胡銘鑫，常鴻雯，尚守堂，薛洪科，劉旭峰

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

近年來，高速飛行器已成為航空領域的重點研究方向，其動力技術是研究的難點之一。目前，中國航空飛行器配裝的發(fā)動機能夠?qū)崿F(xiàn)的最高飛行馬赫數(shù)僅為2.2~2.3，與國外先進水平相比存在較大差距。經(jīng)理論計算，當≥3時，發(fā)動機進口溫度會超過600 K，因此，傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動機因受渦輪前溫度和使用條件限制，馬赫數(shù)一般不會超過3，從而制約了發(fā)動機的工作包線范圍。

對此，國外率先采用組合循環(huán)和進氣預冷的方式開展了航空發(fā)動機擴包線技術研究，最具代表性的是美國研究的射流預冷發(fā)動機和日本研究的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機，其中劉紅霞等對美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的研究進展進行了論述與分析。射流預冷發(fā)動機具有改動小、短期可實現(xiàn)等優(yōu)點，在國外已具備一定的工程應用條件。而在中國，射流預冷發(fā)動機仍處于理論研究與試驗驗證階段，暫不具備工程應用條件。王芳等對高超聲速巡航導彈理想動力系統(tǒng)-TBCC 發(fā)動機及其關鍵技術進行了分析；楊天宇等和芮長勝等則先后論述了高速渦輪發(fā)動機技術發(fā)展和研究現(xiàn)狀；李成等進行了射流預冷卻吸氣式渦輪火箭發(fā)動機性能模擬研究；梅東牧等開展了吸氣式空天飛機對TBCC動力的需求分析；張彥軍等則針對3 一級高速渦輪發(fā)動機進行了結(jié)構方案研究。射流預冷技術主要通過在發(fā)動機進口前噴射預冷介質(zhì)來冷卻氣流，使風扇/壓氣機前氣流的總溫降低或維持在某一溫度，從而使發(fā)動機在高飛行馬赫數(shù)下仍然具有較大的推力。目前，中國已開展了整機射流預冷地面試驗驗證工作，通過對試驗的總結(jié)和試驗數(shù)據(jù)的分析整理，初步掌握了射流預冷對發(fā)動機性能的影響，但為了使發(fā)動機不再受飛行馬赫數(shù)和飛行高度的限制，從而有效擴展發(fā)動機的工作包線，相關技術的理論和應用研究亟需開展。

本文在整機射流預冷試驗的基礎上，全新設計了1 套高馬赫數(shù)射流預冷試驗裝置，提出了2 種不同噴桿布局的射流段，對2 種射流段的流場均勻性進行了仿真分析，并選取了部分工況開展了相關試驗，驗證了高進氣溫度下射流預冷試驗裝置的功能及有效性。

1 功能流程及需求識別

高馬赫數(shù)射流預冷試驗裝置直接與試驗臺管路連接，裝置所需的壓縮空氣及其控制系統(tǒng)所需的動力電源均由該試驗臺提供。根據(jù)整機射流預冷試驗總結(jié)的經(jīng)驗，本文所設計的試驗裝置主要由試驗段、水系統(tǒng)和測控系統(tǒng)組成，其功能流程如圖1 所示。其中，試驗段包括射流段、測試段及支撐架，水系統(tǒng)包括水箱、供水裝置、分配組件及吹掃裝置。

圖1 試驗裝置的功能流程

為了使試驗裝置能夠滿足試驗需求，應對設計指標進行需求識別分析，包括功能需求、六性需求和接口需求，需求識別分析結(jié)果見表1。

表1 需求識別分析結(jié)果

2 試驗裝置設計

試驗裝置布置如圖2所示。

圖2 試驗裝置布置

2.1 試驗段設計

試驗段由射流段、測試段及支撐架組成。在測試段末端預留激光測溫接口，用于校準溫度測量值。試驗段的設計應以滿足試驗臺接口尺寸為前提，因此試驗段管路設計為圓形，前端與試驗臺進氣管路采用法蘭形式連接，后端插入排氣引射器腔體內(nèi)用于吸收管路熱膨脹。

2.1.1 管路熱膨脹分析

由于試驗段前、后兩端的進、排氣管路均由固定支架支撐，故試驗段的管路熱膨脹由試驗段與排氣引射器連接處吸收，連接處結(jié)構為試驗段后端筒體插入排氣引射器進口法蘭，并通過活套法蘭壓緊盤根進行密封，如圖3所示。

試驗段全長為，管路線脹系數(shù)為，管路裝配時室溫為，當入口截面溫度達到最大試驗狀態(tài)點時，管路的熱膨脹量△為

由此可知，管路的最大熱膨脹量滿足≤40 mm的設計需求，圖3 中的測溫預留接口距排氣引射器進口右側(cè)法蘭端面不小于40 mm，可充分吸收管路熱膨脹，避免二者因熱膨脹發(fā)生干涉。

圖3 試驗段與排氣引射器連接處結(jié)構

2.1.2 射流段設計

射流段設計的核心問題是如何在總壓恢復系數(shù)和堵塞比滿足要求的前提下，盡量多地布置噴桿。噴桿數(shù)量越多，安裝的噴嘴數(shù)量就越多，但同時也意味著堵塞比越大，這會對氣流的流場均勻性和總壓恢復系數(shù)造成影響。

射流段按需求設計成直桿型和圓環(huán)型2 種形式，可根據(jù)具體的試驗要求更換，2種射流段的噴桿均可實現(xiàn)180°旋轉(zhuǎn)，滿足順噴和逆噴2種方向的噴射需求。

2.1.2 .1 直桿型射流段結(jié)構設計

對于直桿型射流段，為使射流預冷效果達到最佳，最終選擇了5支噴桿在2個截面內(nèi)交錯布置，以減小單一截面的堵塞比。同時，為了對比不同噴桿布置形式對射流預冷效果的影響，該射流段也可實現(xiàn)單排噴桿的布置，故在2個截面均預留5個噴桿安裝孔，多余的5 個安裝孔用堵頭封堵。噴桿沿徑向等間距布置，噴桿直徑盡量小，具體結(jié)構如圖4所示。

圖4 直桿型射流段

2.1.2 .2 圓環(huán)型射流段結(jié)構設計

對于圓環(huán)型射流段，設計2 個環(huán)形噴桿，使可安裝的噴嘴數(shù)量盡量多，為了減小單一截面的堵塞比，2個噴桿需安裝在2 個截面內(nèi)，故該射流段只能實現(xiàn)雙排噴桿的布置方式。同時，為了保證氣流的流場均勻性，2 個噴桿的大?。粗袕剑敳煌蟓h(huán)中徑應為小環(huán)的2 倍，2 個噴桿均靠3 個接頭夾緊固定，其中大環(huán)噴桿采用雙接頭供水，小環(huán)噴桿采用單接頭供水，具體結(jié)構如圖5所示。

圖5 圓環(huán)型射流段結(jié)構

2.1.2 .3 2種射流段參數(shù)計算

按馬赫數(shù)=3.5、飛行高度=23 km 的最大狀態(tài)點計算2 種射流段的堵塞比和總壓恢復系數(shù)，沿程壓力損失Δ為

式中：為摩擦系數(shù)；為介質(zhì)流速，m/s；為重力加速度，m/s；為直管長度，m；為管路內(nèi)徑，mm。

計算結(jié)果見表2。

表2 2種射流段參數(shù)計算結(jié)果

從表中可見，2 種射流段的總壓恢復系數(shù)均可滿足不小于0.975 的設計需求，直桿型射流段按單排噴桿布置時堵塞比達到了35.6%，是滿足設計需求的最大堵塞比要求，若堵塞比繼續(xù)增大，會表現(xiàn)出明顯的節(jié)流特性，從而影響最終的試驗效果。

2.1.3 噴嘴分布及選型

為使流場均勻，噴嘴布置應遵循等間距、均勻布置的原則，雖然噴嘴的數(shù)量越多，可滿足的流量范圍越大，但受噴桿數(shù)和安裝形式的影響，噴嘴數(shù)不可能無限多。

對于直桿型射流段，為了保證噴嘴均勻布置，設計同一噴桿上相鄰噴嘴的間距與噴桿的徑向間距相同，不同噴桿上相鄰的3 個噴嘴呈等邊三角形交錯布置。因此，根據(jù)圖4 中射流段的實際結(jié)構，此射流段最多可布置19個噴嘴。

對于圓環(huán)型射流段，為了保證噴嘴均勻布置，設計同一噴桿上相鄰噴嘴之間的距離與大環(huán)、小環(huán)2 噴桿的中徑距離相同，不同噴桿上相鄰的3 個噴嘴角向呈等邊三角形交錯布置，因此根據(jù)圖5 中射流段的實際結(jié)構，設計大環(huán)噴桿上均勻布置12 個噴嘴，小環(huán)噴桿上均勻布置6個噴嘴，此射流段最多布置18個噴嘴。

按照上述噴嘴的布置方式，使用單一粒徑噴嘴無法滿足全部試驗所需的射流流量，因此選取了3 種成熟度較高的噴嘴，其平均粒徑分別為85、120、140 μm，在保證射流流量的同時也可研究不同噴嘴粒徑對介質(zhì)蒸發(fā)率的影響。

2.1.4 測試段設計

受試驗臺接口尺寸限制，同時兼顧測試能力的擴展需求，將測試段分為前、后2 部分，并通過法蘭連接。前測試段與射流段通過法蘭連接，包括2 個測試截面，后測試段插入引射器腔體內(nèi)，包括測試截面和激光測溫預留截面，測試段結(jié)構如圖6所示。

圖6 測試段結(jié)構

2.2 水系統(tǒng)設計

水系統(tǒng)主要包括水箱、供水裝置、分配組件及吹掃裝置等，原理如圖7 所示。其中，水箱用于存儲軟化水；供水裝置為軟化水提供噴射壓力以及流量、壓力等參數(shù)的監(jiān)控接口；分配組件與供水裝置通過鋼絲編制的軟管相連，與射流段通過金屬軟管相連，從而連通水系統(tǒng)與試驗段；吹掃裝置用于在試驗前后吹掃噴桿，避免噴嘴堵塞。

圖7 水系統(tǒng)原理

2.2.1 供水裝置設計

由于射流流量設計需求偏小且跨度較大，故采用大、小2 種型號的電動調(diào)節(jié)閥并聯(lián)的形式調(diào)節(jié)射流流量，保證流量的可調(diào)節(jié)性和穩(wěn)定性。在試驗時，首先應調(diào)節(jié)大型號的調(diào)節(jié)閥至流量的90%處；再微調(diào)小型號的調(diào)節(jié)閥，使流量達到試驗點的要求。

此外，選用合適型號的離心泵、渦輪流量計以及滿足精度要求的過濾器共同組成供水裝置，為試驗段提供試驗所需的射流介質(zhì)。

2.2.2 分配組件設計

分配組件由分配管、射流電磁閥、吹掃電磁閥、減壓閥及相應管路和支架組成，如圖8 所示。2 路分配管分別與射流段的雙排噴桿對應，分配管上不用的接頭使用密封螺母封堵，2 路射流電磁閥可對射流段2排噴桿單獨控制。

圖8 分配組件結(jié)構

3 流場均勻性分析

為了驗證并對比高溫氣體在經(jīng)過2 種射流段后的降溫效果以及沿程的流場均勻性，開展基于FLU?ENT 軟件的溫度場及壓力場仿真分析。采用ε 湍流模型，選用solid-cone噴嘴類型，粒徑分布選擇Ros?in-Rammler 分布，入口采用質(zhì)量入口邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件。計算工況按=3.5、=23 km的最大狀態(tài)點模擬，見表3。

表3 仿真分析工況

氣體經(jīng)過射流段后，整個試驗段的溫度場如圖9所示。

圖9 試驗段內(nèi)溫度場

從圖中可見，上述射流裝置具有較好的降溫效果，高溫氣體經(jīng)過射流段后溫度顯著降低，且隨著液滴在測試段沿程的不斷蒸發(fā)，液滴蒸發(fā)率逐漸提高，沿程溫度逐漸降低且溫度場分布逐漸均勻，并在測試段出口截面蒸發(fā)效果達到最佳，蒸發(fā)率可達75%左右。

對測試段出口截面的溫度場和壓力場進行分析，結(jié)果如圖10所示。

圖10 測試段出口截面溫度場和壓力場

從圖中可見，直桿型射流段的溫度場和壓力場分布更加均勻，這是由于其噴嘴分布均勻且?guī)缀醺采w了整個噴射截面，氣體來流與噴射液滴能夠充分摻混所致。此外，由壓力場仿真結(jié)果可知，2 種射流段的總壓恢復系數(shù)與表2中的理論計算結(jié)果基本吻合。

4 試驗驗證

為進一步驗證高馬赫數(shù)射流預冷試驗裝置的功能、摸清不同工況對射流預冷效果的影響，開展了基于直桿型射流段的射流預冷試驗，試驗工況見表4。

表4 試驗工況

在試驗時，試驗裝置運轉(zhuǎn)良好，噴嘴性能穩(wěn)定，未發(fā)生大面積堵塞現(xiàn)象，表明試驗段和水系統(tǒng)結(jié)構合理、設計符合預期需求。

4.1 溫降特性驗證

在不同工況下，高溫氣體經(jīng)過試驗段各測試截面的溫度曲線如圖11 所示。圖中0 截面代表射流段前端的進氣截面，1～3截面分別代表測試段的3個測試截面-、-、-。

圖11 不同工況下各測試截面的溫度曲線

從圖中可見：

（1）各工況溫度曲線趨勢與理論分析吻合，截面實際溫降略高于理論溫降，這是由于噴射液滴蒸發(fā)不完全，造成溫度傳感器表面積水所致；

（2）針對工況2，單排噴桿順噴的溫降高于逆噴的溫降，與理論分析不符，分析認為這是由于順噴的霧化效果較差所致；

（3）針對工況3，逆噴時單、雙排噴桿的溫降效果相差不大。

此外，還進行了同工況、不同射流流量下的雙排噴嘴逆噴試驗，得到截面的溫降曲線如圖12所示。

圖12 T3截面溫降曲線

從圖中可見，當試驗工況恒定時，隨著射流流量的增加，截面的溫降也隨之增大，射流預冷效果也越明顯。

4.2 總壓恢復系數(shù)驗證

在不同工況下，分別采用單、雙排噴桿時試驗裝置的總壓恢復系數(shù)見表5。

表5 單、雙排噴桿總壓恢復系數(shù)

從表中可見，各工況下試驗裝置的總壓恢復系數(shù)均大于0.975，符合表1 中的需求，且與理論計算的偏差不超過1%；此外，雙排噴桿試驗的總壓恢復系數(shù)普遍小于單排噴桿的。

4.3 流場均勻性驗證

根據(jù)圖6 中的各測試截面溫度和壓力傳感器的布置形式，通過試驗結(jié)果利用ANSYS分析軟件對試驗段溫度場的均勻性進行驗證，分析結(jié)果如圖13所示。

圖13 不同工況下試驗段的溫度場

以測試截面的穩(wěn)態(tài)溫度畸變作為評價指標衡量溫度場的均勻性

式中：、、分別為測試截面上的最高、最低、平均靜溫。

的計算結(jié)果見表6。

表6 溫度場均勻性計算結(jié)果 %

從圖13和表6中可見，測試段沿程各截面的溫度逐漸降低且溫度場分布逐漸均勻，與前文理論分析一致，其中心區(qū)域的溫度低于壁面附近的溫度，可認為中間區(qū)域的蒸發(fā)效果較好。

5 結(jié)束語

經(jīng)驗證，射流預冷試驗裝置總體運行良好、結(jié)構設計合理，能夠完成全工況下的射流預冷試驗，其溫降特性和總壓恢復系數(shù)符合試驗預期。

目前僅開展了基于直桿型射流段的小流量射流預冷試驗，后續(xù)將更換噴嘴型號、增大射流流量，驗證不同粒徑對射流預冷技術的影響，并將開展基于圓環(huán)形射流段的射流預冷試驗，對比不同噴桿布局對射流預冷技術的影響。

本文的研究成果對中國航空領域射流預冷發(fā)動機的研制具有指導意義，可為未來配裝射流預冷發(fā)動機飛行器的射流裝置設計提供參考，但受飛行器實際空間限制，需對射流裝置的具體結(jié)構進行進一步優(yōu)化設計，使其具有體積小、質(zhì)量輕的特點，以滿足飛行器空中飛行的需要。