引射器混合室优化技术初步研究

混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用.介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析.初步研究表明:多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式(单喷嘴或多喷嘴)合理确定.     

较低噪声超音速引射器的设计与实验研究

本文介绍了一种将多孔喷管代替常规的拉瓦尔喷管作为具有较大引射系数的超音速引射器主引射喷管的设计方法,並对这类超音速引射器的噪声及引射性能与以当量流量拉瓦尔喷管作为主引射喷管的参考引射器的噪声和引射性能进行了对比实验。 实验结果表明,在孔距比和轴距比一定的条件下,多孔喷管引射器具有最佳的引射性能。最佳引射性能的多孔喷管引射器与参考引射器相比,在具有中等和较短混合室长度比时,不仅噪声可显著降低且引射性能亦可得到提高。多孔喷管引射器引射系数达到最大值时,混合室长度要比参考引射器对应该引射系数时的混合室长度小得多。因此采用设计适当的多孔喷管作为具有较大引射系数的超音迷引射器的主引射喷管,效益十分显著。本文研究结果对于设计未来运输机动力装置的低噪声引射推力喷管亦有一定参考意义。     

风洞引射器试验研究

本文简要地叙述了ＣＡＲＤＣ近期结合新型跨声速风洞对引射器进行试验研究的情况。研究表明：当采用中压气源（２５×１０５Ｐａ）为动力源时，设计合理的多喷嘴引射器在获得跨声速风洞（Ｍ＝０．４５～１．２）需要的增压比前提下，消耗的中压气源空气流量较目前国内常用的二元引射器成倍下降，引射后混合气体流量与消耗的气源气体流量之比可达３～６；气流噪声随喷嘴个数增加而下降；大型风洞的多喷嘴引射器喷嘴个数≥１６是有利的。     

多喷管引射器的性能分析

应用气体动力学原理，推导了超音速多喷管引射器引射系数的计算公式。针对某型号发动机进气防砂滤清砂引射器，进行了性能特性计算和试验。结果表明，随着主次流压比降低、温度比增大，混合管与主喷管截面积比增大以及混合管长径比增大，引射系数均随着增大。在相同工况条件下，Ｌｍ／Ｄｍ＜７．０时，多喷管引射系数比当量收缩单喷管的引射系数大，且Ｌｍ／Ｄｍ越小，两者相差越大。理论计算和测试结果符合良好     

高温燃气引射系统对接试验验证

引射系统是化学激光器排气系统的核心组件。为提高排气系统引射效率并适应小型化、经济性等要求，提出一种采用燃气发生器产生高温燃气的引射气源方案，建立了"基于航空发动机单喷嘴燃烧室结构的燃气发生器+两级超声速引射器"组合的引射系统试验平台，开展了燃气发生器独立热试车，并实现了与引射器的对接试验。结果表明:燃气发生器点火可靠，运行稳定；在高温燃气的引射作用下，引射器启动迅速，工作平稳，各项性能指标优于设计值；引射燃气温度一定范围内的变化基本不影响引射器工作性能。相关研究结果可为引射系统方案设计及选取提供参考。     

基于高温燃气引射的引射器设计与实验研究

结合气体热力学理论和等压引射器设计理论方法，提出了高温燃气热力学参数计算方法，研制了基于高温燃气引射的超声速引射器试验平台。通过引射器与燃气发生器的对接实验，研究了零引射和被引射气流引射两种状态下的工作性能以及引射气流温度变化对工作性能的影响。实验结果表明:被引射气流流量360 g/s时，入口总压达到3.89 kPa，优于设计指标4 kPa；引射气流温度在低于设计值100 K范围内的变化对引射器的工作性能不会造成影响。实验验证了基于高温燃气引射的超声速引射器性能计算分析与工程设计方法的可靠性，相关研究结果为燃气发生器参数优化提供了指导性建议。     

Φ1.2 m高超声速风洞引射系统设计与性能试验

针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。     

非轴对称波瓣喷管引射器的特性实验研究

波瓣喷管引射器具有高效的引射掺混特性。非轴对称波瓣喷管引射器的引射特性与轴对称波瓣喷管引射器有所不同。本文对六波瓣的非轴对称喷管引射器进行了一系列的实验，研究了该引射器的引射流量比与主流温度的关系，混合管动量修正系数及其工作特性曲线。最后通过分析得出了与实验数据基本符合的理论工作特性关系式     

利用喷管引射和旋翼下洗的红外抑制器特性研究

在波瓣引射器一次引射掺混后,提出利用旋翼下洗气流对弯曲混合管排气进行二次强迫混合的红外抑制器结构,并对该红外抑制器进行了有关流动混合特性的实验和数值研究,获得了主流和引射气流、下洗气流相互混合过程中,混合管内部及抑制器出口处的温度场和压力场等相关信息,以及表征引射-混合系统总体性能的引射系数等参数。结果表明:引入下洗气流可以改善出口分布的不均匀性,经过波瓣喷管引射器泵吸周围空气掺混冷却和利用旋翼下洗气流进行二次冷却,可以有效使排气温度降低50%。     

一种新型多级引射技术实验研究

为进一步拓宽引射器的应用领域,研制了一种出入口压差小,且不从级间引走部分介质的新型多级引射技术。设计了一套实验装置,通过大量实验分析探讨了串联级数的确定、设计点的选择、总增压比的分配、各级喷射器类型的选定、以及如何计算各主要尺寸等关键技术问题,是这一新型技术深入研究和应用的基础。它在某些特种军事装备和油田轻烃回收等重要领域的成功应用,表明了独特的优良性能和广阔的应用前景。     

高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究

以中国航天空气动力技术研究院（CAAA）FD-07风洞为对象，进行了马赫数5~6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试，获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析，得出如下结论:（1）在FD-07风洞引射器马赫数5~6试验中，一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时，引射器运行效率较高，中压气源消耗较少；（2）超声速引射器用于维持风洞运行压比，而风洞驻室低压环境（即试验模拟高度能力）主要由主气流状态决定，与引射器关系不大；（3）一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态，优化了引射器运行压力方案。     

Numerical Study on Flow-Induced Vibration of Ejector Structure

High-speed airflow in wind tunnel tests usually causes dramatic vibration of ejector structure,which may lead to fatigue and even destruction of the wind tunnel. Therefore,analyzing and solving the flow-induced vibration problem is a tough and indispensable part of the wind tunnel security design. In this paper,taking a kind of two-stage ejector as the study object,multiple numerical simulation methods are adopted in order to carry out research on the analysis technique of the flow-induced vibration characteristics of ejector structure. Firstly,the structural dynamics characteristic is analyzed by using the ejector structural dynamics numerical model,which is built on the basis of finite element method. Secondly,the complex flow phenomenon is explored applying numerical fluid-dynamics model of the inner flow field of the ejector,which is constructed on the basis of finite volume method. Finally,based on the two numerical models above,the vibration response of the ejector structure induced by the high-speed airflow is computed via the fluid-solid coupling technique. The comparison of the simulation results with the actual vibration test indicates that these numerical simulation methods can accurately figure out the rule of flow-induced vibration of ejectors.     

圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究

建立了实验装置，对圆排波瓣喷管与８只圆柱混合管相配合，进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外，还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究，得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数ｎ＝０．４。     

基于相关性分析和神经网络的直接推力控制

传统的发动机控制是将一些可测量参数作为被控制量，如转速和压比，因为可由它们推算出推力。但由于推算的过程不准确，为保证发动机安全运行，在发动机的设计过程中常常保留了较大的裕度。而直接推力控制可以降低这些裕度，充分发挥发动机的性能。针对在飞行中推力无法直接测量的情况，本文使用了相关性分析和神经网络技术设计了非线性推力估计器，使用若干测量参数作为输入，实时计算出发动机的推力值。并针对发动机使用的实际情况，使设计出的估计器不但可以估计额定发动机的推力，而且可以估计非额定发动机的推力。在仿真结果中，估计出的推力跟踪上了正常和非额定发动机的推力。     

典型几何和流动参数对高超声速进气道性能的影响

用N-S方程模拟了一系列典型二元高超声速进气道内压缩通道及隔离段模型,模拟发现内压缩通道及隔离段增压比、温升比和总压恢复系数等性能参数主要受面积收缩比、内压缩通道收缩角、隔离段长高比等几何参数以及内压缩通道进口马赫数、密度、附面层厚度等流动参数的影响。内收缩比和内收缩通道收缩角的增大都会使压缩增强;隔离段内沿程平均温升比、马赫数和总压恢复系数曲线则均接近平行直线。内压缩通道进口马赫数的增大也会使压缩增强,但较小的进口马赫数可能引起分离,进而增大增压比;而进口密度增大使附面层变薄,对气流的压缩减弱;进口附面层厚度对沿程平均温升比、增压比以及马赫数的影响近似线性。