一种用于模拟侧滑角影响的限流喷管设计
李前虎+李纲+王国锐
摘 要：为研究侧滑对双下侧进气固冲发动机性能的影响，可在连管试验系统上通过使用一 系列不同喉径的限流喷管来改变固冲发动机左右进气道流量，从而近似模拟侧滑时的进气状态。 本文详细论述了这种限流喷管设计过程，并通过阿牛巴流量计对限流喷管实际流量进行了标定。 结果表明，限流喷管的设计方法正确，使用该方法可以改变发动机左右进气道流量。
关键词：固冲发动机；侧滑角；限流喷管；连管试验
中图分类号：V435+.11 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）01-0044-04
DesignofRestrictFlowNozzleforSimulating InfluenceofSideslipAngle
LIQianhu，LIGang，WANGGuorui
（ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China）
Abstract：Inordertostudytheinfluenceofsidesliponthesolidrocketramjetmotor，aseriesofdif ferentthroatdimensionrestrictflownozzlescanbeusedondirect-connecttestsystemtochangegasflow ofeachairinletandsimulatetheinletstatusapproximately.Howtodesigntherestrictflownozzleisdis cussedindetailinthispaper，andithasbeencalibratedbyAnnubarflowmeterintheactualairflow.The resultsshowthatthemethodofdesigningrestrictflownozzleiscorrect，anditcanchangerightandleftin letflowofmotor.
Keywords：solidrocketramjetmotor；angleofsideslip；restrictflownozzle；direct-connecttest
0 引 言
以固冲发动机为动力装置的导弹在进行侧滑 飞行时，某些进气道布局将会使进气道进气参数 发生改变，尤其对于双下侧布局或双水平布局进 气道的固冲发动机来说，其影响较平飞状态更为 显著，而进气道进气参数的改变，则会进一步影响 固冲发动机的二次燃烧及其整体性能。为了研究 由侧滑角带来的对发动机性能的影响，就有必要 在地面对固冲发动机进行侧滑角模拟试验。
对于进行侧滑角模拟试验，比较理想的是在 自由射流中进行，利用专门的变侧滑角机构实时 改变侧滑角，进行全弹道的连续模拟。但由于自由 射流试验成本较高，变侧滑角机构复杂，不易实 现。本文介绍一种利用连管试验系统开展侧滑角 影响试验的方法，并将详细介绍其核心部件限流 喷管的设计。
1 侧滑角影响模拟试验原理
当固冲发动机在侧滑时，其进气道的进气总 压将会改变，对应的进气道流量也随之改变。对于 进气道出口存在导流格栅的冲压发动机来说，进 气流量的改变将比进气流场的变化更能影响补燃室的燃烧。因此只要改变进入发动机各进气道的 流量，即可在较大程度上对侧滑角带来的影响进 行模拟。而在连管试验系统上则可利用一系列不 同喉径的限流喷管来改变进入进气道的流量。本 文通过设计左右不同流道尺寸的限流喷管来模拟 双下侧二元进气的固冲发动机在某一侧滑工况下 的流量。在连管试验系统上模拟侧滑角带来影响 的试验原理图如图1所示。
由流量计算公式可知，在流量、总温、总压已 知的情况下，喉道的面积是确定的。其中左右进气 道的流量由进气道带侧滑角吹风数据获得，总温、 总压由飞行工况获得。对于二元喷管来说，由于宽 度是给定的，因此由公式（1）便可求出喉道高度。
2.2 收缩段的设计
亚音速收缩段是将稳定段的气流均匀加速至 音速的一段光滑连续而渐变的收缩曲线。为了使 进入收缩段的气流比较均匀，在考虑测压位置的 基础上应适当加长进口平稳段，即减小收缩比，以 便在喉径截面得到尽量均匀的音速气流。亚音速 收缩段曲线如图2所示。
2.3 前段的设计
对于前段的设计，比较简单且常用的是圆弧 加直线法，其示意图如图3所示。
2.5 附面层的修正
由于附面层的影响，单纯按以上设计的流道 曲线来加工限流喷管，必然使限流喷管出口流场 均匀度变差和出口马赫数有所偏差。在没有特别 高的要求下，可不需要对喷管的附面层进行修正， 但如果要想在限流喷管出口得到均匀的等马赫数 的流场，就必须要考虑对附面层的修正。
对于二元喷管，在较低马赫数下（Ma<3），侧 壁的附面层与流道曲线的附面层厚度基本相同， 可按下式来计算：
δ=xtanθ（7）
式中：δ为x点的位移厚度；θ为试验段马赫数的 函数，在马赫数1.5～4时，取θ=0.5°。
3 限流喷管的结构设计
对于固冲发动机的侧滑角模拟试验，由于要 进行一系列不同侧滑角组合试验，因此需要一系 列不同喉径尺寸的限流喷管。限流喷管的结构形 式一般有固壁、柔壁、滑块式、转动式等，由于考 虑到发动机进气马赫数较低，以及发动机进气道 的连接及结构的复杂程度，一般选用固壁式限流 喷管。而对于固壁式限流喷管，如果采用整体式， 即全换喷管段，则成本较高，加工焊接难度较大。 而采用组装式，即各侧壁固定，只更换流道曲面方 法可以节省成本，降低加工难度。
在限流喷管的轴向，由于流速的增加，其存在 压力梯度，如果密封不严，入口的高压气体会从侧壁与流道曲面间的缝隙流出喷管或外部空气进入 喷管的扩张段。因此对于组装式的限流喷管，除了 在设计时尽量减小流道曲面与侧壁之间的间隙外， 还必须在结构上对其进行密封性设计。
综合以上各因素，用于模拟侧滑角带来影响 的限流喷管结构示意图如图5所示。限流喷管采用 组装式结构，流道曲面可更换，其他部分为一个整 体。同时，在流道曲面与侧壁中间采用紫铜片进行 压紧密封，以防止漏气。
限流喷管加工完后必须进行标定，以检验其 加工后的实际流量特性。常规的标定方法是在常 温常压下对限流喷管进行标定，然后扩展到高温 高压区域，该方法忽略了高温热膨胀对流量系数 的影响，不够精确。另外，这样也无法考核在实际 温度和压力下的结构密封性。因此本标定试验采 用可在高温高压下使用的阿牛巴流量计测量流量， 并使用连管试验系统的来流提供真实温度、压力 的气体。
标定试验的原理图如图6所示，其中系统的流 量Q由阿牛巴流量计直接获得，而限流喷管入口 的总温T、总压P由安装在限流喷管入口的总温 总压探头获得，最后根据K=QT/P获得限流 喷管的实际流量系数。
每个限流喷管都标定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K这三个来流工况，从 标定结果来看，设计流量系数与标定出的结果相 符性较好，偏差小于1%。设计流量系数与标定结 果如图7～8所示。
5 结 论
通过精确设计流道曲线，能够较好地保证设 计流量系数和标定结果的一致性。采用的可更换 结构，在试验中比较方便地改变限流喷管的流量系数。
利用一系列不同喉径的限流喷管在连管试验 系统上比较容易地改变两侧进气道的流量，近似 模拟侧滑时的进气状态，降低了试验成本，缩短了 试验周期。
参考文献：
[1]陶金福，张振鹏，王慧玉，等.固体火箭-冲压组合发 动机燃烧效率的实验研究[J].北京航空学院学报， 1983（1）.
[2]董岩，余为众，吕希诚.固体火箭冲压发动机二次燃 烧室流场数值计算和试验研究[J].推进技术，1995， 16（1）：27-32.
[3]伍荣林，王振羽.风洞设计原理[M].北京：北京航空学 院出版社，1985.
[4]于守志.飞航导弹动力装置试验技术[M].北京：宇航 出版社，1990.
[5]潘锦珊，单鹏.气体动力学基础[M].北京：国防工业 出版社，2012.
[6]RandolphGD，BeckKW，ZajdelLS，etal.Develop mentoftheNAVSEA/AlliantTechsystemsTacticalAir breathingPropulsion，Integral-Rocket/Ramjet-Engine TestFacility[M].AlliantTechsystemsRocketCentreWV AlleganyBallisticsLAB，2002.
[7]应启戛，赵学端.流量检测及仪表[M].上海：上海交 通大学出版社，1987.
综合以上各因素，用于模拟侧滑角带来影响 的限流喷管结构示意图如图5所示。限流喷管采用 组装式结构，流道曲面可更换，其他部分为一个整 体。同时，在流道曲面与侧壁中间采用紫铜片进行 压紧密封，以防止漏气。
限流喷管加工完后必须进行标定，以检验其 加工后的实际流量特性。常规的标定方法是在常 温常压下对限流喷管进行标定，然后扩展到高温 高压区域，该方法忽略了高温热膨胀对流量系数 的影响，不够精确。另外，这样也无法考核在实际 温度和压力下的结构密封性。因此本标定试验采 用可在高温高压下使用的阿牛巴流量计测量流量， 并使用连管试验系统的来流提供真实温度、压力 的气体。
标定试验的原理图如图6所示，其中系统的流 量Q由阿牛巴流量计直接获得，而限流喷管入口 的总温T、总压P由安装在限流喷管入口的总温 总压探头获得，最后根据K=QT/P获得限流 喷管的实际流量系数。
每个限流喷管都标定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K这三个来流工况，从 标定结果来看，设计流量系数与标定出的结果相 符性较好，偏差小于1%。设计流量系数与标定结 果如图7～8所示。
5 结 论
通过精确设计流道曲线，能够较好地保证设 计流量系数和标定结果的一致性。采用的可更换 结构，在试验中比较方便地改变限流喷管的流量系数。
利用一系列不同喉径的限流喷管在连管试验 系统上比较容易地改变两侧进气道的流量，近似 模拟侧滑时的进气状态，降低了试验成本，缩短了 试验周期。
参考文献：
[1]陶金福，张振鹏，王慧玉，等.固体火箭-冲压组合发 动机燃烧效率的实验研究[J].北京航空学院学报， 1983（1）.
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[7]应启戛，赵学端.流量检测及仪表[M].上海：上海交 通大学出版社，1987.
综合以上各因素，用于模拟侧滑角带来影响 的限流喷管结构示意图如图5所示。限流喷管采用 组装式结构，流道曲面可更换，其他部分为一个整 体。同时，在流道曲面与侧壁中间采用紫铜片进行 压紧密封，以防止漏气。
限流喷管加工完后必须进行标定，以检验其 加工后的实际流量特性。常规的标定方法是在常 温常压下对限流喷管进行标定，然后扩展到高温 高压区域，该方法忽略了高温热膨胀对流量系数 的影响，不够精确。另外，这样也无法考核在实际 温度和压力下的结构密封性。因此本标定试验采 用可在高温高压下使用的阿牛巴流量计测量流量， 并使用连管试验系统的来流提供真实温度、压力 的气体。
标定试验的原理图如图6所示，其中系统的流 量Q由阿牛巴流量计直接获得，而限流喷管入口 的总温T、总压P由安装在限流喷管入口的总温 总压探头获得，最后根据K=QT/P获得限流 喷管的实际流量系数。
每个限流喷管都标定了0.6MPa/625K，0.7 MPa/625K，0.8MPa/625K这三个来流工况，从 标定结果来看，设计流量系数与标定出的结果相 符性较好，偏差小于1%。设计流量系数与标定结 果如图7～8所示。
5 结 论
通过精确设计流道曲线，能够较好地保证设 计流量系数和标定结果的一致性。采用的可更换 结构，在试验中比较方便地改变限流喷管的流量系数。
利用一系列不同喉径的限流喷管在连管试验 系统上比较容易地改变两侧进气道的流量，近似 模拟侧滑时的进气状态，降低了试验成本，缩短了 试验周期。
参考文献：
[1]陶金福，张振鹏，王慧玉，等.固体火箭-冲压组合发 动机燃烧效率的实验研究[J].北京航空学院学报， 1983（1）.
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[7]应启戛，赵学端.流量检测及仪表[M].上海：上海交 通大学出版社，1987.
