混合室對(duì)零二次流環(huán)形超聲速引射器性能的影響

范 威，欒希亭，韓先偉，鄧永鋒

（1.西安航天動(dòng)力研究所，西安710100；2.西北工業(yè)大學(xué)，西安710072）

0 引言

利用超聲速射流的引射增壓作用可以實(shí)現(xiàn)一定的真空度，它可取代龐大復(fù)雜的真空設(shè)備，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)等的排氣反壓和環(huán)境壓力條件[1]，已經(jīng)在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)[2]、亞燃沖壓和超燃沖壓的地面試驗(yàn)系統(tǒng)[3]，以及高能激光器、高能束引出設(shè)備等壓力恢復(fù)系統(tǒng)中得到了廣泛應(yīng)用[4,5]。

超聲速引射器中的混合室是將引射氣體與被引射氣體充分混合的場(chǎng)所。對(duì)于大多數(shù)二次喉道超聲速引射器都采用直接收縮式的混合室結(jié)構(gòu)，而對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間工作零二次流環(huán)形超聲速引射器來說，影響可靠啟動(dòng)、工作可靠性和盲腔壓強(qiáng)的因素非常復(fù)雜，既與引射噴管的參數(shù)有關(guān)，也與混合室、二次喉道和亞擴(kuò)段所構(gòu)成的擴(kuò)壓器擴(kuò)壓性能有關(guān)。針對(duì)小尺寸、高性能和高穩(wěn)定性的要求，有必要對(duì)引射器的混合室結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，以提高引射器的引射性能，減小引射器的軸向尺寸。本文采用數(shù)值模擬方法，重點(diǎn)研究零二次流環(huán)型超聲速引射器不同混合室結(jié)構(gòu)對(duì)性能的影響。

1 物理模型與計(jì)算方法

本文研究超聲速空氣引射器，引射介質(zhì)為500 K的熱空氣，理想氣體，沒有考慮引射空氣超聲速膨脹時(shí)的氣體冷凝問題。由于所研究的零二次流環(huán)型超聲速引射器的幾何結(jié)構(gòu)和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)均具有軸對(duì)稱特征，因此采用二維軸對(duì)稱雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型（簡(jiǎn)稱S-A模型）。

采用的環(huán)型超聲速引射器結(jié)構(gòu)如圖1所示，包括環(huán)型超聲速噴管、混合室、二次喉道和亞聲速擴(kuò)壓段組成。本文計(jì)算時(shí)在保持引射器來流條件相同的情況下，考察改變混合室結(jié)構(gòu)參數(shù)時(shí)，引射器內(nèi)流場(chǎng)變化的特性，引射器的設(shè)計(jì)參數(shù)見表1所示。

圖1 環(huán)型超聲速引射器結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of annular supersonic air ejector

表1 引射器計(jì)算參數(shù)表Tab.1 Initial parameters of ejector

1.1 二維軸對(duì)稱控制方程

二維軸對(duì)稱雷諾平均Navier-Stokes方程的守恒形式為：

其中

式中：t為時(shí)間；x為軸向坐標(biāo)；r為徑向坐標(biāo)；ρ為密度；p為壓強(qiáng)；T為溫度；E為內(nèi)能；u為軸向速度；v為徑向速度；γ為比熱比；μ為粘性系數(shù)；k為熱導(dǎo)率。

1.2 湍流模型

在動(dòng)量方程中，湍流粘性系數(shù)μt必須通過湍流模型求得，這里采用S-A模型。在氣體動(dòng)力學(xué)中，對(duì)于管道束縛流動(dòng)，利用S-A模型計(jì)算邊界層內(nèi)的流動(dòng)以及壓力梯度較大的流動(dòng)都可得到較好的結(jié)果。另外，在網(wǎng)格劃分的不是很好時(shí)，SA模型將是最好的選擇。

S-A模型是基于混合長(zhǎng)度理論的一種湍流模型，具體描述如下：

1.3 數(shù)值方法

采用時(shí)間相關(guān)法求解環(huán)型超聲速引射器流場(chǎng)。數(shù)值求解時(shí)，空間上采用一階迎風(fēng)格式對(duì)連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程進(jìn)行耦合求解，這對(duì)引射器管道內(nèi)超聲速流場(chǎng)結(jié)構(gòu)捕捉至關(guān)重要，接著在求解湍流輸運(yùn)方程；時(shí)間上采用顯式的Runge-Kutta方法進(jìn)行迭代推進(jìn)，直至流場(chǎng)收斂。

2 計(jì)算結(jié)果

為分析影響零二次流環(huán)型超聲速引射器性能因素，獲得高穩(wěn)定、高性能和小尺寸的超聲速引射器，在保證引射氣體來流條件相同的情況下，分別對(duì)三種不同混合室結(jié)構(gòu)引射器進(jìn)行了計(jì)算分析。其中，圖2(a)和(b)結(jié)構(gòu)的混合室為常規(guī)混合室，沒有加平直段；圖2(a)結(jié)構(gòu)混合室收縮角θh=5.861°；圖2(b)結(jié)構(gòu)混合室的收縮角θh=3.926°；圖2(c)結(jié)構(gòu)混合室前端采用平直段結(jié)構(gòu)[6]，收縮角θh=12°。三種結(jié)構(gòu)的引射器總長(zhǎng)均相等。

圖2 不同結(jié)構(gòu)引射器內(nèi)馬赫數(shù)分布云圖Fig.2 Mach number contours of flowfield of ejectors with different structures

圖2給出了不同混合室結(jié)構(gòu)引射器內(nèi)馬赫數(shù)分布?？梢钥闯?，引射器內(nèi)都存在復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)，同時(shí)由于引射器混合室結(jié)構(gòu)的不同而導(dǎo)致引射器內(nèi)的流場(chǎng)也有很大區(qū)別。從環(huán)型噴管出來的超聲速氣體在混合室入口附近進(jìn)一步膨脹，壓強(qiáng)進(jìn)一步降低，馬赫數(shù)進(jìn)一步升高，管道內(nèi)最大馬赫數(shù)遠(yuǎn)大于噴嘴出口馬赫數(shù)，說明引射氣流在混合室內(nèi)的進(jìn)一步膨脹過程是非常劇烈的。接著，引射氣流在中心軸線上碰撞，形成第一道斜激波，斜激波打到混合室的壁面上，引起壁面附面層的分離，在分離區(qū)與斜激波交匯處附近會(huì)出現(xiàn)一個(gè)喉道，隨后主流通道等效截面擴(kuò)張，使斜激波后的超聲速流動(dòng)加速，簡(jiǎn)稱“二次膨脹”。接著，這些激波在二次喉道內(nèi)多次反射，使引射氣流平均馬赫數(shù)和總壓逐漸下降，平均靜壓逐漸升高，形成壓力恢復(fù)[7]。

可以看出，由于圖2(c)采取了平直段結(jié)構(gòu)，引射氣流經(jīng)超聲速噴嘴噴出后的膨脹空間最大，所以膨脹的最充分，管道內(nèi)最大的馬赫數(shù)Ma2= 6.21，盲腔的真空度最高pm=350 Pa，而圖2(b)結(jié)構(gòu)的混合室傾角最小，引射氣流的膨脹空間稍好于圖2(a)，所以圖2(b)結(jié)構(gòu)引射器的最大馬赫數(shù)Ma2=5.83大于圖2(a)結(jié)構(gòu)引射器的最大馬赫數(shù)Ma2=5.64，盲腔內(nèi)的壓力pm=440 Pa也低于圖2(a)結(jié)構(gòu)引射器的pm=520 Pa。而由于圖2(c)結(jié)構(gòu)引射器的混合室的收縮角較大，引射氣流充分膨脹后又在混合室收縮段內(nèi)受到強(qiáng)壓縮作用，附面層分離較弱，導(dǎo)致二次喉道入口馬赫數(shù)Ma3=4.83最小，所以在引射器內(nèi)的總壓損失也最小，引射器出口總壓最大。圖2(b)結(jié)構(gòu)混合室附面層分離最嚴(yán)重，二次喉道入口馬赫數(shù)Ma3=5.64最大，引射器內(nèi)的總壓損失最大，引射器出口總壓最小[8]。

圖3 不同結(jié)構(gòu)超聲速引射器出口總壓分布Fig.3 Total pressure distribution at outlet with different structures sapersonic ejector

圖4 不同結(jié)構(gòu)超聲速引射器盲腔壓力分布Fig.4 Static pressure distribution in blind-cavity with different structures of supersonic ejeetor

如圖3、圖4所示，由于圖2(c)結(jié)構(gòu)混合室前端采取了平直段結(jié)構(gòu)，混合室的收縮角相對(duì)較大，在零二次流條件下，由于不涉及被引射氣體與引射氣體的混合問題，所得到的盲腔真空度要高于直接收縮式的混合室結(jié)構(gòu)的引射器，而引射器的出口總壓也最大。

由于環(huán)境反壓的作用，引射器二次喉道后半段內(nèi)形成了典型的激波串結(jié)構(gòu)[9,10]，如圖5所示。

圖5 引射器擴(kuò)壓段激波串結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Shock wave structure in subsonic diffusing section of ejector

在零二次流情況下，盲腔內(nèi)和混合室入口由于超聲速剪切層和劇烈的壓力梯度共同作用形成典型的回旋渦結(jié)構(gòu)，如圖6所示。在靠近引射噴嘴出口區(qū)域存在超聲速剪切流動(dòng)，盲腔內(nèi)氣體在高速引射氣流卷吸下被帶走；同時(shí)超聲速引射氣流在混合室內(nèi)進(jìn)一步膨脹，最后撞在中心軸線上形成反射激波，在撞擊點(diǎn)附近形成很高的逆壓梯度，在該逆壓梯度作用下剪切層發(fā)生分離形成回流。當(dāng)中心區(qū)域回流流量與周圍區(qū)域被剪切流帶走的流量剛好平衡時(shí)，就得到了盲腔平衡壓強(qiáng)。

圖6 盲腔內(nèi)回旋渦結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Circumfluence streamlines in blind-cavity of ejector

3 結(jié)論

零二次流環(huán)型超聲速引射器的混合室結(jié)構(gòu)對(duì)內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，以及盲腔內(nèi)的真空度與引射器出口總壓影響很大。在一定范圍內(nèi)，混合室的收縮角越小，引射氣體膨脹越充分，盲腔內(nèi)的真空度越高，而二次喉道進(jìn)口馬赫數(shù)越大，引射器內(nèi)總壓損失越大，引射器出口總壓越低。對(duì)于零二次流，在不涉及引射氣體與被引射氣體混合問題時(shí)，如果在直接收縮式的混合室前方加入一適當(dāng)長(zhǎng)度的平直段，之后加大混合室的收縮角，這樣既可以增加引射器管道內(nèi)引射氣體的最大馬赫數(shù)，提高盲腔內(nèi)的真空度，又可以降低二次喉道入口馬赫數(shù)，降低引射氣體的總壓損失，從而提高引射器的性能，減小引射器的軸向尺寸。

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