吸氣式高超聲速飛行器冷流試驗(yàn)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

鄧 帆 杜 新

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076)

譚慧俊

(南京航空航天大學(xué) 內(nèi)流研究中心，南京210016)

曾憲政

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 二所，北京100074)

吸氣式高超聲速飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)至關(guān)重要.普通沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)必須使來(lái)流減速到亞聲速才能保證其工作效率，而且壓縮后的空氣溫度過(guò)高，而超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可使來(lái)流以超聲速進(jìn)入燃燒室燃燒，因而飛行器的飛行馬赫數(shù)可以超過(guò)5，適宜在大氣層或跨大氣層中長(zhǎng)時(shí)間超聲速或高超聲速動(dòng)力續(xù)航飛行.因此，基于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器已成為臨近空間領(lǐng)域的重要發(fā)展方向之一［1-3］，被美國(guó)視為未來(lái)實(shí)現(xiàn)“全球到達(dá)，全球作戰(zhàn)”快速反應(yīng)能力的重要手段.

在飛行器高升阻比內(nèi)外流一體化氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，對(duì)其氣動(dòng)性能的正確評(píng)估涉及到氣動(dòng)界面和動(dòng)力界面的定義、內(nèi)外壁面的劃分以及氣動(dòng)系數(shù)的拆解.冷流風(fēng)洞試驗(yàn)的重點(diǎn)在于有效辨識(shí)出通氣狀態(tài)下飛行器的內(nèi)通道流場(chǎng)發(fā)展情況和其氣動(dòng)性能.同時(shí)，受風(fēng)洞試驗(yàn)條件的限制，如何把試驗(yàn)裝置的影響從試驗(yàn)數(shù)據(jù)中剝離，從而獲取有效氣動(dòng)數(shù)據(jù)也是試驗(yàn)設(shè)計(jì)方案成敗的關(guān)鍵.

1 一體化設(shè)計(jì)

吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)打破了傳統(tǒng)空氣動(dòng)力學(xué)中外流與內(nèi)流的界線(xiàn)，推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器整體氣動(dòng)特性存在著強(qiáng)烈的耦合關(guān)系，飛行器的前體和后體下壁面既是主要的氣動(dòng)型面，又是進(jìn)氣道的外壓段型面和尾噴管的膨脹型面;同時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)飛行器的升阻特性、飛行品質(zhì)及動(dòng)態(tài)特性都有較大影響［4-8］.因此，一體化的設(shè)計(jì)思想在飛行器布局研究中顯得尤其重要.

現(xiàn)在研究最廣泛技術(shù)較為成熟的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道形式主要包括軸對(duì)稱(chēng)式進(jìn)氣道、二元混壓式進(jìn)氣道和三維側(cè)壓式進(jìn)氣道.一般來(lái)說(shuō)，軸對(duì)稱(chēng)式進(jìn)氣道適合外形受到限制的高超聲速導(dǎo)彈使用，而二元混壓式進(jìn)氣道能夠充分利用飛行器前體的預(yù)壓縮效應(yīng)，適合升力體類(lèi)氣動(dòng)構(gòu)型的高超聲速飛行器使用［9-12］.進(jìn)氣道多級(jí)楔面的長(zhǎng)度和楔角的大小直接影響到飛行器頭部形狀和飛行器下表面的波系結(jié)構(gòu)，從而對(duì)飛行器升阻力特性和氣動(dòng)壓心造成影響.而進(jìn)氣道楔面形成的氣流轉(zhuǎn)折又影響到總壓恢復(fù)系數(shù)和進(jìn)入燃燒室的氣流速度，從而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒狀態(tài)和推力性能產(chǎn)生影響.開(kāi)展一體化設(shè)計(jì)的首要重點(diǎn)是開(kāi)展飛行器前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)［13-15］.

前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)要求前體能提供滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)壓力和溫度要求的均勻氣流，即要求前體在有限長(zhǎng)度范圍內(nèi)提供足夠的預(yù)壓縮性能，前體預(yù)壓縮性能的好壞將決定能否在有限長(zhǎng)度的燃燒室內(nèi)有效燃燒.本文以飛行器巡航點(diǎn)(H=26 km，Ma=6.0，α =4°)為設(shè)計(jì)約束條件，采用三級(jí)預(yù)壓縮平板，三道激波交于進(jìn)氣道入口的肩部，再通過(guò)進(jìn)氣道唇口平板的斜激波進(jìn)入進(jìn)氣道.進(jìn)氣道三級(jí)外壓縮激波分別為 2°+4°，5°，8°，第四、五級(jí)楔角分別為8.8°，8.8°，其外唇罩的前緣到機(jī)身頂點(diǎn)的高度為346 mm，內(nèi)通道進(jìn)口高度為70 mm.

對(duì)前緣外形的選取，采用常規(guī)方案前體壓縮面容易導(dǎo)致進(jìn)口兩側(cè)部分外壓縮激波直接入射到內(nèi)通道，導(dǎo)致內(nèi)通道局部區(qū)域熱流較高，易引起局部燒蝕;與平直前緣相比，弧形前緣有利于減少飛行器阻力，減輕熱防護(hù)負(fù)擔(dān).在此采用超越橢圓對(duì)前體前緣的弧線(xiàn)形狀進(jìn)行描述，方程如下:

其中x，y為前體/進(jìn)氣道俯視圖的橫、縱坐標(biāo);a，b分別為超橢圓的長(zhǎng)、短半軸;n為指數(shù)，n取值越大，前緣型線(xiàn)則越鈍，考慮飛行器升阻特性及進(jìn)氣道性能，經(jīng)數(shù)值模擬對(duì)比研究，此處n取值2.2.

對(duì)一體化布局的性能進(jìn)行數(shù)值分析，利用ANSYS ICEM CFD進(jìn)行計(jì)算網(wǎng)格劃分，所有網(wǎng)格單元均為六面體形式，考慮到流動(dòng)的對(duì)稱(chēng)性，選擇整個(gè)流動(dòng)區(qū)間的1/2為計(jì)算域，以減少網(wǎng)格量.計(jì)算網(wǎng)格在近壁區(qū)、內(nèi)通道以及激波波面附近等處進(jìn)行加密，以適應(yīng)黏性計(jì)算和激波捕捉的需要.大部分近壁網(wǎng)格單元的y+保持在30附近.飛行器計(jì)算網(wǎng)格單元的總數(shù)約510萬(wàn)(見(jiàn)圖1).

圖1 吸氣式飛行器數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.1 Computational grid of air-breathing vehicle

數(shù)值計(jì)算解算器采用Fluent13，流動(dòng)方程使用二階格式離散，湍流模型選用S-A模型，考慮到高超聲速條件下，在部分流動(dòng)區(qū)間氣體的振動(dòng)能被激發(fā)，為此研究中還采用了變比熱法，將氣體的比熱容表達(dá)成溫度的多項(xiàng)式函數(shù).數(shù)值計(jì)算中所用到的邊界條件包括壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界、對(duì)稱(chēng)邊界、壓力出口邊界以及無(wú)滑移固壁邊界等.

圖2為隨來(lái)流馬赫數(shù)增加進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)的結(jié)構(gòu)圖譜.圖2a顯示降低來(lái)流馬赫數(shù)至2.0，使進(jìn)氣道喉道發(fā)生壅塞，進(jìn)氣道進(jìn)口附近存在明顯分離包，引起進(jìn)氣道不起動(dòng);隨后再提高來(lái)流馬赫數(shù)至4.0，如圖2b，前體外壓縮波系和內(nèi)通道流場(chǎng)均正常建立，進(jìn)氣道進(jìn)口附近未發(fā)現(xiàn)明顯的分離包，進(jìn)氣道順利起動(dòng);圖2c顯示設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下前體外壓縮波系基本匯聚在進(jìn)氣道進(jìn)口唇罩前緣附近，且內(nèi)通道唇罩激波及其反射激波并未導(dǎo)致明顯的流動(dòng)分離，這表明進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)合理.

圖3從三維視圖角度描述了流場(chǎng)的縱、橫向發(fā)展.圖3a顯示Ma=2.0，α=4°時(shí)進(jìn)氣道入口前分離包部分脫出進(jìn)氣道內(nèi)通道，從而在前體壓縮面上又誘導(dǎo)出一道斜激波.圖3a到圖3b的流場(chǎng)變化表明進(jìn)氣道在Ma=4.0，α=4°狀態(tài)下具備自起動(dòng)能力.圖3c中設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下前體沿展向存在較強(qiáng)的橫向壓強(qiáng)梯度，在該橫向壓強(qiáng)梯度的作用下，部分經(jīng)過(guò)壓縮的氣流被排出內(nèi)通道，降低了進(jìn)氣道的流量捕獲能力.前體波面在一定寬度范圍內(nèi)接近平直，僅兩側(cè)呈現(xiàn)彎曲，這主要是由于進(jìn)氣道相對(duì)進(jìn)口寬度(與前體寬度相比)減小的緣故.

圖2 對(duì)稱(chēng)面激波分布圖譜(α=4°)Fig.2 Shock wave distribution in the symmetry plane(α =4°)

圖3 前體各橫向、縱向截面激波分布圖譜(α=4°)Fig.3 Shock wave distribution in different lateral and pitch plane(α =4°)

表1分析表明，進(jìn)氣道在Ma=4.0，6.0時(shí)均能正常起動(dòng)，且巡航點(diǎn)總壓恢復(fù)系數(shù)σ=0.430，捕獲空氣流量=9.978 kg/s，出口馬赫數(shù) Mae=2.816.

表1 進(jìn)氣道性能參數(shù)(H=26 km)Table 1 Parameters of inlet performance(H=26 km)

在飛行器氣動(dòng)布局一體化設(shè)計(jì)中，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的內(nèi)流道進(jìn)行了簡(jiǎn)化，暫未考慮燃料噴射支板、火焰穩(wěn)定凹腔等燃燒室設(shè)計(jì)細(xì)節(jié).進(jìn)氣道與燃燒室之間設(shè)置了一等截面隔離段，隔離段高度即進(jìn)氣道喉道高度.超燃室被簡(jiǎn)化為一等面積段和2.5°擴(kuò)張的膨脹段.噴管上壁面型線(xiàn)被簡(jiǎn)化為一道與水平線(xiàn)夾角為15°的直線(xiàn).結(jié)合前體/進(jìn)氣道外形，設(shè)計(jì)出了具有內(nèi)外流一體化特征的飛行器，采用頭部類(lèi)乘波正常式氣動(dòng)布局，帶一定安裝角的后掠梯形彈翼，三通道的控制通過(guò)主翼后方的2片水平尾舵及背部斜上方的2片“V”型尾舵來(lái)實(shí)現(xiàn).

2 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)方案

為了對(duì)飛行器氣動(dòng)性能及進(jìn)氣道起動(dòng)情況進(jìn)行驗(yàn)證，并考慮到試驗(yàn)?zāi)Ｐ退璧鸟R赫數(shù)及雷諾數(shù)范圍，確定在暫沖、吹引式φ0.5 m高超聲速風(fēng)洞開(kāi)展試驗(yàn)(見(jiàn)圖4).由于試驗(yàn)縮比模型尺寸、風(fēng)洞條件等的制約，很難做到與進(jìn)氣道的真實(shí)工作環(huán)境(飛行器整機(jī)環(huán)境)完全一致，但其試驗(yàn)方案應(yīng)盡可能貼近真實(shí)飛行器環(huán)境，反映實(shí)際流動(dòng)特征.該風(fēng)洞試驗(yàn)具有3個(gè)技術(shù)難點(diǎn):①試驗(yàn)方案的擬訂，不僅要最大限度地減少干擾，還要在方案的技術(shù)層面上盡量保證進(jìn)氣道處于通氣狀態(tài);②進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)飛行器進(jìn)氣道是否正常起動(dòng)的判定依據(jù);③從試驗(yàn)數(shù)據(jù)中剝離出試驗(yàn)裝置影響，獲得有效氣動(dòng)數(shù)據(jù)的方法.

圖4 試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.4 Schematic view of the model

針對(duì)飛行器一體化設(shè)計(jì)的氣動(dòng)布局特征，可供選擇的方案有2種——尾撐式方案和腹撐式抽吸方案.通過(guò)對(duì)2種試驗(yàn)方案的比較研究，基于最大限度減小試驗(yàn)裝置對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響的考慮，決定采用尾撐式方案.

針對(duì)試驗(yàn)方案，加工設(shè)計(jì)模型時(shí)，在進(jìn)氣道內(nèi)表面預(yù)留出厚度不等的多層墊片(圖5)，從進(jìn)氣道高度的可調(diào)性上保證進(jìn)氣道的正常起動(dòng)，進(jìn)氣道喉道模型設(shè)計(jì)為可拆卸，一旦出現(xiàn)壅塞，卸除上壁面預(yù)留的墊片來(lái)增加喉道面積.

圖5 進(jìn)氣道墊片示意圖Fig.5 Schematic view of inlet padding

2.2 試驗(yàn)設(shè)備

FD-07風(fēng)洞以空氣為工作介質(zhì)，噴管出口直徑為0.5 m，馬赫數(shù)范圍為4.5～10，采用更換噴管的方法改變馬赫數(shù).Ma=6.0以上的噴管都帶有水冷卻裝置，防止噴管結(jié)構(gòu)受熱喉道產(chǎn)生變形.

支撐機(jī)構(gòu)為六分量應(yīng)變天平，攻角變化范圍為-10°～50°.與其配套的支桿直徑為φ24 mm.

風(fēng)洞流場(chǎng)由紋影光學(xué)系統(tǒng)顯示、拍攝和錄像.為了研究進(jìn)氣道流場(chǎng)啟動(dòng)性能，每個(gè)馬赫數(shù)下都采用高速攝像系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道唇口激波形狀變化進(jìn)行拍攝，對(duì)模型進(jìn)行恢復(fù)處理后再采用普通紋影采集系統(tǒng).

按照試驗(yàn)要求，使用經(jīng)過(guò)流場(chǎng)校測(cè)后實(shí)際馬赫數(shù)為4.937，5.933和6.971的軸對(duì)稱(chēng)噴管，校測(cè)的馬赫數(shù)相對(duì)偏差都小于±0.01，均滿(mǎn)足流場(chǎng)均勻性指標(biāo).模型縮比為1∶10，參考長(zhǎng)度即總長(zhǎng)700 mm，參考面積0.0039 mm2.

3 冷流試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 通氣試驗(yàn)判據(jù)

為考察在不同來(lái)流條件下進(jìn)氣道能否正常啟動(dòng)，采用布放測(cè)壓鈀測(cè)壓的方式對(duì)擴(kuò)張段尾段的氣流進(jìn)行測(cè)量，擴(kuò)張段尾段下底面布置3孔測(cè)靜壓，與孔平行順來(lái)流方向布置2個(gè)管測(cè)總壓(圖6).試驗(yàn)方案給出了兩種進(jìn)氣道起動(dòng)的判據(jù):一是激波紋影觀(guān)察法，即通過(guò)觀(guān)察進(jìn)氣道前激波位置的前后移動(dòng)以及穩(wěn)定性來(lái)判斷進(jìn)氣道是否起動(dòng)［16-17］;二是與數(shù)值方法相結(jié)合的總壓恢復(fù)系數(shù)-流量系數(shù)監(jiān)測(cè)法，即通過(guò)監(jiān)測(cè)試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)氣道前后的流量與總壓變化情況，與數(shù)值風(fēng)洞模擬出的通氣狀態(tài)的流量和總壓進(jìn)行對(duì)比來(lái)判斷進(jìn)氣道是否起動(dòng).這兩種方法相結(jié)合可有效判斷進(jìn)氣道起動(dòng)狀況.

試驗(yàn)時(shí)首先對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行進(jìn)氣道起動(dòng)測(cè)試，測(cè)壓耙的安裝位置在尾噴管出口附近，測(cè)量尾噴管出口的總壓和靜壓，以獲得進(jìn)氣道的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，同時(shí)配合高速攝像采集系統(tǒng)，判別進(jìn)氣道流場(chǎng)性能;在確認(rèn)進(jìn)氣道流場(chǎng)正常起動(dòng)的前提下，去掉影響測(cè)力的測(cè)壓耙，對(duì)模型進(jìn)行恢復(fù)處理，進(jìn)行全機(jī)測(cè)力試驗(yàn).

圖6 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y(cè)壓裝置示意圖Fig.6 Pressure-measure device of test model

圖7為Ma=5.0～7.0，α=4°條件下試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道紋影圖片.紋影顯示在Ma=5.0時(shí)，進(jìn)氣道外壓縮波匯交于唇口外;隨著馬赫數(shù)的增大，激波角逐漸變小，在Ma=6.0條件下進(jìn)氣道外壓縮波匯交于唇口附近;在Ma=7.0條件下，激波角進(jìn)一步變小，進(jìn)氣道外壓縮波匯交于唇口內(nèi).紋影錄像顯示在Ma=5.0～7.0條件下，進(jìn)氣道外壓縮波均能夠保持穩(wěn)定，并未發(fā)生喘振現(xiàn)象，表明進(jìn)氣道在該馬赫數(shù)范圍內(nèi)能夠順利起動(dòng)并正常工作.

圖8和圖9分別對(duì)比了試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)通道流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)的數(shù)值模擬結(jié)果(CFD)和試驗(yàn)值(WT).對(duì)比結(jié)果顯示在同一馬赫數(shù)條件下，在小攻角范圍內(nèi)(α=-4°～4°)，隨著攻角的增大，流量系數(shù)隨之增大，總壓恢復(fù)系數(shù)隨之增大;在大攻角條件下(α=4°～8°)，流量系數(shù)隨之減小，總壓恢復(fù)系數(shù)有所減小.這主要是因?yàn)?，隨著攻角的增大，在進(jìn)氣道(迎風(fēng)面)一側(cè)，壓縮面相對(duì)于氣流的實(shí)際壓縮角變大，激波角變大，進(jìn)氣道捕獲面積隨之增大，則流量系數(shù)隨之增大.當(dāng)攻角進(jìn)一步增大至α=8°時(shí)，進(jìn)氣道壓縮能力進(jìn)一步增大，壓縮波在內(nèi)通道內(nèi)形成復(fù)雜的激波反射，可能導(dǎo)致尾噴管測(cè)量點(diǎn)的誤差變大.

圖7 試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道紋影圖Fig.7 Inlet shadowgraph of test model

圖8 不同馬赫數(shù)下流量系數(shù)隨攻角的變化曲線(xiàn)Fig.8 Mass flow ratio vs angle of attack at different Mach numbers

圖9 不同馬赫數(shù)下總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角的變化曲線(xiàn)Fig.9 Total pressure recovery coefficient vs angle of attack at different Mach numbers

在同一攻角條件下，隨著馬赫數(shù)的增大，流量系數(shù)隨之增大，總壓恢復(fù)系數(shù)降低.這主要是因?yàn)轳R赫數(shù)增大后激波角變小，進(jìn)氣道溢流減少，斜激波變強(qiáng)，激波損失加大，總壓恢復(fù)系數(shù)隨之減小.由圖8～圖9中兩種手段得到的數(shù)據(jù)結(jié)果可以看出，在小攻角范圍內(nèi)(α=-4°～4°)，進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)的計(jì)算值和試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了該試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道內(nèi)部氣流未發(fā)生壅塞，模型外部流態(tài)符合真實(shí)飛行狀態(tài).

圖10及圖11給出了Ma=6.0，α=-4°以及α=8°狀態(tài)下前體附近的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜.由圖可見(jiàn)，前體/進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)始終組織良好，未見(jiàn)較大分離包的存在或脫體斜激波的出現(xiàn).當(dāng)攻角為-4°時(shí)，第1道外壓縮波系遠(yuǎn)離進(jìn)氣道進(jìn)口唇罩，較多氣流溢流出內(nèi)通道，大大降低了進(jìn)氣道的流量系數(shù)，同時(shí)第2道和第3道外壓縮波系提前匯聚形成一道強(qiáng)激波直接入射到內(nèi)通道中，導(dǎo)致進(jìn)氣道流動(dòng)損失增大.當(dāng)攻角增加至8°時(shí)，其第1道外壓縮波系與第2道外壓縮波系匯聚，隨后與第3道外壓縮波系在進(jìn)口前提前匯聚，形成了一道強(qiáng)激波，但并未進(jìn)入通道內(nèi).上述波系結(jié)構(gòu)特點(diǎn)在前體的各縱向剖面上均存在，僅激波匯聚點(diǎn)前后位置稍有差別.同時(shí)激波相交形成的滑流層還可能使得進(jìn)氣道內(nèi)流的穩(wěn)定性和抗反壓能力也有所下降.

圖10 對(duì)稱(chēng)面激波分布圖譜(Ma=6.0)Fig.10 Shock wave distribution in the symmetry plane(Ma=6.0)

圖11 前體各橫向、縱向截面激波分布圖譜(Ma=6.0)Fig.11 Shock wave distribution in different lateral and pitch plane(Ma=6.0)

3.2 數(shù)據(jù)修正方法

針對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)中進(jìn)氣道“內(nèi)阻”的扣除問(wèn)題，通過(guò)數(shù)值計(jì)算拆分出各個(gè)狀態(tài)下“內(nèi)阻”占總阻力的比例，在對(duì)應(yīng)狀態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)中扣除相應(yīng)比例值，從而確保獲取有效的阻力數(shù)據(jù).

由于風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量無(wú)法扣除進(jìn)氣道內(nèi)部阻力，在算法驗(yàn)證階段，為保持對(duì)比一致性，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值計(jì)算中也加入了飛行器內(nèi)阻，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩?dòng)特性變化規(guī)律數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比如圖12所示.飛行器在巡航點(diǎn)的阻力系數(shù)在小攻角范圍內(nèi)吻合度較高，升力系數(shù)在研究攻角范圍內(nèi)均吻合較好.升阻比隨攻角增加逐漸增大，α＞4°后增速變緩，試驗(yàn)值大于計(jì)算值，主要是由于軸向力系數(shù)的差別，二者最大誤差為17%，巡航點(diǎn)升阻比試驗(yàn)值為2.33.

圖12 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)外流一體化氣動(dòng)特性隨攻角變化曲線(xiàn)Fig.12 Aerodynamics characteristics of airframe/propulsion integrative test model vs angle of attack

在開(kāi)展冷流試驗(yàn)同時(shí)，通過(guò)數(shù)值模擬手段預(yù)示試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷幕練鈩?dòng)特性，并和真實(shí)飛行器進(jìn)行對(duì)比，用于評(píng)估真實(shí)飛行/風(fēng)洞試驗(yàn)之間的數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)性，分析內(nèi)通道與外表面軸向力的比例關(guān)系.不僅保證了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效性，也為天地?cái)?shù)據(jù)轉(zhuǎn)化提供有益的借鑒.在此過(guò)程中，界面的合理劃分對(duì)布局設(shè)計(jì)至關(guān)重要［18］，總體設(shè)計(jì)時(shí)在巡航點(diǎn)飛行器處于推阻平衡狀態(tài)，由此在飛行器的升阻特性研究方面，采用“nose-to-tail”方法扣除掉內(nèi)通道的阻力(見(jiàn)圖13).進(jìn)氣道壓縮面中與唇口同寬的下表面、進(jìn)氣道內(nèi)部上下壁面、左右兩側(cè)壁面、燃燒室和尾噴管上下和兩側(cè)壁面均須在飛行器軸向力計(jì)算中扣除.但法向力要考慮所有表面，其原因是發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力只記入軸向的部分.

圖13 飛行器“內(nèi)阻”扣除示意Fig.13 Schematic view of vehicle“interior drag”

飛行器實(shí)際長(zhǎng)度7 m，受風(fēng)洞尺寸限制，試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷L(zhǎng)度為0.7 m.模型設(shè)計(jì)過(guò)程中，從盡量避免進(jìn)氣道內(nèi)氣流壅塞、便于安裝天平和支撐裝置的角度考慮，對(duì)進(jìn)氣道唇口附近和膨脹面的幾何外形進(jìn)行了修改，從而導(dǎo)致試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)外形之間的差異.尾撐的安裝對(duì)飛行器外流的影響不大，但使進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)發(fā)生改變.采用大氣飛行數(shù)據(jù)來(lái)分析試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力特性時(shí)，模型尺寸的縮比導(dǎo)致雷諾數(shù)Re相差10倍，進(jìn)而影響了邊界層模擬的精度.

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值分析中，外表面軸向力系數(shù)占總軸向力系數(shù)的比例關(guān)系見(jiàn)表2.Ma=6.0時(shí)，攻角從 -4°變化到8°，比例從0.720單調(diào)減小到0.505.該比例隨馬赫數(shù)也有一定變化.在拆分相關(guān)的風(fēng)洞數(shù)據(jù)時(shí)，根據(jù)Ma=6.0的比例關(guān)系，按照攻角逐一進(jìn)行拆分.

表2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯獗砻孑S向力系數(shù)占總軸向力系數(shù)的比例Table 2 Axial force coefficient ratio of model exterior face

依據(jù)對(duì)“內(nèi)阻”的處理方式，得到風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值計(jì)算結(jié)果與飛行器全尺寸外形數(shù)值模擬結(jié)果在 Ma=6.0，α=-4°～8°工況下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)對(duì)比如圖14所示，圖14顯示:①除軸向力系數(shù)外，試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)外形的氣動(dòng)力分量隨攻角的變化趨勢(shì)一致;②隨攻角增大，法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的值均有很好的吻合度;③試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷妮S向力系數(shù)均大于真實(shí)外形，相差10%左右，主要是由于和真實(shí)外形比較而言，試驗(yàn)?zāi)Ｐ屠字Z數(shù)較小，黏性的影響導(dǎo)致軸向力系數(shù)偏大;④試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕璞冉^對(duì)值均小于真實(shí)外型.

圖14 扣除“內(nèi)阻”后飛行器氣動(dòng)特性隨攻角的變化曲線(xiàn)(Ma=6.0)Fig.14 Aerodynamics characteristics of vehicle excluding“interior drag”vs angle of attack(Ma=6.0)

從風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值計(jì)算結(jié)果的對(duì)比關(guān)系，以及試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值計(jì)算結(jié)果與真實(shí)外形數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)的對(duì)比關(guān)系，可推導(dǎo)出真實(shí)外形的氣動(dòng)特性.在關(guān)聯(lián)各分量氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)通過(guò)如下修正方式:①對(duì)法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)以風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)修正到真實(shí)氣動(dòng)外形;②對(duì)軸向力系數(shù)，風(fēng)洞試驗(yàn)與實(shí)際情況差別較大，以試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臄?shù)值計(jì)算結(jié)果修正風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，再由修正后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)外推到真實(shí)外形的氣動(dòng)數(shù)據(jù).通過(guò)修正，真實(shí)氣動(dòng)外形的法向力提高，軸向力降低.修正結(jié)果顯示在巡航狀態(tài)(H=26 km，Ma=6.0，α=4°)，真實(shí)外形的升阻比為3.863.

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)吸氣式高超聲速巡航飛行器的氣動(dòng)布局選型及氣動(dòng)特性評(píng)估工作，獲得了高升阻比的飛行器氣動(dòng)布局.為了驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的精確度，確定了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證方案，并針對(duì)此氣動(dòng)外形的風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)展了多輪數(shù)值分析工作，最終成功進(jìn)行了飛行器的內(nèi)外流一體化冷流試驗(yàn).進(jìn)氣道在Ma=4.0～7.0范圍內(nèi)均能正常起動(dòng)，驗(yàn)證了氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案的可行性，并采用數(shù)據(jù)修正方法，獲得了飛行器全速域氣動(dòng)參數(shù)，得到以下結(jié)論:

1)根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道局部紋影圖辨析在所研究馬赫數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)氣道均能啟動(dòng)，通過(guò)監(jiān)測(cè)流量系數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)顯示巡航點(diǎn)飛行器進(jìn)氣道滿(mǎn)足設(shè)計(jì)需求，在小攻角范圍內(nèi)(α=-4°～4°)，隨著攻角的增大，流量系數(shù)隨之增大，總壓恢復(fù)系數(shù)隨之增大;在同一攻角條件下，隨著馬赫數(shù)的增大，流量系數(shù)隨之增大，總壓恢復(fù)系數(shù)降低.

2)冷流風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了數(shù)值算法的有效性，除軸向力以外，其余力及力矩系數(shù)的發(fā)展規(guī)律及數(shù)值基本吻合，可通過(guò)試驗(yàn)值修正真實(shí)氣動(dòng)外形數(shù)據(jù).軸向力方面由于采用尾撐的測(cè)量方式，在對(duì)擴(kuò)張段處軸向力的模擬上存在一定誤差，同時(shí)由于存在雷諾數(shù)差異，使得數(shù)據(jù)最大誤差為17%，可通過(guò)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值分析修正試驗(yàn)數(shù)據(jù)，再預(yù)示真實(shí)氣動(dòng)外形數(shù)據(jù).

3)經(jīng)扣除“內(nèi)阻”，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谘埠皆O(shè)計(jì)點(diǎn)(H=26 km，Ma=6.0，α =4°)升阻比為3.245，通過(guò)采用關(guān)聯(lián)數(shù)據(jù)修正，真實(shí)氣動(dòng)外形的法向力提高，軸向力降低，修正結(jié)果顯示在巡航狀態(tài)真實(shí)外形的升阻比為3.863.

References)

［1］ McClinton C R，Hunt J L，Ricketts R H，et al.Airbreathing hypersonic technology vision vehicles and development dreams［R］.AIAA-1999-4978，1999

［2］ William H H，David T P.Hypersonic airbreathing propulsion［M］.Washington D C:American Institute of Aeronautics and Astronautics，1994

［3］ Hiroaki K，Tetsuya S，Nobuhiro T.Optimization of airbreathing propulsion system for the TSTO spaceplane［R］.AIAA-2001-1912，2001

［4］ Chavez F R，Schmidt D K.Analytical aero-propulsive/aeroelastic hypersonic vehicle model with dynamic analysis［J］.Journal of Guidance Control and Dynamics，1994，17(6):1308-1319

［5］ Rudd L V，Pines D J.Integrated propulsion effects on dynamic stability and control of hypersonic waveriders［R］.AIAA-2000-36948，2000

［6］孟中杰，陳凱，黃攀峰，等.高超聲速飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合建模與控制［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29(5):1509-1524 Meng Zhongjie，Chen Kai，Huang Panfeng，et al.The coupling model and control between scramjet and airframe for hypersonic vehicle［J］.Journal of Astronautics，2008，29(5):1509-1524(in Chinese)

［7］ Bolender M A，Doman D B.Nonlinear longitudinal dynamical model of an air-breathing hypersonic vehicle［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2007，44(2):374-387

［8］馬輝，袁建平，方群.吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)特性分析［J］.宇航學(xué)報(bào)，2007，28(5):1100-1104 Ma Hui，Yuan Jianping，F(xiàn)ang Qun.Dynamics analysis of airbreathing hypersonic vehicle［J］.Journal of Astronautics，2007，28(5):1100-1104(in Chinese)

［9］張曉嘉，梁德旺.內(nèi)壓縮通道幾何參數(shù)對(duì)高超聲速進(jìn)氣道性能的影響［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2005，37(6):685-689 Zhang Xiaojia，Liang Dewang.Performance effects of geometry parameters on hypersonic inlet［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2005，37(6):685-689(in Chinese)

［10］ Trapier S，Duveau P，Deck S.Experimental study of supersonic inlet buzz［R］.AIAA-20451-244，2006

［11］張曉嘉，梁德旺，李博，等.典型二元高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22(8):1290-1296 Zhang Xiaojia，Liang Dewang，Li Bo，et al.Study of design method of typical two-dimensional hypeisonic inlet［J］.Journal of Aerospace Power，2007，22(8):1290-1296(in Chinese)

［12］洛廣琦，鄭九州，宋頔源.考慮附面層影響的二元混壓式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24(9):2063-2068 Luo Guangqi，Zheng Jiuzhou，Song Diyuan.Design of a two-dimensional mixed-compression supersonic inlet with boundary layer consideration［J］.Journal of Aerospace Power，2009，24(9):2063-2068(in Chinese)

［13］ Ryan P，Starkey M，Lewis J.Critical design issues for airbreathing hypersonic waverider missiles［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38(4):510-519

［14］車(chē)競(jìng)，唐碩.高超聲速飛行器機(jī)身/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法研究［J］.試驗(yàn)流體力學(xué)，2006，20(2):41-49 Che Jing，Tang Shuo.Research of airframe/scramjet integrated design of hypersonic vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2006，20(2):41-49(in Chinese)

［15］黎明，宋文艷，賀偉.高超聲速二維混壓式前體/進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2004，19(4):459-465 Li Ming，Song Wenyan，He Wei.Design method of two-dimensional hypersonic forebody/inlet of mixed compression［J］.Journal of Aerospace Power，2004，19(4):459-465(in Chinese)

［16］李留剛，譚慧俊，孫姝，等.二元高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)的信號(hào)特征及預(yù)警［J］.航空學(xué)報(bào)，2010，31(12):2324-2331 Li Liugang，Tan Huijun，Sun Shu，et al.Signal characteristics and prediction of unstarting process for two-dimensional hypersonic inlet［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2010，31(12):2324-2331(in Chinese)

［17］張紅英，孫姝，程克明，等.進(jìn)氣道工作狀態(tài)對(duì)吸氣式高超飛行器氣動(dòng)力特性影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2007，28(4):624-628 Zhang Hongying，Sun Shu，Cheng Keming，et al.Experimental investigation of inlet start/unstart influences on the aerodynamic characteristic of a hypersonic vehicle［J］.Journal of Astronautics，2007，28(4):624-628(in Chinese)

［18］羅金玲，徐敏，劉杰.一體化外形的高超聲速飛行器升阻特性研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2007，28(6):1478-1481 Luo Jinling，Xu Min，Liu Jie.Research on lift and drag characteristics for the integrated configuration of hypersonic vehicle［J］.Journal of Astronautics，2007，28(6):1478-1481(in Chinese)