一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置的制作方法

本实用新型涉及一种排气装置，尤其是一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置。

背景技术：

当在地面模拟超音速发动机高空飞行状态时，通常先将发动机安装在高空模拟舱内，使用抽气设备对高空舱进行抽气使得高空模拟舱内的压力与发动机高空飞行时所处高度的环境压力相同，再进行发动机点火，进行高空飞行模拟试验，在试验过程中要始终保持高空模拟舱内的压力与发动机高空飞行时所处高度的环境压力相同，这就需要即时将超音速发动机排出的气体排出高空模拟舱，现有技术中，通常采用引射器或真空罐进行抽气，而高空模拟舱外的压力通常为0.11MPa，而超音速发动机飞行高度的环境压力则仅为大气压力的0.1倍，甚至0.01倍，排气系统的增压比要达到10到100，对应的排气系统进口的流量每秒则高达十几千克甚至上百千克，这样大的增压比和被引射流量，仅靠引射器的增压，必须三到四级串联，如果采用真空罐，则真空罐的体积要高达上万立方米，由此可见，无论单独采用引射器或真空罐作为抽气设备，均需要庞大的结构，不仅效率低下，费用也十分昂贵；其次，发动机试车台通常需对多种发动机进行高空飞行模拟，而不同的发动机，发动机的尺寸、发动机尾喷管尺寸、发动机出口流量均不同，使用一套抽气设备，无法满足多种发动机的试验要求；现有技术中，通常采用引射器进行抽气，引射器是用较高压引射气流引射低压(或无压)的被引射气流，完成引射气流抽吸被引射气流进行掺混喷射或输送的装置，由于引射器无运动零件，使用可靠，广泛用于发动机试车台排气系统；而对于提供引射气流的引射部以及掺混引射的掺混部的几何、位置关系是决定引射器性能的关键因素，而现有技术中对于发动机试车台排气系统的引射器，并未形成成熟、合理的引射部和掺混部相互之间的几何、位置关系，导致引射器的引射性能低下，降低了试验的效率，同时增加了试验成本。

技术实现要素：

本实用新型的目的是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供了一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置以满足不同超音速发动机在地面模拟高空飞行状态的试验要求。

本实用新型的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置，按照发动机尾喷管出口排气流动方向包括同轴依次固定连接的尾室和引射器；所述尾室包括固定大尾室和可更换小尾室，按照发动机尾喷管出口排气流动方向，所述固定大尾室包括同轴依次固定连接的尾室收敛段，尾室等直段和尾室扩张段，所述可更换小尾室设置在尾室收敛段内，并与所述尾室收敛段同轴固定连接；所述尾室收敛段、尾室等直段、尾室扩张段和可更换小尾室均为中空回转体；按照发动机尾喷管出口排气流动方向，所述引射器包括同轴依次固定连接的低压室，过渡段，掺混收敛段，掺混等直段，掺混扩张段，所述低压室内按照发动机尾喷管出口排气流动方向依次同轴固定连接有引射气流输入段，引射气流收敛段，引射气流等直段，引射气流扩张段，所述低压室，过渡段，掺混收敛段，掺混等直段，掺混扩张段，引射气流输入段，引射气流收敛段，引射气流等直段，引射气流扩张段均为中空回转体，所述引射气流输入段的中心线与所述低压室的中心线重合，所述低压室的出口截面与所述引射气流扩张段的出口截面在同一竖直面，所述尾室扩张段的出口与低压室的入口固定连接；设置有发动机尾喷管的超音速发动机和所述尾室收敛段设置在高空模拟舱内，所述掺混扩张段设置在高空模拟舱外。

进一步的，固定大尾室上设置有用于冷却发动机尾喷管出口排气的喷水冷却装置。

进一步的，所述可更换小尾室包括同轴固定连接的小尾室法兰和小尾室筒体，所述小尾室筒体设置在所述尾室收敛段内，所述小尾室法兰和固定设置在所述尾室收敛段入口的固定大尾室法兰通过螺栓固定连接。

进一步的，所述引射气流输入段一端固定连接有导流锥，所述导流锥的中心线与所述引射气流输入段的中心线重合，所述导流锥的顶点在所述低压室入口截面上；所述引射器包括引射气流输送管道，所述引射气流输送管道一端与所述引射气流输入段连接，另一端与高压气源连接。

所述尾室收敛段入口的直径为D_w，收敛角为α_wr；所述尾室等直段的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述尾室扩张段出口的直径为D_wc，扩张角为α_wc；所述D_w，D_wkp，L_wkp满足下列方程组：

L_wkp＝4D_wkp (7)；

上述方程组中：M_w：尾室收敛段入口马赫数；k：比热比；π(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；P_w：尾室收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5：尾室收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_w：尾室收敛段入口的直径，单位为mm；d_4kp：发动机喉道直径，单位为mm；尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比；q(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的速度系数；D_wkp：尾室等直段的直径，单位为mm；L_wkp：尾室等直段的长度，单位为mm；

其中，尾室收敛段入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾室收敛段入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_w，k，π(M_w)，P_w，P_t5，W_w，d_4kp，q(M_w)，D_wkp，L_wkp均为发动机试车台中所有试验的发动机中，发动机尾喷管出口流量最大的发动机对应的参数；所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；所述扩张角满足0＜α_wc≤12°。

进一步的，所述可更换小尾室(15)的直径为D_wx，所述D_wx满足下列方程组：

上述方程组中：M_wx：可更换小尾室入口马赫数；π(M_wx)：可更换小尾室入口马赫数对应的静压与总压比值；P_wx：可更换小尾室入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5x：可更换小尾室入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_wx：可更换小尾室入口直径，单位为mm；d_4kpx：除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径，单位为mm；

其中，可更换小尾室入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾可更换小尾室入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_wx，π(M_wx)，P_wx，P_t5x，D_wx，d_4kpx，均为超音速发动机尾喷管排气模拟试验的所有试验的超音速发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的超音速发动机以外的超音速发动机对应的参数。

进一步的，所述引射气流等直段的直径为D_akp1，所述引射气流扩张段的直径为D_a2，所述D_akp1和D_a2满足下列方程组：

P_am1＝P_tb1 (16)

上述方程组中：D_akp1：引射气流等直段的直径，单位为mm；S_akp1：引射气流等直段的面积，单位为mm²；G_a1：引射气流的流量，单位为kg/s；T_ta1：引射气流的温度，单位为K；P_takp1：引射气流等直段内的总压，单位为Mpa；P_tam1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的总压，单位为Mpa；δ₁：引射气流在引射气流扩张段的总压恢复系数；P_am1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的静压，单位为Mpa；M_a1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数；π(M_a1)：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的静压与总压比；k：比热比；P_tb1：被引射气流总压，单位为Mpa；G_b1：被引射气流的流量，单位为kg/s；n₁：引射系数；D_a2：引射气流扩张段的直径，单位为mm；S_a2：引射气流扩张段的面积，单位为mm²；q(M_a1)：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的速度系数；其中，引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数大于1，所述引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数由已知的被引射气流总压和被引射气流的流量确定，所述引射系数由引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数和已知的引射气流的总温和被引射气流的总温确定，被引射气流的总压，流量，总温与尾室扩张段出口的总压，流量，总温相同。

进一步的，所述掺混等直段的直径为D_ckp1，长度为L_ckp1；掺混收敛段的直径为D_c11，收敛角为α₁，长度为L_c11；掺混扩张段的直径为D_c12，扩张角为α₂，长度为L_c12；所述D_ckp1，L_ckp1，D_c11，α₁₁，L_c11，D_c12，α₁₂，L_c12满足下列方程组：

S_ckp1＝S_akp1×f_ackp1 (22)

L_ckp1＝4×D_ckp1 (23)

S_c11＝1.95×S_ckp1 (25)

D_c11＝D_c12 (26)

上述方程组中：D_ckp1：掺混等直段的直径，单位为mm；S_ckp1：掺混等直段的面积，单位为mm²；f_ackp1：掺混等直段与引射气流引射气流等直段的面积比；L_ckp1：掺混等直段的长度，单位为mm；D_c11：掺混收敛段的直径，单位为mm；S_c11：掺混收敛段的面积，单位为mm²；D_c12：掺混扩张段的直径，单位为mm；L_c11：掺混收敛段的长度，单位为mm；α₁₁：掺混收敛段的收敛角，单位为°L_c12：掺混扩张段的长度，单位为mm；α₁₂：掺混扩张段的扩张角，单位为°；其中，掺混等直段与引射气流引射气流等直段的面积比由引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数确定。

进一步的，所述掺混收敛段的收敛角满足：4°≤α₁₁≤5°，所述掺混扩张段的扩张角满足：4°≤α₁₂≤5°。

进一步的，所述低压室的直径为D₁，所述低压室的直径满足方程：D₁＝1.05×D_c11，其中，D₁的单位为mm；所述过渡段的长度为S₁，所述过渡段的长度满足方程：S₁＝D₁-D_c11，其中，S₁的单位为mm。

设置本实用新型所述的用于发动机试车台排气系统的尾室后，当发动机出口流量最大的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室收敛段，通过拉瓦尔喷管形装的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速，尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，尾室收敛段入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(29)-(31)；

当除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到对应的可更换小尾室中，通过类拉瓦尔喷管形状的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后的总压P_twx，可更换小尾室入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_Wx以及尾室的增压比满足公式(32)-(35)；

其中，为可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比。

与现有技术相比，本实用新型所述的超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置具有以下有益技术效果：

(1)通过类拉瓦尔喷管形状的尾室模拟技术，在系列激波作用下，将发动机尾喷管的动能有效地滞止下来，大于1的增压比提高后续抽气设备被动流进口静压，降低后续抽气设备所需增压比，进而减少了后续抽气设备的引射器级数或真空罐的体积，降低了成本；

(2)设置可更换小尾室结构，一种发动机尾喷管尺寸的发动机对应一种更换小尾室，满足了多种尺寸发动机试验的需求；

(3)本实用新型所述的排气装置中的引射器，通过设置过渡段，并将低压室的出口截面与引射气流扩张段的出口截面在同一竖直面，同时明确了引射气流等直段的直径，引射气流扩张段直径，掺混等直段直径，长度；掺混收敛段直径，收敛角，长度；掺混扩张段直径，扩张角，长度；引射气流扩张段直径，低压室直径，过渡段长度之间的几何关系和/或数值，提高了引射器的引射性能。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步描述。

图1为本实用新型超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置的示意图。

图2为本实用新型超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置中尾室的示意图。

图3为本实用新型超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置中的引射器的示意图。

图4为本实用新型超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置中引射器的低压室的示意图。

图5为本实用新型超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置中引射器的掺混段的示意图。

具体实施方式

参见图1-5，一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置，按照发动机尾喷管3出口排气流动方向包括同轴依次固定连接的尾室10和引射器20；所述尾室10包括固定大尾室和可更换小尾室15，按照发动机尾喷管3出口排气流动方向，所述固定大尾室包括同轴依次固定连接的尾室收敛段11，尾室等直段12和尾室扩张段13，所述可更换小尾室15设置在尾室收敛段11内，并与所述尾室收敛段11同轴固定连接；所述尾室收敛段11、尾室等直段12、尾室扩张段13和可更换小尾室15均为中空回转体；按照发动机尾喷管3出口排气流动方向，所述引射器20包括同轴依次固定连接的低压室21，过渡段22，掺混收敛段23，掺混等直段24，掺混扩张段25，所述低压室1内按照发动机尾喷管3出口排气流动方向依次同轴固定连接有引射气流输入段26，引射气流收敛段27，引射气流等直段28，引射气流扩张段29，所述低压室21，过渡段22，掺混收敛段23，掺混等直段24，掺混扩张段25，引射气流输入段26，引射气流收敛段27，引射气流等直段28，引射气流扩张段29均为中空回转体，所述引射气流输入段26的中心线与所述低压室21的中心线重合，所述低压室21的出口截面与所述引射气流扩张段29的出口截面在同一竖直面，所述尾室扩张段13的出口与低压室21的入口固定连接；设置有发动机尾喷管3的超音速发动机2和所述尾室收敛段11设置在高空模拟舱1内，所述掺混扩张段25设置在高空模拟舱1外。

优选的，固定大尾室上设置有用于冷却发动机尾喷管3出口排气的喷水冷却装置。

优选的，所述可更换小尾室15包括同轴固定连接的小尾室法兰16和小尾室筒体17，所述小尾室筒体17设置在所述尾室收敛段11内，所述小尾室法兰16和固定设置在所述尾室收敛段11入口的固定大尾室法兰14通过螺栓固定连接。

优选的，所述引射气流输入段26一端固定连接有导流锥30，所述导流锥30的中心线与所述引射气流输入段26的中心线重合，所述导流锥30的顶点在所述低压室21入口截面上；所述引射器包括引射气流输送管道4，所述引射气流输送管道4一端与所述引射气流输入段26连接，另一端与高压气源连接。

优选的，所述尾室收敛段11入口的直径为D_w，收敛角为α_wr；所述尾室等直段12的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述尾室扩张段13出口的直径为D_wc，扩张角为α_wc；所述D_w，D_wkp，L_wkp满足下列方程组：

L_wkp＝4D_wkp (7)；

上述方程组中：M_w：尾室收敛段入口马赫数；k：比热比；π(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；P_w：尾室收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5：尾室收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_w：尾室收敛段入口的直径，单位为mm；d_4kp：发动机喉道直径，单位为mm；尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比；q(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的速度系数；D_wkp：尾室等直段的直径，单位为mm；L_wkp：尾室等直段的长度，单位为mm；

其中，尾室收敛段入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾室收敛段入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_w，k，π(M_w)，P_w，P_t5，W_w，d_4kp，q(M_w)，D_wkp，L_wkp均为发动机试车台中所有试验的发动机中，发动机尾喷管出口流量最大的发动机对应的参数；所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；所述扩张角满足0＜α_wc≤12°。

优选的，所述可更换小尾室15的直径为D_wx，所述D_wx满足下列方程组：

上述方程组中：M_wx：可更换小尾室入口马赫数；π(M_wx)：可更换小尾室入口马赫数对应的静压与总压比值；P_wx：可更换小尾室入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5x：可更换小尾室入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_wx：可更换小尾室入口直径，单位为mm；d_4kpx：除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径，单位为mm；

其中，可更换小尾室入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾可更换小尾室入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_wx，π(M_wx)，P_wx，P_t5x，D_wx，d_4kpx，均为超音速发动机尾喷管排气模拟试验的所有试验的超音速发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的超音速发动机以外的超音速发动机对应的参数。

优选的，所述引射气流等直段28的直径为D_akp1，所述引射气流扩张段29的直径为D_a2，所述D_akp1和D_a2满足下列方程组：

P_am1＝P_tb1 (16)

上述方程组中：D_akp1：引射气流等直段的直径，单位为mm；S_akp1：引射气流等直段的面积，单位为mm²；G_a1：引射气流的流量，单位为kg/s；T_ta1：引射气流的温度，单位为K；P_takp1：引射气流等直段内的总压，单位为Mpa；P_tam1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的总压，单位为Mpa；δ₁：引射气流在引射气流扩张段的总压恢复系数；P_am1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的静压，单位为Mpa；M_a1：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数；π(M_a1)：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的静压与总压比；k：比热比；P_tb1：被引射气流总压，单位为Mpa；G_b1：被引射气流的流量，单位为kg/s；n₁：引射系数；D_a2：引射气流扩张段的直径，单位为mm；S_a2：引射气流扩张段的面积，单位为mm²；q(M_a1)：引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数对应的速度系数；其中，引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数大于1，所述引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数由已知的被引射气流总压和被引射气流的流量确定，所述引射系数由引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数和已知的引射气流的总温和被引射气流的总温确定，被引射气流的总压，流量，总温与尾室扩张段13出口的总压，流量，总温相同。

优选的，所述掺混等直段24的直径为D_ckp1，长度为L_ckp1；掺混收敛段23的直径为D_c11，收敛角为α₁，长度为L_c11；掺混扩张段25的直径为D_c12，扩张角为α₂，长度为L_c12；所述D_ckp1，L_ckp1，D_c11，α₁₁，L_c11，D_c12，α₁₂，L_c12满足下列方程组：

S_ckp1＝S_akp1×f_ackp1 (22)

L_ckp1＝4×D_ckp1 (23)

S_c11＝1.95×S_ckp1 (25)

D_c11＝D_c12 (26)

上述方程组中：D_ckp1：掺混等直段的直径，单位为mm；S_ckp1：掺混等直段的面积，单位为mm²；f_ackp1：掺混等直段与引射气流引射气流等直段的面积比；L_ckp1：掺混等直段的长度，单位为mm；D_c11：掺混收敛段的直径，单位为mm；S_c11：掺混收敛段的面积，单位为mm²；D_c12：掺混扩张段的直径，单位为mm；L_c11：掺混收敛段的长度，单位为mm；α₁₁：掺混收敛段的收敛角，单位为°L_c12：掺混扩张段的长度，单位为mm；α₁₂：掺混扩张段的扩张角，单位为°；其中，掺混等直段与引射气流引射气流等直段的面积比由引射气流在引射气流扩张段出口截面马赫数确定。

优选的，所述掺混收敛段的收敛角满足：4°≤α₁₁≤5°，所述掺混扩张段的扩张角满足：4°≤α₁₂≤5°。优选的，所述掺混收敛段的收敛角和掺混扩张段的扩张角均为4.4°。

优选的，所述低压室21的直径为D₁，所述低压室1的直径满足方程：D₁＝1.05×D_c11，其中，D₁的单位为mm；所述过渡段22的长度为S₁，所述过渡段22的长度满足方程：S₁＝D₁-D_c11，其中，S₁的单位为mm。

所述掺混扩张段25出口连接二级引射器或直接与大气接触，所述二级引射器与所述引射器20的结构几何相似。

设置本实用新型所述的用于发动机试车台排气系统的尾室后，当发动机出口流量最大的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室收敛段，通过拉瓦尔喷管形装的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速，尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，尾室收敛段入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(29)-(31)；

当除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到对应的可更换小尾室中，通过类拉瓦尔喷管形状的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速，可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后的总压P_twx，可更换小尾室入口马赫数对应的高空舱的静压P_Wx以及尾室的增压比满足公式(32)-(35)；

其中，为可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比。

本实用新型所述超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置的工作原理为：首先，高压气源内的高压气体通过引射气流输送管道进入引射气流输入段，通过高压气源内的高压气体将高空模拟舱内的气体引射到模拟高空舱外，使得模拟高空舱内的压力达到超音速发动机飞行高度的真实环境压力；然后，开启设置在固定大尾室上用于冷却发动机尾喷管出口排气的喷水冷却装置，同时将超音速发动机点火，进行模拟试验，超音速发动机尾喷管排出的气体依次经过尾室和引射器从而排出高空模拟舱，大于1的增压比提高了引射器入口被动流进口静压，降低了引射器的增压比，进而减少了引射器的数量；高压气源内的高压气体通过引射气流输送管道进入引射气流输入段，所述高压气体经过类拉瓦尔喷管形状的引射气流收敛段，引射气流等直段，引射气流扩张段后形成超音速高压气流，进而引射沿导流锥从低压室入口进入的低压的被引射气流，高压的超音速引射气流和低压的被引射气流在类拉瓦尔喷管形状的掺混收敛段，掺混等直段，掺混扩张段充分混合，提高了被引射气流的静压，当掺混后的混合气流静压大于等于0.11Mpa时，引射器出口可直接与大气连通，当掺混后的混合气流静压小于0.11Mpa时，引射器出口仍需再连接一级引射器。

最后说明的是，以上实施例仅用于说明本实用新型的技术方案而非限制，尽管参照较佳的实施例对本实用新型进行了详细说明，本领域的技术人员应当理解，可以对本实用新型的技术方案进行修改和等同替代，而不脱离本实用新型技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本实用新型的权利要求范围当中。