炮彈固沖增程發(fā)動機進氣道的風(fēng)洞實驗研究

譚獻忠，劉 猛，徐 琴

(1.南京理工大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，南京 210094；2.海軍駐沈陽地區(qū)彈藥專業(yè)軍事代表室，沈陽 110045)

0 引言

當前，炮彈向著遠程和精確打擊方向發(fā)展，通過采用增程技術(shù)其射程已提高到50km以上，其中沖壓增程由于結(jié)構(gòu)簡單、性能高、成本低受到各國的重視，成為各國下一代遠程及超遠程炮彈的首選動力裝置。美國在20世紀70年代，首次將固體燃料沖壓增程發(fā)動機(簡稱固沖增程發(fā)動機或SFRJ)應(yīng)用于炮彈增程技術(shù)，其研制的尾翼穩(wěn)定遠程反坦克彈射程超過60km。俄羅斯研制的R-77M-PD導(dǎo)彈是以KRLD-TT固體燃料沖壓增程發(fā)動機為動力裝置，射程可達160km。瑞典、南非、以色列、印度等國均進行了大量的固體燃料沖壓增程發(fā)動機研究［1-3］。

我國在SFRJ方面的研究較晚，主要進行燃燒特性模擬、進氣道數(shù)值仿真等理論研究，國內(nèi)還沒有出現(xiàn)以SFRJ為動力系統(tǒng)的炮彈或?qū)棥?0世紀90年代末，南京理工大學(xué)與某研究院合作開展SFRJ炮彈增程研究［4-5］。國防科技大學(xué)在2000年研究SFRJ增程炮彈［6-7］，2004 開始進行旋流增強燃燒理論研究［8］，并與某研究院合作開展SFRJ關(guān)鍵技術(shù)研究［9-10］。

國內(nèi)外關(guān)于SFRJ進氣道數(shù)值模擬的研究較多，實驗研究方面資料很少。夏強等對炮彈沖壓增程發(fā)動機混壓式進氣道進行了數(shù)值模擬，并進行了馬赫數(shù)為2.5和3.0的風(fēng)洞實驗研究［11］。陳雄等對某沖壓增程彈用超聲速雙錐進氣道進行了風(fēng)洞實驗研究，并對進氣道內(nèi)外流場進行了數(shù)值模擬［12］。

該文針對某型炮彈固沖增程發(fā)動機混壓式雙錐進氣道進行馬赫數(shù)2.0096的風(fēng)洞實驗研究，通過測量進氣道在不同的出口流量調(diào)節(jié)塊下的擴壓段側(cè)壁靜壓和進氣道內(nèi)的總壓，確定該進氣道是否在臨界狀態(tài)下工作以及總壓恢復(fù)系數(shù)，并分析彈體迎角對進氣道性能的影響。

1 炮彈固沖增程發(fā)動機進氣道性能指標

進氣道是沖壓發(fā)動機的重要部件，它設(shè)計的好壞直接影響到燃燒室的正常工作，進而影響沖壓增程炮彈的增程性能。

炮彈固沖增程發(fā)動機均采用軸對稱進氣道。進氣道的形式可分為亞聲速進氣道和超聲速進氣道。超聲速進氣道適用于超聲速飛行的炮彈，這種進氣道性能隨外界條件的變化較敏感，一般需要調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)加以控制，可以在比亞聲速進氣道更加寬廣的飛行范圍內(nèi)為發(fā)動機提供適量的均勻空氣流。

超聲速進氣道可分為內(nèi)壓式、外壓式和混壓式3種。其中，混壓式進氣道的壓縮過程靠外部斜激波完成一部分壓縮，又通過斜激波在進氣道內(nèi)的反射和最后的正激波來完成。這種形式的進氣道可以根據(jù)外界飛行速度和發(fā)動機工作狀態(tài)自動調(diào)整最后一道正激波的位置和強度，獲得較高的總壓恢復(fù)，保證了發(fā)動機連續(xù)和穩(wěn)定的工作；它的外形比較平直，可以減少進氣道的外阻；同時相對于內(nèi)壓式而言起動比較容易，是目前沖壓增程炮彈廣泛采用的一種進氣道形式。

衡量進氣道性能好壞的指標主要包括總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、阻力系數(shù)和進氣道出口畸變指數(shù)等。對進氣道的設(shè)計要求是：有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，流量系數(shù)要大，阻力系數(shù)要小，出口氣流流場畸變指數(shù)要小。其中總壓恢復(fù)系數(shù)是標示高速氣流在進氣道擴壓過程中能量損失程度的一個重要參數(shù)，有必要開展進氣道影響參數(shù)的研究，使進氣道始終能處于臨界工作狀態(tài)。

2 炮彈固沖增程發(fā)動機進氣道的風(fēng)洞實驗

2.1 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

實驗?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。進氣道唇口截面面積Atip=1133.54mm2，實驗中通過改變不同的出口流量調(diào)節(jié)塊得到不同的出口噴管模型，1號模型中的出口噴管喉部面積比(即進氣道有效流通面積/唇口截面面積，其中，進氣道有效流通面積是指出口噴管喉部流通截面積)為0.74，2號模型的出口噴管喉部面積比為0.7，3號模型的出口噴管喉部面積比為0.609，4號模型的出口噴管喉部面積比為0.53，5號模型的出口噴管喉部面積比為0.438。圖2為進氣道模型安裝在風(fēng)洞中的照片。

圖1 雙錐進氣道組合體模型圖Fig.1 The bi-cone inlet model schematic

圖2 進氣道組合體模型在風(fēng)洞中的照片F(xiàn)ig.2 The inlet model picture installed in wind tunnel

在迎角平面內(nèi)的上下兩側(cè)，距進氣道外罩的前端外罩唇口分別為20、40和60mm處的位置處開有6個測壓孔，編號分別為 9、10、11、12、13 和 14，通過軟管直接接到壓力傳感器上，用于測量該處的靜壓值，這些靜壓測孔位于進氣道的擴壓段。在進氣道后端，安裝一測壓耙，該測壓耙有8根總壓測管，總壓管端面距錐芯尖部158.16mm，編號分別為1～8，用于測量進氣道內(nèi)的總壓值。進氣道模型由天平支桿支撐，在實驗過程中，進氣道模型迎角隨迎角機構(gòu)而改變，測控系統(tǒng)采集進氣道模型的壓力值。

2.2 實驗條件

來流馬赫數(shù)Ma=2.0096，進氣道設(shè)計馬赫數(shù)2.0，來流總壓 p0=203.16kPa，實驗段靜壓 p=23.09kPa，總溫 T=281K。迎角分別為：0°、4°和 8°。

3 實驗設(shè)備

3.1 風(fēng)洞

實驗是在南京理工大學(xué)HG-4風(fēng)洞中進行的。該風(fēng)洞為直流下吹暫沖式閉口跨超聲速風(fēng)洞，實驗段橫截面積為0.3m×0.3m，實驗段長為0.6m。實驗段兩側(cè)開有0.29m×0.16m的光學(xué)玻璃觀察窗，便于在實驗過程中觀察模型姿態(tài)或進行紋影照相。該風(fēng)洞采用固塊式二元噴管，用更換噴管的方法改變Ma數(shù)。該風(fēng)洞的馬赫數(shù)范圍為0.6～4.5。

3.2 壓力傳感器及測試系統(tǒng)

采用壓阻式壓力傳感器，傳感器精度為0.2%。采用PCI總線式測試系統(tǒng)測量進氣道的壓力，PCI總線式測試系統(tǒng)由數(shù)據(jù)采集計算機、信號調(diào)理器等組成，調(diào)理器精度0.2%。

4 實驗結(jié)果與分析

1～5號模型擴壓段側(cè)壁靜壓的實驗結(jié)果如圖3～圖7所示，總壓恢復(fù)系數(shù)如圖8所示，5號模型的進氣道總壓如圖9所示，進氣道流場的紋影照片如圖10～圖12所示。

總壓恢復(fù)系數(shù)的計算方法是用測壓點1～8在各個迎角下的總壓平均值與來流總壓相比而得到的。從圖3～圖7中看出，在0°迎角下，迎角平面內(nèi)擴壓段上側(cè)測壓點9、10、11和下側(cè)對應(yīng)的測壓點12、13、14測得的靜壓基本上是相等的，但各模型的壓力值不等；有迎角時，上下各側(cè)對應(yīng)的壓力值依然基本相等，但各個迎角下不等，1號、2號模型在0°和4°迎角的壓力值相近，8°迎角時減少，3號模型各迎角下的壓力值幾乎相等，4號模型和5號模型隨迎角的增加，壓力值減少，且隨進氣道有效流通面積減小，壓力值減少幅度增大。

圖3 1號模型上下側(cè)壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.3 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 1 at different attack angles

圖4 2號模型上下側(cè)壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.4 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 2 at different attack angles

圖5 3號模型上下側(cè)壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.5 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 3 at different attack angles

圖6 4號模型上下側(cè)壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.6 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 4 at different attack angles

圖7 5號模型上下側(cè)壁測點靜壓在不同迎角時的分布圖Fig.7 The static pressure distributions of the up and down side measure points for model 5 at different attack angles

圖8 各模型的總壓恢復(fù)系數(shù)Fig.8 The total-pressure recovery coefficients for all models

從圖8～圖9中看出，在一個端面上，各點的總壓值基本相等，但隨著迎角的增加，進氣道的總壓在減少，總壓恢復(fù)系數(shù)也隨著迎角的增加而減少。

圖9 5號模型的進氣道總壓Fig.9 The total-pressure distributions of the inlet for model 5 at different attack angles

以上結(jié)果說明，進氣道有效流通面積和模型的迎角對進氣道內(nèi)的壓強分布、總壓恢復(fù)系數(shù)有很大的影響。

1～5號模型，進氣道有效流通面積在逐步減小。進氣道有效流通面積減小，出口反壓就隨之增加。出口反壓越大，結(jié)尾正激波就會向外罩唇口移動，進氣道的沖壓作用就越好，當結(jié)尾正激波到達喉道附近時，總壓恢復(fù)系數(shù)達到最大值。1號和2號模型的進氣道有效流通面積非常接近，從圖3、4和8中看出，兩模型測得的壓強數(shù)據(jù)、總壓恢復(fù)系數(shù)幾乎完全一致。3～5號模型，進氣道有效流通面積有明顯減小，總壓恢復(fù)系數(shù)在逐漸增加，5號模型的進氣道有效流通面積最小，沖壓效果最明顯，總壓恢復(fù)系數(shù)達到了最大值。

由擴壓段靜壓測量的結(jié)果也可看出進氣道有效流通面積對沖壓效果的影響，1～4號模型，測壓點9、10、11和測壓點12、13、14的靜壓值在9～10和12～13之間有較大幅度變化，此時，結(jié)尾正激波位于測量點9、10之間和測量點12、13之間，進氣道在超臨界工作狀態(tài)，總壓恢復(fù)系數(shù)較低。1～3號模型的測點值變化不明顯，說明這幾個構(gòu)型的結(jié)尾正激波位置變化不大。對于5 號模型，測壓點 9、10、11 和測壓點 12、13、14的靜壓值變化平緩，屬于亞聲速一維管流應(yīng)有的壓強變化范圍，這時結(jié)尾正激波應(yīng)位于喉道附近，進氣道是處于或者接近臨界工作狀態(tài)。所以，5號模型的總壓恢復(fù)系數(shù)要高于其它模型的總壓恢復(fù)系數(shù)。

當進氣道工作在超臨界或臨界狀態(tài)時，中心錐上產(chǎn)生的雙錐形激波匯交于外罩唇口前緣，超聲速氣流經(jīng)過雙錐形激波和外罩唇口前緣脫體弓形激波壓縮后經(jīng)喉道前收縮段及喉道處均為超聲速氣流，在喉道后擴壓段繼續(xù)加速后，經(jīng)過一道正激波后變?yōu)閬喡曀贇饬?，之后繼續(xù)擴張減速經(jīng)出口噴管流出進氣道，此時進氣道處于超臨界工作狀態(tài)(如1～4號模型)。當進氣道有效流通面積減小，結(jié)尾正激波移動到喉道收縮段內(nèi)時，進氣道工作在臨界工作狀態(tài)(如5號模型)。如果進氣道出口噴管喉部面積比進一步減小(出口噴管喉部面積比＜0.438)時，進氣道有可能進入亞臨界工作狀態(tài)，此時外罩前緣的正激波被推出。進氣道處于亞臨界或超臨界狀態(tài)時，將分別出現(xiàn)喘振或癢振現(xiàn)象，均可能引起進氣道出口強烈的壓強脈動現(xiàn)象，使燃燒室無法正常穩(wěn)定工作。

圖10～圖12的照片是超聲速雙錐進氣道工作在超臨界狀態(tài)時的紋影照片。當迎角變化時，進氣道流場的對稱性就會被破壞，進入進氣道入口的氣流速度不再是風(fēng)洞的來流速度，而是它的軸向分速，相當于來流速度降低，進入進氣道內(nèi)的能量發(fā)生損失，迎角越大，這種變化、損失就越明顯，進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)必然隨著迎角的增加而降低。

圖10 0°迎角的紋影照片F(xiàn)ig.10 The schlieren photo(α=0°)

圖11 4°迎角的紋影照片F(xiàn)ig.11 The schlieren photo(α=4°)

圖12 8°迎角時的紋影照片F(xiàn)ig.12 The schlieren photo(α=8°)

5 結(jié)論

從實驗結(jié)果和分析可以看出：

(1)在來流馬赫數(shù)2.0096時，在進氣道有效流通面積范圍內(nèi)，隨著進氣道有效流通面積的減小，出口反壓增加，進氣道的結(jié)尾正激波向唇口移動，總壓恢復(fù)系數(shù)增加。進氣道出口噴管喉部面積比為0.438時達到了最好的效果。

(2)各個模型在同一迎角下，擴壓段上下側(cè)壁靜壓基本是相等的；隨著模型的不同、迎角的變化，壓力值不相等。隨著迎角的增加，壓力值下降，且有效流通面積越小，壓力值下降幅度越大。

(3)在同一迎角下，各點的總壓是基本相等的。隨著迎角的增加，總壓下降，總壓恢復(fù)系數(shù)降低。

［1］ VERAAR R G，ANDERSSON K.Flight test results of the swedish-duteh solid fuel ramjet propelled projeetilel［C］.19th International Symposium on Ballisties，2001.

［2］ VERAAR R G，ALFONS，MAYER E H J.The role of the TNO free jet test faeility in solid fuel ramjet projeetile development［R］.AIAA 2005-3828.

［3］ AVITAL-KAUFAMAN O，ELBAZ S，GAT A.Development and flight-testing of a solid fuel ramjet vehiclef［C］.l8th International Symposium on Air Breathing Engines，2007.

［4］ 陳軍.固體燃料沖壓發(fā)動機工作過程研究［D］.南京：南京理工大學(xué)，1998.

［5］ 孫振宗.固體燃料沖壓發(fā)動機實驗研究［R］.北京動力機械研究所，GF-A0034213G，1998.

［6］ 馬駿.固體燃料沖壓增程炮彈技術(shù)研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2004.

［7］ 向敏.固體燃料沖壓增程炮彈工作過程仿真及性能分析研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2006.

［8］ 馬洋.固體燃料沖壓發(fā)動機渦流增強燃燒數(shù)值模擬與實驗研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2006.

［9］ 郭健.固體燃料沖壓發(fā)動機工作過程理論與實驗研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2007.

［10］劉巍.固體燃料沖壓發(fā)動機燃燒組織技術(shù)研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2010.

［11］夏強，武曉松，孫波，等.固體燃料沖壓增程炮彈用混壓式進氣道數(shù)值模擬及實驗研究［J］.兵工學(xué)報，2010，31(10)：1372-1378.

［12］陳雄，鞠玉濤，朱福亞.沖壓增程彈用進氣道試驗與數(shù)值研究［J］.南京理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版)，2007，31(4)：462-465.