固冲发动机进气道半自由射流试验直管扩压器研究
韩建涛 孙顺利 李纲 王恒
DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2018.0084
摘要：研究了固冲发动机进气道转级试验的半自由射流试验台，通过在射流喷管后加装直管扩压器，采用数值模拟方法计算喷管在同一飞行马赫数不同飞行高度下的启动性能，并进行试验验证。试验结果表明，加装直管扩压器的试验方法可以提高模拟的飞行高度，并大大降低试验台建设成本，利用该试验方法可为固冲发动机进气道转级试验研究提供有效的试验流场。
关键词：固冲发动机;进气道;半自由射流;直管扩压器
中图分类号：TJ763;V43文献标识码：A文章编号：1673-5048（2019）04-0095-04
0引言
固冲发动机以高热值、高密度的固体贫氧推进剂为燃料，比冲是传统固体发动机的3～4倍。整体式固冲发动机关键技术较多，部分部件如转级机构等的设计方案种类较多，各方案的成熟度参差不齐[1]。转级装置是固体火箭冲压发动机中的重要部件，关系着冲压发动机能否顺利启动[2]，能否按照预定规律顺利完成冲压发动机动力系统工作模式的转换，直接关系到飞行任务的成败。转级过程是冲压发动机研制过程中的关键，通过试验系统性地研究转级技术的发展对于冲压发动机研究具有重要意义。地面试验是冲压发动机转级过程研究中的重要项目，全面考核助推器向冲压发动机工况转换过程中的整体结构和工作性能。采用地面试验研究方法可以全面考察进气道在转级过程中的工作特性和可靠性，为固体火箭冲压发动机进气道入口和出口堵盖的设计优化及转级时序的确定提供试验支撑。目前开展转级试验研究方法主要有三类：
（1）固冲发动机地面连管试验。该试验方法成本较低[3-4]，但由于助推器分离、堵盖打开等动作会给来流模拟造成较大的扰动，需要设计专用模拟气流快速转换装置，分别满足助推级和冲压级对来流模拟的不同要求[5]。直连式试验的最大缺点在于无法准确模拟飞行器姿态角对转级过程的影响，进气道入口、出口堵盖的打开过程及引起进气道的压力振荡、起动等现象对转级过程的影响无法得到真实准确的考核验证[6]。
（2）自由射流试验。该试验方法可以更加真实地考核固体火箭冲压发动机转级过程各部件和整機的性能，深入研究转级过程机理。自由射流试验台的主动引射排气反压系统可以模拟的飞行高度很高，范围较广，适用于高空环境模拟，但试验台建设成本过高，开展试验的难度和费用较大[7]。
（3）半自由射流试验。该试验方法类似自由射流试验，无需引射装置，建设成本较低，但由于无引射，背压为正常大气压，在喷管出口内壁面极易发生气流分离[8]。因此需要减小气流分离，增大可用试验区域，作为考核固冲发动机进气道转
级的主要考核手段。
本文通过在半自由射流试验平台射流喷管之后增加辅助引射装置直管扩压器，消除由于背压过高造成的气流流动分离。通过数值模拟仿真与试验验证，确认加装直管扩压器提高半自由射流试验装置可模拟的飞行高度，在更大飞行高度范围内获得转级试验的流场区域。
1半自由射流试验设备
半自由射流试验台由储气罐、液压调节阀、稳流舱、射流喷管及相关配套附件组成，其中，储气罐供给高温高压纯净空气来流，液压调节阀调节来流压力，稳流舱用于调整纯净空气气流的均匀度。气流进入射流喷管后，达到预定的马赫数和温度，模拟高空中某一特定飞行高度和飞行马赫数下的空气来流对进气道吹试，研究固冲发动机进气道入口和出口堵盖打开过程内部流场的变化规律，深入了解转级过程机理。半自由射流试验台如图1所示。
由于原半自由射流试验台无主动引射装置，限流喷管出口直接敞开在大气环境下，因无引射系统，背压很高，在喷管出口内壁面处气流极易发生分离，模拟的飞行高度有限;增加引射系统后，虽然可以提高模拟飞行高度，但同时试验台成本会大大增加[9]。在喷管尾部增加直管扩压器，对气流进行增压，再排到大气环境中，保证喷管出口气流充分膨胀，避免气流分离，进而获得足够大的满足试验要求的流场区域，同时可以大大降低试验台成本。
试验中测量数据包括压力和温度。压力测量采用压电传感器，主要用于纯净空气储气罐内总压，射流喷管前总压，直管扩压器内静压以及相关管道压力的测量;温度测量采用镍铬热电偶，主要用于储气罐内气体温度及喷管入口处及相关管道温度的测量。
2数值计算
在进行试验验证之前，首先通过数值计算对加装直管扩压器的长度及直径进行选择，对比得到合理尺寸的直管扩压器。通过数值模拟对比了有无直管扩压器的喷管出口试验流场，研究该直管扩压器对半自由射流试验平台的提高效果。
2.1物理模型及计算方法
航空兵器2019年第26卷第4期
韩建涛，等：固冲发动机进气道半自由射流试验直管扩压器研究
由于发动机喷管出口的试验流场为轴对称结构，因此只需要对二维轴对称模型进行网格划分，计算的物理模型如图2所示。
2.2数值方法
对流动区域进行结构网格划分，无直管扩压器的计算网格约3万个，有直管扩压器的网格约2万个，网格质量满足计算要求。计算选用k-ε湍流模型，并用二阶迎风格式离散与壁面相邻近的粘性边界层中，采用标准壁面函数修正。收敛准则为连续方程、动量方程、能量方程，以及k-ε方程的残差至少下降3个数量级，且监控点压强稳定。
2.3计算结果与分析
数值计算根据需要选择出口马赫数为2.5，模拟飞行高度分别选择5km，10km，对比喷管出口的流场，对其是否符合试验要求进行研究。给定来流总温总压以控制出口马赫数，如表1所示。
图3为飞行高度5km，Ma=2.5和飞行高度10km，Ma=2.5两个状态不带直管扩压器的喷管出口流场马赫数分布图，射流喷管出口直接通向大气环境，背压为大气压。从计算云图可见，5km，Ma=2.5状态喷管可以正常启动，喷管出口流场可用于开展试验，而当飞行高度提高到10km后，射流喷管不能正常启动，喷管出口流场不能满足试验要求。
图4为5km，Ma=2.5和10km，Ma=2.5两个状态有直管扩压器时的马赫数图，直管扩压器安装在自由射流喷管出口，直管扩压器前端与喷管出口相连并且头部密封，直管扩压器后端出口通向大气环境。结果表明，安装直管扩压器后，5km，Ma=2.5和10km，Ma=2.5两个状态都可以正常启动，表明加装直管扩压器提升了模拟的飞行高度，改善半自由射流喷管的启动特性。
分析认为，通过在射流喷管尾部增加直管扩压器，对出口气流起到一定程度的增压，再排到大气环境中，保证喷管出口气流充分膨胀，避免气流产生分离，从而起到不加装主动引射装置就能产生一定的引射效果，达到模拟排气反压的作用，提升模拟飞行高度。
3试验验证
半自由射流试验台是为固冲发动机进气道提供转级试验所需的流场，为进一步准确获得加装直管扩压器对半自由射流试验平台模拟飞行高度的提升，进行了试验验证，试验模型为原比例。试验条件为给定来流纯净空气的总温总压（按照表1中两个模拟飞行高度与马赫数），通过电加热控制来流纯净空气总温，并通过液压调节阀控制来流总压。在直管扩压器头部上下两侧布置了压力传感器（测点如图5所示），该位置处于喷管出口位置上侧，当喷管正常启动时，喷管出口形成正常菱形区域，由于抽吸作用，该位置压力低于环境大气压;而当喷管未启动，该位置压力则大于大气压，因此，此处压力可以反映射流喷管的启动情况。将试验测得结果与仿真结果相对比，监测该位置压强并判断喷管工作情况。、
4结论
通过在原有半自由射流试验平台上加装直管扩压器，降低建设成本前提下提高了试验台可模拟的飞行高度，通过数值模拟的方法对比了有无直管扩压器的试验台出口流场，通过试验验证，得出以下结论：
（1）原半自由射流平台上可以开展转级试验，但可模拟最大飞行高度较低，试验能力有限;
（2）在射流喷管后加装直管扩压器，可以使射流喷管出口气流充分膨胀，避免发生气流分离，射流喷管在较高飞行高度下也可正常启动，在一定程度上提高可模拟飞行高度，提升半自由射流试验台能力。
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