態具有較強的相似性，直連試驗中進入發動機的空氣流量可通過試驗系統精確測量。依據上述特點，提出一種新的固沖發動機自由射流試驗進氣道空氣捕獲量測量方法，具體方案如下：

(3)依據氣體質量方程獲得空氣質量流率和補燃室尾部靜壓、總溫的關系式：

(1)

定義：

(2)

則有

(3)

即

(4)

式中 Г為與空氣比熱比k相關，試驗模擬空氣組分相同則Г相同；λ為補燃室出口截面處的速度系數，取決于補燃室出口截面和沖壓噴管喉部面積比；CD為沖壓噴管流量系數，取決于沖壓噴管的型面；At為沖壓噴管喉部面積；R為空氣氣體常數，試驗模擬空氣組分相同則R相同。

(5)將第4步得到的補燃室尾部靜壓和總壓平均值代入式(3)中，即可獲得自由射流條件下進氣道的空氣捕獲量。

上述方法中，除自由射流試驗采用進氣道和地面直連試驗采用進氣通道的差異外，保持直連試驗和自由射流試驗發動機其它結構一致，確保流動的相似性；直連試驗和自由射流試驗系統空氣加熱器采用相同的燃料并進行補氧，確保模擬空氣組分的相似性。

2 數值仿真驗證

2.1 仿真模型及計算條件

該測試方法的前提是直連試驗和自由射流試驗補燃室尾部流動狀態具有相似性的假設，為此對直連試驗發動機和自由射流試驗發動機的冷態流場開展了三維數值仿真計算，以驗證上述假設的正確性。仿真采用Fluent軟件，控制模型采用三維N-S方程，湍流采用k-ε模型，網格劃分采用ICEM軟件。對流場進行了簡化，具體如下：

(1)流動準定常；

(2)壁面為絕熱的，整個流場與外界無熱交換，流動為絕熱流動；

(3)氣體為理想氣體，符合狀態方程p=ρRT。

為了和試驗參數統一，直連試驗發動機進氣通道入口為質量入口邊界條件，給定空氣質量流率、空氣總溫和參考壓強；自由射流試驗發動機進氣道入口為壓力遠場邊界條件，給定來流馬赫數、靜壓和靜溫。計算中，先進行自由射流試驗發動機仿真計算，獲得進氣道捕獲空氣質量流率和總溫后，以此為輸入條件進行直連試驗發動機仿真計算。計算工況為10 km/Ma=3/0°攻角/0°側滑角，空氣參數按照標準大氣進行設置。

2.2 仿真結果分析

圖1分別給出了數值仿真得到的補燃室軸線壓強和總溫曲線。可以看出，直連試驗和自由射流試驗條件下補燃室壓強和總溫沿軸線的變化規律基本一致，在補燃室中部截面之前，受進氣道和進氣通道內流動參數差異的影響，壓強和總溫存在著一定偏差，最大分別為1.3%和0.6%。在補燃室中部至補燃室出口，兩種試驗狀態下的壓強和總溫曲線基本重合，壓強和總溫的最大偏差均不超過0.5%。因此，發動機噴管內壓強和總溫分布基本一致，表明試驗發動機直連試驗和自由射流試驗的噴管流量系數一致，兩種試驗時噴管實際流通面積相同。

(a) Distributions of pressure (b) Distributions of temperature

圖2和圖3分別給出了補燃室尾部截面(試驗測點位置)壓強和總溫分布云圖。由仿真云圖可知，直連試驗和自由射流試驗條件下，補燃室尾部的壓強和總溫分布云圖均具有較高的相似性。

(a)Direct connection test (b)Free jet test

(a)Direct connection test (b)Free jet test

表1和表2給出了直連試驗和自由射流試驗發動機數值仿真對比。計算結果表明，相同計算邊界條件下，兩種試驗條件下發動機補燃室尾部的靜壓和總溫測點處的數據高度吻合，偏差分別為0.9%和0.3%。由于冷流狀態數值仿真結果精度較高，可認為冷態吹風條件下，地面直連試驗和自由射流試驗的補燃室尾部流場具有較高的相似性。

表2 直連試驗數值仿真結果

3 試驗驗證

依據建立的空氣流量測量方法，分別開展空殼發動機直連試驗和自由射流吹風試驗。試驗驗證所采用的直連試驗和自由射流試驗的空氣加熱器均采用相同燃料，均進行了補氧，保證了空氣組分的相似性。

地面直連試驗來流參數要求為：模擬工況為10 km/Ma=3.0，空氣流量為6.0 kg/s，空氣總溫為625 K，引射壓強為26.4 Pa。自由射流試驗來流參數要求為：模擬工況為10 km/Ma=3.0，來流靜壓為26.4 kPa，來流靜溫為223.15 K。

3.1 直連吹風試驗結果分析

(a)Total temperature (b) Test pressure (c) Air mass flow rate

試驗中，空氣流量曲線較為平穩，吹風過程中變化范圍為6.02～6.06 kg/s。試驗臺換向閥打開至大約5 s時刻，補燃室空氣總溫和壓強逐步上升，5 s之后分別穩定于大約620 K和0.213 MPa。

依據式(4)計算系數α，得到圖5所示曲線，計算中補燃室尾部壓強和空氣總溫均取測試平均值。

圖5 計算得到的α曲線

由圖5可以看出，在進入補燃室的空氣穩定之后，計算得到的α曲線也較為穩定，在5～28 s的有效試驗段內，α濾波后的最大變化范圍為706～711，相對于均值的最大散差為0.5%。表3給出了5～28 s時間段內數據測試結果的平均值。

表3 直連吹風試驗數據處理

3.2 自由射流吹風試驗結果分析

圖6 自由射流試驗艙艙壓

圖7 補燃室尾部壓強曲線

圖8 補燃室尾部空氣總溫曲線

42.8～48 s時間內，補燃室尾部壓強由0.157 MPa逐步爬升至0.164 MPa，這主要是由于來流系統總壓波動造成的；48～53.6 s時間內，補燃室尾部壓強基本穩定。在有效吹風時間內，試驗艙艙壓基本穩定在0.019 MPa附近，小于試驗要求的26.4 kPa。補燃室尾部空氣總溫曲線基本穩定于495 K附近，和試驗要求的總溫625 K尚有差距。取48～53.6 s時間段數據求平均可得到如表4及圖9所示的空氣捕獲量。自由射流試驗進氣道空氣捕獲量為5.19 kg/s,與數值仿真結果的最大偏差為2.5%。自由試驗來流參數和仿真輸入參數的差異導致了自由射流試驗實際空氣捕獲量稍低于仿真結果。

由式(3)可見，直連試驗和自由射流試驗總溫及總壓的差異可通過流量公式進行修正。由直連試驗的系數α得到自由試驗空氣捕獲量如圖9所示。

圖9 計算得到的空氣流量曲線

表4 自由射流吹風試驗數據處理

4 結論

相同構型直連試驗和自由射流試驗發動機內部流場具有相似性，即噴管結構參數一致和內部流場一致，噴管流量系數是一致的。基于此，提出了一種利用發動機噴管作為臨界截面來獲得自由射流試驗過程中進氣道空氣捕獲流量的方法，并開展了地面直連試驗和自由射流數值仿真及吹風試驗驗證，主要結論如下：

(1)數值仿真結果表明，相同構型下直連和自由射流發動機補燃室出口截面流動參數分布具有相似性，且在相同工況下該截面上壓強和空氣總溫基本相同。

(2)開展了相同構型的空殼發動機直連和自由射流吹風試驗，試驗結果表明直連吹風試驗獲得的α數據較為穩定，最大散差不超過0.5%；由地面直連試驗得到的系數α，可以獲得的自由射流試驗進氣道空氣捕獲量，且與數值仿真結果吻合較好，最大偏差為2.5%。