多噴嘴無擴壓室引射器性能計算的研究

劉劍飛，袁慶燕

（1.空裝駐新鄉(xiāng)地區(qū)軍事代表室；2.新鄉(xiāng)航空工業(yè)（集團）有限公司，河南 新鄉(xiāng)453049）

0 引言

直升機環(huán)控系統(tǒng)在地面停機狀態(tài)或低速飛行狀態(tài)下工作條件非常惡劣，為此在環(huán)控系統(tǒng)制冷組件的散熱器冷風道上加裝引射器，以保證散熱器冷邊流量，改善環(huán)控系統(tǒng)的工作條件。多噴嘴引射器由于具有混合室長度短，流場分布均勻，重量輕等優(yōu)點，被越來越多地應(yīng)用到直升機上。

Zeune和Runkin[1]運用動量平衡方程建立了引射器的基本理論基礎(chǔ)；Keenan和Neulnann[2]建立了一維等壓混合模型，該模型是現(xiàn)在引射器理論分析的主要計算模型；Stoecker[3]認為引射流體經(jīng)接受室收縮段加速后達到聲速，然后工作流體和引射流體以臨界壓力進行混合；Kim[4，5]等人用CFD軟件模擬分析了引射器喉管面積對引射性能的影響。

王鎖芳、李立國[6]對六噴嘴超音速進行性能計算和試驗驗證，結(jié)果表明隨著工作流體的壓力比引射流體（PP/PH）的增加，引射比和引射比修整系數(shù)下降；邱義芬[7]等人提出了多噴嘴引射器的計算方法，并經(jīng)試驗驗證，結(jié)果表明該方法精度較高；廖達雄[8]等人采用一維的處理方法，分析了各參數(shù)對引射性能的影響；何培杰[9]等人采用大渦模型對引射器的內(nèi)部流動進行二維仿真計算，結(jié)果表明該方法可以較好的模擬引射器內(nèi)部流動。

這些研究均偏重于標準結(jié)構(gòu)的引射器研究，即該類引射器有噴嘴、接受室、混合室和擴壓室完整的結(jié)構(gòu)，而對無擴壓室的引射器研究較少，由于航空領(lǐng)域?qū)χ亓恐笜艘筝^高，無擴壓室引射器運用更為廣泛。因此，本文對多噴嘴無擴壓室引射器性能進行理論分析，為該類引射器工程設(shè)計提供理論依據(jù)。

1 工作原理簡介

從發(fā)動機引來的高溫高壓氣體通過引射器噴嘴的膨脹作用形成一股射流，這股射流暴露在冷風道的低能量流中并且在高、低能量兩股流體之間形成一個剪切面，通過粘性剪切力和流體擴散的機械作用，高速工作流體的動量和動能逐漸傳遞給吸入的引射流體，當混合完成后，工作流體和引射流體將成為能量和速度分布相同的一股流體，從而達到引射的目的。工作介質(zhì)流叫做工作流體。工作流體以很高的速度從噴嘴出來，進入噴射器的接受室，并把在噴射器前的壓力較低的介質(zhì)吸走，被吸走的流體叫做引射流體。

引射器的工作原理是基于以下三個基本物理定律。

（1）能量守恒定律

ip+ μiH=（1+ μ）ic

式中：ip為在滑油散熱引射器前工作流體的焓，kJ/kg；

iH為在滑油散熱引射器前引射流體的焓，kJ/kg；ic為在滑油散熱引射器之后混合流體的焓，kJ/kg；

（2）質(zhì)量守恒定律

式中：GP為工作流體的質(zhì)量流量，kg/s；

GH為引射流體的質(zhì)量流量，kg/s；

GC為混合流體的質(zhì)量流量，kg/s。

（3）動量守恒定律

式中：ωP1為在混合室入口截面上工作流體的速度（m/s）；

ωH1為在混合室入口截面上引射流體的速度（m/s）；

ωC為在混合室出口截面上混合流體的速度（m/s）；

PP1為在混合室入口截面上工作流體的靜壓力（Pa）；

PH1為在混合室入口截面上引射流體的靜壓力（Pa）；

PC為在混合室出口截面上混合流體的靜壓力（Pa）；

fP1為進入混合室時工作流體的截面面積（m2）；

fH1為進入混合室時引射流體的截面面積（m2）；

fC為在混合室出口處混合流體的截面面積（m2）；

2 引射器性能分析

2.1 理論計算

（1）計算相對壓力

相對壓力：指在給定截面上等熵流動氣體靜壓力與滯止壓力之比。

式中，PH為引射流體壓力，Pa；

PP為工作流體壓力，Pa。

（2）根據(jù) ΠPH和氣體動力函數(shù)表得到：λPH，qPH，εPH。

其中，λPH為折算等熵速度；

qPH為折算質(zhì)量速度；

εPH為相對密度。

（3）計算混合流體出口溫度

式中，TC為混合流體溫度，K；

TP為工作流體溫度，K；

TH為引射流體溫度，K。

（4）計算相對比體積

因為壓力pc事先不知道，預先取pc=pH?？梢缘玫剑?/p>

（5）計算最佳截面比（fc/fp*）最佳

在計算過程中，速度系數(shù)值選定為：φ1=0.95；φ2=0.975；φ3=0.9；φ4=0.925

式中，a= φ1φ2qPH；

（6）計算特性曲線方程

式中，fH2=fc-fp1

本文以給XX型飛機配套的滑油散熱引射器為例，進行性能分析。

試驗件的物理結(jié)構(gòu)為：引射流體入口面積為480 mm×240 mm；混合流體入口面積為260 mm×200 mm；噴嘴的喉部直徑d1為3.6 mm，出口直徑為5 mm，噴嘴共有20個，均勻分布在200 mm×100 mm的長方形邊線上；噴嘴出口距混合室入口的長度為250 mm，混合室長度為300 mm。計算結(jié)果如表1所示。

表1 理論計算引射比（μ1）

2.2 仿真計算

本文使用Ansys17.2軟件，采用標準的k-ε雙方程模型，運用雷諾時均方程法對模型進行仿真計算。

2.2.1 仿真計算模型

在ANSYS-Workbench中導入引射器的三維模型，對其進行合理簡化，最終得到的仿真計算模型如圖2所示。

圖2 流體簡化模型

2.2.2 計算流體域網(wǎng)格劃分

本文采用了四面體單元對其進行網(wǎng)格劃分，經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)性驗證分析，最終網(wǎng)格單元數(shù)量1000萬。

2.2.3 邊界條件的確定

從引射器結(jié)構(gòu)圖，可以得出共有5個邊界：工作流體入口、引射流體入口、引射器壁面、對稱軸和混合室出口。

（1）工作流體入口邊界條件

工作流體入口邊界條件設(shè)為速度入口，速度大小由工作流體的溫度來確定。

（2）引射流體入口邊界條件

引射流體入口邊界條件取壓力入口邊界，引射流體入口壓力為一個大氣壓，即101 kPa（絕壓），溫度為25℃。

（3）引射器內(nèi)壁面處理

本模型取固壁邊界，即零速度邊界條件，同時認為引射器與外界無熱交換。

（4）中心對稱軸邊界條件

中心對稱軸取物理模型的對稱軸。

（5）混合室出口邊界條件

混合室出口邊界取壓力出口邊界，本模型認為混合流體的出口壓力為大氣壓，即101 kPa（絕壓）。

2.2.4 仿真結(jié)果分析

為清楚的反應(yīng)引射器內(nèi)部的流場分布情況，本文截取沿流動方向的截面。

（1）速度場分布（如圖 3）

圖3 速度流場分布圖

（2）流線圖（如下圖）

圖4 流線圖

（3）組分分布云圖（如圖5）

圖5 組云布云圖

經(jīng)仿真分析可知，引射器在工作壓力0.48 MPa（絕壓）、溫度265℃，入口流量為756 kg/h，被引射的冷邊入口質(zhì)量流量為9 637.2 kg/h，引射比為12.7。試驗值為12.14，理論計算與試驗值較為接近。由于計算量較大，本文僅對一個點進行仿真計算，導致結(jié)果存在一定的偶然性。

2.3 試驗分析

2.3.1 試驗裝置

試驗裝置主要由試驗件、工作流體管路、混合流體管路和測量溫度、壓力流量儀表等組成。試驗的測試系統(tǒng)如圖6所示。

圖6 試驗的測試系統(tǒng)

2.3.2 試驗結(jié)果和分析

試驗結(jié)果如表2所示。

表2 試驗數(shù)據(jù)

定義一個新的函數(shù)來評價理論計算的誤差率。

式中，μ1為理論計算的引射比；μ2為試驗測出的引射比。

計算結(jié)果如表3所示。誤差率變化曲線如圖7所示。

表3 誤差表

圖7 誤差率

通過上述分析，理論計算的誤差率小于10%，計算精確度較高，可以滿足工程設(shè)計需求。

3 結(jié)論

通過以上的理論分析和試驗對比可以得出以下結(jié)論：

（1）本文中給出的引射比計算方法誤差小于10%，說明本文給出的計算方法是準確可靠的，可以滿足工程設(shè)計需求。

（2）工作流體的溫度和壓力對理論計算的精度影響較小。