一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法①

何德胜，鲍福廷，赵继伟，李广武

(1.西北工业大学航天学院，西安 710072;2.中国航天科技集团公司四院401所，西安 710025)

0 引言

超音速引射器又称射流泵，是一种超音速气体射流技术。超音速引射器根据引射喷嘴的不同可分为中心型超音速引射器、环形超音速引射器和多分布式多点引射超音速引射器。20世纪50年代，国外即开展了采用超音速引射器作为高空试车台真空设备的试验研究工作［1－2］。国内，国防科技大学对高性能、大压缩比化学激光器压强恢复系统进行了全面的研究［3］;文献［4］对高超音速风洞和超燃自由射流风洞的驱动或排气系统中的引射器进了理论分析与实验方面的研究。国内外现有文献对于引射器相关领域的报道已有很多，但是对于开展引射器设计、理论分析、试验研究所应具备的试验基础或试验方法却很少见诸报道。

近年来，随着计算机技术和计算流体力学的迅速发展，使采用数值方法模拟求解超音速引射器流场成为可能，数值模拟与试验相结合可深入揭示引射器的流场结构，是超音速引射器研制设计中相辅相成、不可或缺的手段。试验方法的不同决定了试验成本的高低和试验设备规模的大小。若采用全尺寸试验模型，采用气流总温、总压很高的蒸气或者燃气作为引射介质，优点是引射效率高，更接近于真实试验模拟工作状态;缺点是试验设备规模庞大，试验成本高，在超音速引射器初步的原理性研制设计阶段，这种试验方法由于耗费巨大的人力物力而不被采纳。采用冷空气引射和缩比试验模型，缺点是引射效率低，不能模拟真实试验模型工作状态，但可省略很多辅助设备，有利于试验设备规模的简化，对于引射器的研制设计，其工作机理是相通的，存在很多共性。

本文以常温冷空气作为引射介质，针对既定超音速环形引射器缩比试验模型设计了一种简化试验方法，并对比试验结果和数值计算结果。

1 试验

1.1 试验原理及系统构成

超音速引射器试验系统原理图如图1所示。

图1 试验系统原理图Fig.1 Principle of the testing system

高压引射工质通过超音速引射喷嘴膨胀形成高速低压引射气流进入管道，同时低压低动能的被引射气流通过引射管道的入口进入引射管道混合室;2股气流在引射管道混合室内通过分子扩散、湍流脉动、气流漩涡和激波等作用进行充分混合，引射气流将动能传递给被引射气流，在混合室出口获得高速低压混合气流;接着，混合气流通过扩压器减速增压，将动能转变为压强势能，最后以静压pe排放入周围环境。

试验系统由缩比试验模型、冷空气供应系统和测控系统组成。缩比试验模型简图如图2所示，包括真空舱、模拟喷嘴、扩压器、一级环形引射器、二级环形引射器;冷空气供应系统由空气管路、气动减压器、气动截止阀、音速限流孔板、金属软管等组成;测控系统由电磁阀控制开关和数据采集系统组成。电磁阀开关用于控制电磁阀直流电源的通断，数据采集系统由压强传感器、便携式数据采集系统、电缆等组成。其中，压强传感器包括高压传感器和负压传感器。高压传感器为压差传感器(p＇)，测量值为表压，用于测量引射喷嘴驻室室压;负压传感器为绝压传感器(p)，用于测量真空舱、扩压器壁面和环形引射器壁面压强［5］。压强传感器测点分布图见图2，真空舱壁面布置2个测点(p1、p2)，用来测量真空舱压强的变化;扩压器壁面布置3个测点(p3～p5)，以反映扩压器压强恢复的情况;一级环形引射器混合管道壁面布置3个测点(p6～p8)，二级环形引射器混合管道壁面布置3个测点(p9～p11)，以监控一级、二级引射器的工作状态。一级环形引射喷嘴驻室布置1个测点p1＇，二级环形引射喷嘴驻室布置1个测点p2＇，以反映冷空气供应系统的工作状态。

图2 缩比试验模型结构及压强传感器测点分布图Fig.2 Structure of sub-scale test model and distributing diagram of pressure sensor testing point

1.2 缩比试验模型结构与参数

缩比试验模型采用两级环形引射。试验模型的前端是模拟真空舱和产生被引射工质的模拟喷嘴，模拟喷嘴之后带有扩压器，扩压器之后分别是一级环形引射器和二级环形引射器。

引射工质与被引射工质均采用常温冷空气，定比热，理想气体，总温300 K。表1为缩比试验模型试验参数。

表1 模型试验参数Table 1 Testing parameters of the model

1.3 冷空气供应系统

供气方式为暂冲式高压气瓶供气，供气压强为23 MPa，设计3路供气装置分别与试验模型喷嘴、一级环形引射、二级环形引射相连。通过气动减压器恒定供气总压，设计音速限流孔板满足流量模拟要求。3路供气装置均安装气动截止阀，通过电磁阀开启控制3路装置供气时序。

试验过程供气时序为:开启气路一，二级环形引射器启动;当压强达到一级环形引射器启动压强时，开启气路二;当压强进一步降低至真空舱设计压强时，开启气路三，模拟喷嘴开始工作。试验完毕，各路供气装置的关闭时序恰好相反，依次为关闭气路三，关闭气路二，关闭气路一。

气路一、二、三为并联气路，通过气动减压器和音速限流孔板可相应控制供气压强和流量。

气动减压器是一种能够根据上游气体的压强自动调节自身活门的开度，从而使下游出口气体压强保持稳定的机械装置［6］。主要由高压腔、低压腔及弹性运动部件组成，弹性运动部件包括活塞顶杆和膜片硬芯。气动减压器低压腔的压强可通过控制气接口由指令减压器(比例调节阀)调节。图3为3路供气装置图。

图3 3路供气装置Fig.3 Three embranchments of air feeding equipments

音速限流孔板限流原理是利用收缩喷管的壅塞状态，根据流量要求和喷管之后反压大小确定喷管喉径。当喷管内流动处于壅塞状态时，流量达到最大值，且喷管出口反压不再能影响喷管内流动。3路供气装置气动减压器之后的安装结构图见图4。根据模型试验参数的要求，3路音速限流孔板的喉径各不相同，满足各自流量的要求。

1.4 试验系统安装

将试验模型通过弧座固定安装在试验架上，采用金属软管连接试验模型与供气装置，如图5所示。

2 数值计算

环形引射器流场具有轴对称特点，因此计算中采用二维轴对称雷诺时均Navier-Stokes方程，湍流模型采RNG k-ε双方程模型。数值求解时，空间上采用二阶迎风格式对连续方程、动量方程和能量方程进行耦合求解;时间上采用多重Runge-Kutta显式格式迭代，并采用多重网格方法(Multigrid Method)加速迭代收敛，自适应网格方法(Grid Adaptive)捕捉激波，以期获得与网格无关的解。

图4 3路供气装置减压器之后安装结构图Fig.4 Fixing configuration after three embranchments of air feeding equipments and pressure reducing valve

图5 试验模型与供气装置安装图Fig.5 Fixing photo of the sub-scale test model and the air feeding equipments

(1)被引射气流经喷管加速为超音速气流，超音速气流在扩压器和引射通道内形成一系列斜激波串，被引射气流气流通这些斜激波时减速增压，在管道出口处经过一道正激波，最终以亚超音速流出引射管道;

(2)被引射气流在混合室内受到引射气流的压缩，同时被引射气流限制了引射气流的继续膨胀;

(3)一级、二级引射管道内(不包括出口处)未出现正激波，有利于压强恢复，引射效果显著。

3 试验结果及分析

真空舱设计压强为3 kPa，实测大气压强为98 kPa，共进行3次相同状态的试验，数值计算结果与试验结果如表2所示。对比分析3次试验结果与数值计算结果，真空舱压强最小达3.04 kPa，与设计压强符合较好。在二级引射管道出口处出现正激波，3次试验实测压强均大于98 kPa，数值计算结果与试验结果吻合。

图6 环形引射器流场分布Fig.6 Samples of honeycomb sandwich structure the annular ejector

表2 数值计算结果与试验结果列表Table 2 The list of numerical results and testing results kPa

4 结论

(1)相比于冷空气作为引射能源，若采用蒸汽或者燃气引射，引射气流总温和总压较高，引射效率更高，但试验设备复杂，需要燃气发生器、蒸气锅炉、冷却及冷凝系统等辅助设备，投资规模和试验成本将急剧增加。本文提出的试验方法对于开展环形引射器的原理性研究，具有经济实用、成本低廉、操作简单的优点;

(2)对比试验结果与数值模拟计算结果，试验方法设计合理，试验数据真实可信，可以作为此类环形引射器初步研制设计的试验手段。

［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］徐万武.高性能、大压缩比化学激光器压强恢复系统研究［D］.长沙:国防科技大学，2003.

［4］廖达雄.引射器性能优化和增强混合方法研究［D］.西安:西北工业大学，2003.

［5］张飞.高空模拟试车台环形引射器设计研究［D］.西安:航天动力技术研究院，2009.

［6］何德胜，郭正，等.采用流固耦合方法数值分析减压器动态响应［J］.固体火箭技术，2010，33(6):713-718.