徐大川，陽 玲，史 煜,顧蘊(yùn)松，任澤斌

(1. 南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院， 江蘇 南京 210016；2． 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計及測試技術(shù)研究所， 四川 綿陽 621000)

超聲速引射系統(tǒng)具有體積緊湊、準(zhǔn)備時間短、運(yùn)行時間長等優(yōu)點，因而在工程領(lǐng)域有著廣泛應(yīng)用，主要用作排氣系統(tǒng)或者壓力恢復(fù)系統(tǒng)等，例如在暫沖式超聲速風(fēng)洞、火箭發(fā)動機(jī)高空試車臺、化學(xué)激光器壓力恢復(fù)系統(tǒng)等領(lǐng)域中[1-2]。

超聲速引射器是超聲速引射系統(tǒng)的重要組成之一。根據(jù)超聲速引射器的研制經(jīng)驗，對其性能影響較大的參數(shù)主要為引射介質(zhì)參數(shù)和被引射介質(zhì)參數(shù)。而引射器的驅(qū)動氣源，直接決定了引射介質(zhì)的溫度和氣體熱物性參數(shù)，對提高引射氣體馬赫數(shù)也有很大影響，是引射器的關(guān)鍵技術(shù)之一。常見的引射器驅(qū)動氣源有高壓壓縮空氣氣源和燃?xì)獍l(fā)生器。

高壓壓縮空氣氣源是引射器常用的一種氣源，具有技術(shù)成熟度高、系統(tǒng)簡單、安全、可靠等特點，同時還具有環(huán)境友好、對其他系統(tǒng)影響小等優(yōu)點。采用高壓壓縮空氣氣源作為引射器驅(qū)動氣源的不足主要有兩點，一是規(guī)模龐大，特別是連續(xù)長時間需要引射器時；二是壓縮空氣的工作溫度較低，難以進(jìn)一步提升引射器的引射效率。

燃?xì)獍l(fā)生器是通過燃燒一定比例的燃料及氧化劑，獲得相應(yīng)溫度、壓力、流量等參數(shù)的混合燃?xì)?，以實現(xiàn)特定目的的燃?xì)馍裳b置[3]。采用燃?xì)獍l(fā)生器作為引射器的驅(qū)動氣源成為近年來引射器氣源技術(shù)的研究熱點之一。國內(nèi)外學(xué)者通過理論分析、數(shù)值計算、試驗研究等手段[4-15]，針對燃?xì)獍l(fā)生器開展了大量研究，主要集中在燃?xì)獍l(fā)生器的點火、出口均勻性以及結(jié)構(gòu)優(yōu)化等方面[16-18]。鐘戰(zhàn)[3]對燃?xì)獍l(fā)生器的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了詳細(xì)的闡述，同時以低濃度酒精及氧氣或空氣作為推進(jìn)劑開展了試驗研究，分析了影響燃?xì)獍l(fā)生器點火及燃燒效率的因素，得到了提高其點火和燃燒效率的方法。馮軍紅[19]、趙芳[20]利用數(shù)值模擬與試驗的方法研究了噴嘴結(jié)構(gòu)參數(shù)對空氣/酒精/氧氣三組元燃?xì)獍l(fā)生器噴注面板熱防護(hù)和燃燒性能的影響，并提出利用篩錐提高燃?xì)獍l(fā)生器出口燃?xì)獾木鶆蛐浴?/p>

使用燃?xì)獍l(fā)生器作為引射器驅(qū)動氣源，可以有效提高氣體的溫度，有利于進(jìn)一步提高引射器的引射效率。但是通常燃?xì)獍l(fā)生器仍然需要高壓空氣作為氧化劑或推進(jìn)劑，并不能根本上解決氣源規(guī)模龐大的問題。

航空發(fā)動機(jī)含有壓氣機(jī)、燃燒室等部件，可以有效提高氣體的壓力和溫度。航空發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口氣體為常壓空氣，不需要額外的高壓氣源，且航空發(fā)動機(jī)技術(shù)成熟、安全可靠，理論上可以作為排氣系統(tǒng)或者超聲速引射系統(tǒng)的驅(qū)動氣源。目前尚未見到有關(guān)航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)中應(yīng)用研究的公開報道。

本文以幾種較為常見的國外航空發(fā)動機(jī)為例，結(jié)合理論分析與工程計算的方法比較分析了航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)中可能的應(yīng)用方案，對將航空發(fā)動機(jī)應(yīng)用于超聲速引射系統(tǒng)做了有益的探索。

1 氣源對引射器性能的影響

氣源決定了引射器引射氣體的溫度、壓力以及熱物參數(shù)，對引射器的性能有重要影響。

圖1給出了某引射器的引射系數(shù)與溫度比(引射氣體溫度和被引射氣體溫度之比)的變化曲線。在一定范圍內(nèi)，提高溫度比，可以顯著提高引射器的效率。另一方面，當(dāng)引射氣體的溫度低于被引射氣體溫度時，降低溫度比，會大大降低引射器的效率。

圖1 氣流溫度比對引射系數(shù)的影響Fig.1 Effect of air flow temperature contrast on ejecting coefficient

另外，引射器的效率隨著引射馬赫數(shù)的增加而增加。因此為了提高引射器的效率，應(yīng)盡可能地采用高引射馬赫數(shù)。但是隨著引射馬赫數(shù)的提高，引射壓力也在提高，這對氣源的設(shè)計會帶來困難。

提高引射馬赫數(shù)帶來的另一個問題是引射氣體中的水分(甚至是引射氣體本身組分)可能隨著氣流膨脹溫度下降而發(fā)生冷凝現(xiàn)象。例如：引射馬赫數(shù)為5、總壓為1 MPa、總溫為288 K的空氣膨脹之后的靜壓和靜溫分別為1 890 Pa和48 K。此時空氣中氧氣當(dāng)?shù)仂o壓已經(jīng)高于氣體的飽和蒸氣壓，有可能發(fā)生液化。發(fā)生液化之后，會導(dǎo)致引射馬赫數(shù)發(fā)生變化或波動，影響引射器的性能。

2 引氣對航空發(fā)動機(jī)的影響

飛機(jī)的空氣系統(tǒng)一般從發(fā)動機(jī)中引氣，將具有一定壓力和溫度的氣體用于飛機(jī)環(huán)境控制、發(fā)動機(jī)進(jìn)口防除冰以及發(fā)動機(jī)熱端部件冷卻等方面，對飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的可靠性和安全性有重要影響。隨著飛機(jī)和發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動機(jī)中的引氣量不斷增加[21-22]?？諝庀到y(tǒng)的流量占發(fā)動機(jī)總流量的比例從20世紀(jì)40年代末的4%提高到目前的25%[22-24]。其中用于發(fā)動機(jī)熱端部件冷卻的引氣量最高，可占到發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)入口流量的15%左右，且大部分由高壓壓氣機(jī)出口位置引出[25]。

航空發(fā)動機(jī)的空氣系統(tǒng)屬于發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，其關(guān)鍵參數(shù)很少公布。從目前掌握的公開發(fā)表的資料來看，空氣系統(tǒng)絕大部分氣流引自高壓壓氣機(jī)出口之后的擴(kuò)壓器以及燃燒室的兩股氣流。雖然這部分氣流量較大，但是從位置上看處于壓氣機(jī)流道之外，對發(fā)動機(jī)性能的影響研究也未見報道，可以忽略其影響[26]。

3 航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)中可能的布局方式

探討航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)中應(yīng)用的可能性，其實就是討論如何將航空發(fā)動機(jī)布置在超聲速引射系統(tǒng)中，并發(fā)揮作用。一般來說，超聲速引射系統(tǒng)上游流動的壓力很低，在某些流動中氣流溫度也較高，這些都給航空發(fā)動機(jī)布局方案以及參數(shù)的選擇帶來了大量困難。

最直接的布局方式(布局方案1)為將航空發(fā)動機(jī)直接布置在排氣通道內(nèi)，利用發(fā)動機(jī)內(nèi)的壓縮機(jī)對氣流增壓，如圖2所示。為了降低對壓縮機(jī)增壓比的要求，可以在發(fā)動機(jī)入口上游注入主動氣體(如環(huán)境空氣)，以提高進(jìn)入發(fā)動機(jī)的氣流壓力。

(a) 無引射布局(a) Layout of no ejector

(b) 引射布局(b) Layout of ejector before aero engine圖2 引射系統(tǒng)中的航空發(fā)動機(jī)布局方案1Fig.2 Layout 1 of aero engine in ejector systems

布局方案2和布局方案3均是將航空發(fā)動機(jī)作為引射器的氣源使用，如圖3和圖4所示。不同的是，在方案2中，一級引射器的氣源為航空發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后的引氣，二級引射器的氣源為航空發(fā)動機(jī)的排氣。而在方案3中，兩級引射器的氣源均為航空發(fā)動機(jī)的排氣。

圖3 引射系統(tǒng)中的航空發(fā)動機(jī)布局方案2Fig.3 Layout 2 of aero engine in ejector systems

圖4 引射系統(tǒng)中的航空發(fā)動機(jī)布局方案3Fig.4 Layout 3 of aero engine in ejector systems

4 計算分析

本節(jié)介紹了應(yīng)用在某領(lǐng)域內(nèi)的超聲速引射系統(tǒng)的參數(shù)要求，并以此計算了對航空發(fā)動機(jī)的性能要求。計算的方法為理論計算結(jié)合工程估算，在計算中做了如下假設(shè)：

1)壁面為絕熱壁面；

2)壁面為光滑壁面，無摩擦；

3)氣流在引射器混合室中形成混合完全的氣流；

4)氣體為理想氣體；

5)氣流的流動為一維流動。

常見的引射器設(shè)計方法有等面積引射器和等壓引射器[27-28]。其中等面積引射器技術(shù)較為成熟，計算過程簡單，應(yīng)用最為廣泛。而等壓引射器的引射效率要高于等面積引射器，但不適合被引射氣流參數(shù)變化較大的工況。在接下來的計算中，如無特殊說明，均采用等面積引射器的計算方法，具體可參見文獻(xiàn)[1]，而有關(guān)高溫燃?xì)獾睦碚撆c工程計算方法可參見文獻(xiàn)[29]。

表1 上游排氣參數(shù)Tab.1 Parameters of exhaust gas

4.1 方案1

方案1是在氣流通道內(nèi)布置一臺發(fā)動機(jī)，利用發(fā)動機(jī)直接將上游尾氣抽走。

在計算分析中，為了降低對發(fā)動機(jī)增壓比的要求，在發(fā)動機(jī)或壓縮機(jī)上游布置一級超聲速引射器(如圖2(b)所示)，引射器采用環(huán)境空氣為引射氣源，即引射氣體總壓為1.01×105Pa。尾氣經(jīng)過發(fā)動機(jī)或者壓縮機(jī)后的壓力要求比環(huán)境壓力高5%。

表2給出了不同引射系數(shù)時的主要計算結(jié)果，表中的參數(shù)依次為引射系數(shù)、尾氣和空氣混合后的總流量、混合氣流的總壓，以及所需的發(fā)動機(jī)或壓縮機(jī)的壓比和功率。從表中數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)發(fā)動機(jī)上游布置一級引射壓力為環(huán)境大氣壓的引射器時，引射器的作用反而會增加發(fā)動機(jī)的負(fù)擔(dān)，原因是隨著引射系數(shù)的減小(即引射流量增加)，混合氣流的總壓雖然在增加，但是混合氣流的總流量增加得更快，因此所需發(fā)動機(jī)或壓縮機(jī)的功率也不斷上升。

表2 方案1主要參數(shù)計算結(jié)果Tab.2 Main calculation parameters of layout 1

表3列出了幾種典型的航空發(fā)動機(jī)的參數(shù)，圖5則給出了引射器流量與壓比曲線以及表3中各發(fā)動機(jī)的狀態(tài)點。從中可以看出，表中給出的幾種典型的航空發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)點均在引射器流量與壓比曲線之下。這說明，如果將航空發(fā)動機(jī)直接布置在氣流通道內(nèi)，單獨(dú)使用這幾種航空發(fā)動機(jī)均不能滿足要求。但是如果采用兩臺R35-300發(fā)動機(jī)，就能既滿足流量的要求，也滿足壓比的要求。

表3 幾種典型航空發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)Tab.3 Performance of typical aero engines

圖5 流量與壓比曲線Fig.5 Variation of pressure ratio with mass flow

4.2 方案2

方案2是將航空發(fā)動機(jī)作為引射器的氣源使用，其中發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后壓力較高的部分氣流作為一級引射器的氣源，發(fā)動機(jī)的排氣作為二級引射器的氣源。在本節(jié)的計算中，將以RD-33發(fā)動機(jī)為例。

RD-33發(fā)動機(jī)空氣流量為77 kg/s[30]，排氣壓強(qiáng)2.35×105Pa，排氣溫度為800 K。氣流高壓渦輪之后的壓強(qiáng)最高可達(dá)21×105Pa，溫度為650 K。

對方案2的討論可以轉(zhuǎn)化為在已知引射氣體的壓強(qiáng)、溫度等參數(shù)以及一級、二級引射器總引射流量的情況下，如何選擇其他引射參數(shù)以及一級、二級引射流量分配的問題。

第一級引射氣體為RD-33發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后抽取的部分氣體，壓強(qiáng)為16.28×105Pa，溫度為650 K。第二級引射氣體為RD-33發(fā)動機(jī)的排氣，壓強(qiáng)為2.35×105Pa。一級和二級總的流量為77 kg/s，其中一級為7～11 kg/s，二級為66～70 kg/s。計算采用等面積引射器設(shè)計計算方法。

圖6給出了當(dāng)二級引射馬赫數(shù)(Ma2)為2.0時，引射器出口總壓在不同的一級引射馬赫數(shù)(Ma1)及引射流量下的變化曲線。圖中結(jié)果表明兩個變化規(guī)律：一是在同樣的一級引射流量下，隨著Ma1的增加，引射器出口總壓反而下降；二是當(dāng)Ma1較小時(小于4.7)，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷上升，而當(dāng)Ma1較大時(大于等于4.7)，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷下降。

圖6 不同Ma1時出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.6 Curves of total pressure versus mass flow of the first stage (Ma2=2.0)

根據(jù)引射器設(shè)計理論，引射氣流和被引射氣流在混合室出口處將形成一股混合均勻的超聲速氣流，隨后經(jīng)過一道正激波變?yōu)閬喡曀贇饬?。一級引射氣體總壓、流量都確定的情況下，增大Ma1會增大引射氣流的動能，從而增加一級出口處超聲速混合氣流的總壓。但同時如圖7和圖8所示，當(dāng)一級和二級引射流量分別確定的情況下，一級出口處和二級出口處的混合氣流的速度系數(shù)隨著Ma1的增大而增大。速度系數(shù)的增大則意味著由超聲速氣流變?yōu)閬喡曀贇饬鞯募げ〒p失更大。二者因素導(dǎo)致引射器出口總壓隨著Ma1的增大而減小。

圖7 不同Ma1時λ1變化曲線(Ma2=2.0)Fig.7 Curve of λ1 versus Ma1 (Ma2=2.0)

圖8 不同Ma1時λ2變化曲線(Ma2=2.0)Fig.8 Curve of λ2 versus Ma1 (Ma2=2.0)

表4和表5分別給出了Ma1為4.9和4.2時的引射器中間計算參數(shù)。其中ˉP01為以不同的一級引射流量得到的一級出口超聲速混合氣流總壓為與一級引射流量為7 kg/s時的一級出口超聲速混合氣流總壓之比。通過對比表4和表5中的數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)Ma1較高時(Ma1=4.9)，隨著一級引射流量的增加，一級出口超聲速混合氣流總壓增長較為緩慢；而當(dāng)Ma1較低時(Ma1=4.2)，隨著一級引射流量的增加，一級出口超聲速混合氣流總壓增長則較為迅速。Ma1=4.2時各一級引射流量狀態(tài)點下的λ1、λ2均小于Ma1=4.9時的λ1、λ2，這表明較低的一級引射馬赫數(shù)的激波損失更低。綜合上述因素，可以解釋當(dāng)Ma1較高時，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷下降，而當(dāng)Ma1較低時，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓在不斷上升。

表4 Ma1=4.9時中間計算參數(shù)Tab.4 Procedure parameters (Ma1=4.9)

表5 Ma1=4.2時中間計算參數(shù)Tab.5 Procedure parameters (Ma1=4.2)

圖9給出了在一級引射流量為9 kg/s時，Ma2分別為1.5、2.0、2.5時的出口總壓變化曲線。圖中結(jié)果表明，隨著Ma1和Ma2的增加，出口總壓不斷下降。原因與之前的分析類似。注意到，當(dāng)Ma2=1.5且Ma1≤4.4時，出口氣壓高于102 kPa，尾氣可以順利排放至大氣。但此時由于Ma2較低，引射氣流在噴嘴出口處的靜壓較高，與當(dāng)?shù)氐谋灰錃饬鞯撵o壓之比超過2，這會產(chǎn)生明顯的氣動喉道現(xiàn)象，引射氣流與被引射氣流相互作用，容易導(dǎo)致引射器不能正常工作。當(dāng)Ma2=2.5時，引射器出口氣壓普遍低于85 kPa，尾氣不能排放至大氣。當(dāng)Ma2=2.0時，引射氣流與被引射氣流的靜壓比接近1，但此時出口氣壓略低于環(huán)境大氣壓，尾氣是不能排放至大氣的。

圖9 不同Ma2時出口總壓變化曲線Fig.9 Curves of total pressure with Ma2

但是上述計算結(jié)果是基于等面積混合的假設(shè)得到的，如果采用等壓混合假設(shè)，可以進(jìn)一步提高引射效率，相信可以在Ma2=2.0時得到高于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓的引射器出口壓力。

另一種提高引射器出口氣流壓力的方法是進(jìn)一步增加第二級引射氣體的溫度，例如在發(fā)動機(jī)排氣中噴注燃料(如酒精)，使其在排氣中燃燒，由此得到的燃?xì)庾鳛榈诙壱淦鞯囊錃怏w。適當(dāng)控制空燃比，可以得到溫度為1 100 K的燃?xì)?。?dāng)?shù)诙壱錃怏w的溫度為1 100 K時，引射器出口總壓變化如圖10所示。圖中的計算結(jié)果仍是基于等面積混合的假設(shè)得到的。圖中結(jié)果表明：將二級引射氣體溫度提高到1 100 K后，當(dāng)Ma1≤4.4時，普遍可以得到高于100 kPa的引射器出口氣壓。但需要說明的是，由于需要引射氣流和被引射氣流的靜壓不過于懸殊，Ma1的選擇也不宜過大或過小。

圖10 T02=1 100 K時出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.10 Curves of total pressure (Ma2=2.0, T02=1 100 K)

4.3 方案3

方案3也是將航空發(fā)動機(jī)作為引射器的氣源，與方案2的不同之處是方案3中兩級引射器的引射氣體均來自發(fā)動機(jī)的排氣，而不像方案2中部分引射氣體為發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后的高壓氣體。在本節(jié)的計算中，仍以RD-33發(fā)動機(jī)為例。

相比于發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后的氣體，發(fā)動機(jī)的排氣一般溫度會有所增加，而壓力則會大幅降低。針對表1給出的排氣參數(shù)，如果不對發(fā)動機(jī)排氣做任何處理，而只采用一臺發(fā)動機(jī)的排氣作為兩級引射器的氣源，這種方案很難實現(xiàn)。增加發(fā)動機(jī)的臺數(shù)，可以增加排氣流量，降低方案的難度，但是會增加真實系統(tǒng)的規(guī)模和成本。

考慮到發(fā)動機(jī)排氣的溫度只有幾百K，而燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的高溫燃?xì)獾臏囟纫话憧沙^1 000 K。因此在本節(jié)的計算中，將嘗試這樣一種方案，即采用一臺發(fā)動機(jī)的排氣作為兩級引射器的氣源，為了提高引射效率，在排氣中噴注燃料燃燒，同時噴注水蒸氣，提高排氣溫度和流量。在此情況下，得到的燃?xì)鈪?shù)，即一級、二級引射氣體的總壓均為2.94×105Pa，總溫均為1 300 K，一級和二級總的引射流量為102 kg/s。

圖11給出了Ma2=2.0時引射器出口總壓的變化曲線。圖中結(jié)果表明，減小一級引射流量可以提高引射器出口總壓，同時降低Ma1也可以提高引射器出口總壓。

圖11 方案3出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.11 Curves of total pressure in layout 3 (Ma2=2.0)

圖12則給出了一級引射流量為8 kg/s時，不同Ma2的引射器出口總壓變化曲線。圖中結(jié)果表明降低Ma2可以進(jìn)一步提高引射器出口總壓。但Ma1和Ma2的選擇仍然應(yīng)有一定范圍，避免引射氣流和被引射氣流靜壓相差過大導(dǎo)致引射器不能正常工作的現(xiàn)象發(fā)生。

圖12 方案3出口總壓變化曲線(一級引射流量8 kg/s)Fig.12 Curves of total pressure in layout 3 (mass flow rate of the first stage is 8 kg/s)

圖11和圖12給出的計算結(jié)果表明，在發(fā)動機(jī)中添加燃料燃燒并噴注一定量的水蒸氣，經(jīng)過合理選擇兩級引射器設(shè)計參數(shù)，使用一臺RD-33發(fā)動機(jī)分別向兩級引射器提供引射氣體，可以得到高于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓的引射器出口壓力，尾氣可以順利排放至大氣。

4.4 上游氣壓更低的工況

在上述計算中，上游氣壓均為0.044×105Pa，在本節(jié)中討論上游氣壓更低的工況。

假設(shè)上游氣流的氣壓降為0.029 3×105Pa，其余參數(shù)保持不變。本節(jié)的計算將采用航空發(fā)動機(jī)為兩級引射器提供引射氣體的方案，仍以RD-33發(fā)動機(jī)為例。

首先考慮使用一臺發(fā)動機(jī)分別為兩級引射器提供引射氣體，第一級引射氣體為發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后的高壓氣體，第二級引射氣體為發(fā)動機(jī)的排氣。一級引射氣體流量為9 kg/s，氣壓為16.28×105Pa，溫度為650 K。發(fā)動機(jī)尾氣在進(jìn)入第二級引射器之前，先向其噴注燃料燃燒，并噴入水蒸氣。第二級引射氣體總流量為84 kg/s，氣壓為2.35×105Pa，溫度為1 300 K。

圖13給出了在此參數(shù)下不同一級和二級引射馬赫數(shù)下的引射器出口氣壓變化曲線。圖中結(jié)果表明，采用單臺發(fā)動機(jī)時大部分計算工況得到的引射器出口氣壓均低于環(huán)境大氣壓。只有在低Ma1和低Ma2的個別工況下，引射器出口氣壓高于100 kPa，但此時兩級引射器的引射氣流靜壓與當(dāng)?shù)氐谋灰錃饬黛o壓相差較大，會對引射器的正常運(yùn)行帶來不利影響。

圖13 上游氣壓更低時單臺發(fā)動機(jī)得到的出口氣壓Fig.13 Pressure of outlet with single aero engine and lower upstream pressure

如果將引射器的設(shè)計計算改為等壓混合的假設(shè)，并適當(dāng)增加引射氣體的壓力，相信可以獲得高于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力的引射器出口壓力。

下面再來考慮另外一種方案，即使用兩臺RD-33發(fā)動機(jī)分別向第一級引射器和第二級引射器提供引射氣體。其中，第一級引射氣體為第一臺發(fā)動機(jī)高壓渦輪之后抽取的高壓氣體，流量約為9 kg/s，氣壓為16.28×105Pa，溫度為650 K。第二級引射氣體為第二臺發(fā)動機(jī)的排氣，并且向排氣中噴注燃料和水蒸氣，流量為102 kg/s，氣壓為2.94×105Pa，溫度為1 300 K。

圖14給出了在此參數(shù)下不同一級和二級引射馬赫數(shù)下的引射器出口氣壓變化曲線。圖中結(jié)果表明，采用兩臺發(fā)動機(jī)時大部分計算工況得到的引射器出口氣壓均高于環(huán)境大氣壓。由此表明，第二級引射氣體采用單獨(dú)的一臺RD-33發(fā)動機(jī)的排氣，經(jīng)過合理選擇兩級引射器的設(shè)計參數(shù)，可以將系統(tǒng)排氣順利排放至環(huán)境大氣。

圖14 上游氣壓更低時兩臺發(fā)動機(jī)得到的出口氣壓Fig.14 Pressure of outlet with two aero engines and lower upstream pressure

5 結(jié)論

本文對航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)的應(yīng)用布局方式進(jìn)行了計算分析，可以得到以下結(jié)論：

1)航空發(fā)動機(jī)在超聲速引射系統(tǒng)中的應(yīng)用在理論上具有可行性。

2)當(dāng)上游氣壓為0.044×105Pa時，采用基于方案1的兩臺R35-300發(fā)動機(jī)可以滿足要求。

3)當(dāng)上游氣壓為0.044×105Pa時，采用基于方案2的一臺RD-33發(fā)動機(jī)，并在發(fā)動機(jī)排氣中噴注燃料和水蒸氣，可以得到高于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力的排氣壓力。

4)當(dāng)上游氣壓降為0.029 3×105Pa時，采用兩臺RD-33發(fā)動機(jī)，并在發(fā)動機(jī)排氣中噴注燃料和水蒸氣，可以得到高于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力的排氣壓力。