半自由射流冲压发动机试验方法初步探索

试验气流。

本研究使用了口径４５０ｒａｍ的喷管。

３试验模型与试验条件
所研究的双模态／超燃冲压发动机模型由四个部分组成：进气道压缩斜面部分、隔离段、燃烧室、尾喷管。

图２是模型流道示意图，详细信息参考文献［５】。

图２双模态／超燃冲压发动机流道结构示意图
（状态１）
Ｆｉｇ．２
Ｄｕａｌ—Ｍｏｄｅ／ＳｃｒａｍｊｅｔＦｌｏｗｐａｔｈＳｃｈｅｍｅ
（ｓｔａｔｅ１）
模型采用文献［６］的平面进气道外压缩设计，设计遵循Ｍａ，ｓｉｎａｉ，＝ｃｏｎｓｔ的原则，使设计渡系的总压恢复最大。

三个外压缩面的转折角（相对于来流方向）分别为７．５。

、１４．５６、２３．５。

但外轮廓尺寸比文献［５。

６］的大，迎风面宽２００ｒａｍ，高１５６ｒａｍ（文献［５］的模型迎风面宽１００ｒａｍ，高８０ｒｎｍ）。

外压缩斜面两侧安装侧面挡板。

当研究半自由射流模型时，将７．５。

的第一斜面截去。

隔离段和燃烧室取文献［５］的基本构型设计，但燃烧室截面高度尺寸为文献［５］燃烧室尺寸的２倍。

隔离段长高比为１１，燃烧室扩张比为１．６，尾喷管出口截面与迎风截面的面积比是１．６５。

研究工作在名义马赫数６条件下进行。

表１是研究使用的试验气流条件。

表中下标为ｍ的参数指完整发动机流道试验对应的自由流参数，下标为１的参数指第一斜面上的气流参数。

图３是这些参数所在位置的图示。

表１试验气流参数
卜Ｐｏ。

矗．．ＭａｌＰ０ｌ％ｌ
／ＭＰａ／Ｋ／ＭＰｎ／Ｋ卜，５．８８１６００５．１５．４１６００
图３进气道压缩斜面上的参数
Ｆｉｇ．３ＰａｒａｍｅｔｅｍＡｌｏｎｇ
ＴｈｅＬ，ｄｅｔＦｌｏｗｐａｔｈ试验研究了三种状态，第一种状态，模型是完整流道，按照图２所示的位置安装，风洞喷管按照表１中下标为的＊参数提供试验气流。

第二种状态，截去第一压缩斜面，按照图４所示的位置安装，风洞喷管按照表ｌ中下标为Ｉ的参数提供试验气流。

第三种状态，模型为完整流道，按照图５所示的位置安装，风洞喷管按照表ｌ中下标为ｌ的参数提供试验气流。

圈４半自由射流试验模型（状态２）
Ｆｉｇ．４Ｓｅｍｉ—Ｆｒｅｅ
ＪｅｔＴｅｓｔＭｏｄｅｌ（ｓｔａｔｅ２）
圉５半自由射流试验模型（状态３）
Ｆｉｇ．５Ｓｅｍｉ—ＦｒｅｅＪｅｔＴｅｓｔ
Ｍｏｄｅｌ（ｓ№３）
４试验结果与分析
由于燃烧室截面翻倍，获得煤油点火和稳定燃烧的条件变差，因此首先对大发动机模型流道的燃烧组织方法和燃烧室型面进行改进，经试验证明，在增加了一个凹槽后，煤油在相应条件下获得了与小模型相同的点火强度和燃烧强度。

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本文的主题不讨论大燃烧室的工作过程和燃烧组织同题，对此不做更多介绍，但这些结果是本文进行半自由射流试验方法研究的基础，相当于自由射流试验的结果。

半自由射流试验模型仅截去了第一外压缩斜面，内流道则与之完全相同。

进行半自由射流试验方法研究时，使喷管提供的试验气流平行于进气道的第一外压缩斜面，模拟第一斜面上的总焓（气流组份相同，模拟总温）、总压、马赫数。

测量了模型下壁面中心线上的压力分布和模型的阻力，将这些数据与自由射流试验获得的结果相比较，进而得到两者是否存在差别的信息。

为使分析不受来流参数的影响，数据进行了无量纲处理。

４．１模拟马赫数６的无燃烧流动情况
图６是无燃烧时模型下壁面中心线上的压力分布。

与完全流道模型（相当于自由射流试验模式，模型安装状态１，见图２）相比，截断模型（半自由射流试验模型）第三外压缩面上的压力水平与之基本相符；在隔离段人口附近，截断模型的高压区在一进人隔离段就出现了，而完全流道模型隔离段的高压区出现在隔离段中部；完全流道模型上的压力在燃烧室的第一凹槽和中后部普遍低于截断模型。

截断模型尾喷管人口附近出现比较高的压力，说明这个区域受到来宜燃烧室的Ａ射激渡的影响，尾喷管出口压力则与完全斑道摸型相符，说明试验中控制的尾喷管下游环境压力符合要求。

状态３终压缩斜面上压力分布与状态ｌ、状态２相符，隔离段内压力峰值一状态ｌ一蔽态２一状态３
０＿０４
００３５
０，０３
Ｏ０２５毒。

０２ｔ０．０１５
００ｌ
０．００５
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／洲∞ｆ飞Ｎ≮
洲．Ｕ，Ｗ！ｈｏ甲Ｕ／一；＼，／＼Ｏ０２０４０６０８ｌ图６无燃烧时模型下壁面
中的线上的压力分布
ＦＪｇ５ＰｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｚＳｂｕｔｉｏｎａｌｎｎｇｔｈｅｂｏｔｔｏｍｃｅｎｔｚａｌｌｉｎｅｆｏｒｔｈｅｆｔＬｌｌｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅｔｒｕｎｃａｔｅｄｍｏｄａｌ（ｗｉｔｈｏｕｔｆｕｅｌ）Ｊ１０位置与状态１接近，燃烧室后部内压力水平与状态２接近，在凹槽区域压力水平介于状态ｌ和状态２之间。

无燃烧流动壁面压力分布的差别说明，尽管两个模型试验状态在第一压缩斜面上提供了相近的压力、温度环境，第三压缩斜面上的压力也相符，但第二道激波（参考图３）上游由于没有了第一压缩斜面上附面层的影响。

激渡的斜度很可能发生少量变化，第三道激渡的斜度进而也受到影响，因此这些激波入射到上唇口附近的位置会发生变化。

图７是两模型外压缩激波系的纹影照片．图７（ａ）是完整流道模型（状态１）的波系情况，图７（ｂ）是截断模型（状态２）的波系情况，图７（ｃ）是状态３的波系情况。

对于基准情况（状态１）．尽管外压缩斜面在设计时希望三道波都相交于上唇口边缘，但纹影照片显示第一道激渡离开屠口还有一定距离，第二道激波刚刚靠近唇口，但还是在唇口外；而截断模型的两道激波全部进入到唇口内。

这些证据说明，完整流道模型的激波系确实受到了第一外压缩斜面上附面层的影响。

状态３尽管第一外压缩斜面没有截去，但头两道外压缩波的位置与基准状态仍存在一些差别，与截断模型的波系差别也很大，可能也是第一压缩斜面上附面层的差别所至。

图７两种模型三种状态的外压缩激波系Ｆｉｇ．７ＥｘｔｅｒｎａｌＳｈｏｃｋＷａｘｒｅｓｆｏｒＮｏｄｄｓｋａｔｅ１．２ａｎｄｊ
以上两种证据均说明三种试验状态下，由于
半自由射流冲压发动机试验方法初步探索
作者：白菡尘， 刘伟雄， 谭宇， 毛雄兵， 乐嘉陵
作者单位：中国空气动力研究与发展中心,高超声速空气动力研究所,绵阳,621000
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引用本文格式：白菡尘.刘伟雄.谭宇.毛雄兵.乐嘉陵半自由射流冲压发动机试验方法初步探索[会议论文] 2006。