高超聲速飛行器二元進氣道試驗和計算

焦子涵，鄧　帆,2，袁　武，王雪英，陳　林，董　昊

(1.中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京　100076；2.謝菲爾德大學 機械工程學院，謝菲爾德，英國；3.中國科學院計算機網(wǎng)絡信息中心 超級計算中心，北京　100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京　100076；5.南京航空航天大學 航空宇航學院，南京　210016)

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高超聲速飛行器二元進氣道試驗和計算

焦子涵1，鄧帆1,2，袁武3，王雪英4，陳林1，董昊5

(1.中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京100076；2.謝菲爾德大學 機械工程學院，謝菲爾德，英國；3.中國科學院計算機網(wǎng)絡信息中心 超級計算中心，北京100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京100076；5.南京航空航天大學 航空宇航學院，南京210016)

設計了一種吸氣式面對稱高超聲速飛行器，針對進氣道性能，分別在兩座風洞開展通流試驗研究。針對第1次風洞試驗大攻角狀態(tài)(α=8°)測量值偏離線性的問題，輔助采用數(shù)值模擬手段分析原因，并對試驗方案進行改進設計，解決了首次試驗出現(xiàn)的問題。結(jié)果顯示，在典型狀態(tài)(Ma=5～6)下，進氣道起動正常，性能良好，具有一定的抗側(cè)滑能力；隨來流馬赫數(shù)增加，進氣道流量系數(shù)增大，總壓恢復系數(shù)減小，計算結(jié)果和試驗結(jié)果一致；試驗結(jié)果和數(shù)值計算的差異主要表現(xiàn)為基本測壓方案α>4°后，流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)出現(xiàn)嚴重的非線性。數(shù)值模擬結(jié)果表明，主要原因為模型支撐方式及測壓方式所引起的偏差， 通過改進試驗方案，解決了大攻角狀態(tài)下測量值偏離正常趨勢的問題。

二元進氣道； 巡航飛行器； 通流試驗；超燃沖壓發(fā)動機

0　引言

吸氣式高超聲速飛行器[1]是未來最有可能實現(xiàn)高超聲速單級入軌和巡航的飛行器。世界發(fā)達國家積極探索超燃發(fā)動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器[2-3]，取得了重大進展，并先后進行了多次地面試驗和飛行試驗。

超燃沖壓發(fā)動機是吸氣式高超聲速飛行器的關鍵部件之一，主要部件為進氣道、燃燒室和尾噴管[4-5]。進氣道是超燃沖壓發(fā)動機的進氣裝置，其主要功能是為發(fā)動機捕獲足夠的空氣流量，并進行高效壓縮，是發(fā)動機產(chǎn)生足夠推力的重要保證[6-7]，沖壓發(fā)動機大多采用定幾何進氣道[8-9]。高超聲速飛行器作戰(zhàn)效能的發(fā)揮依賴于發(fā)動機以較高性能在整個飛行包線內(nèi)穩(wěn)定工作。

一般采用流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)、進氣道阻力和起動馬赫數(shù)等參數(shù)描述進氣道的性能。其中，總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)是進氣道性能的關鍵參數(shù)，進氣道風洞試驗的一項重要內(nèi)容便是獲取這2個參數(shù)。準確測量進氣道流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)，對開展進氣道風洞試驗獲取進氣道性能參數(shù)和進一步改進進氣道設計具有重要意義。超聲速進氣道流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)通常采用總/靜壓測量換算獲得流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)[10-11]。因此，總/靜壓的測量精度決定了流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)測量的精度。為了進一步提高流量精度，國內(nèi)多位學者進行了較深入研究。史建邦等在測量截面加入附面層測壓耙，并使用面積分塊和附面層修正的方法，得到發(fā)動機空氣流量[12]；王紅、馬明明等研究了測量截面流場畸變對流量測量結(jié)果的影響[13]；樊建超、華杰等在測量裝置使用前，對所用流量測量裝置進行了校準試驗研究，獲得測量裝置誤差精度[14]；王澤江等研究了軸對稱吸氣式高超聲速飛行器內(nèi)外流同時測力試驗，將風洞試驗的內(nèi)流和外流進行了解耦[15]；趙忠良等對高超聲速飛行器通流試驗方法進行了研究[16]；肖虹等設計了一種吸氣式乘波高超聲速構(gòu)型，并對其進行了測壓試驗研究，考核了進氣道和乘波構(gòu)型的相關性能[17]。但國內(nèi)大多研究集中于進氣道本身的研究，鮮有針對氣動/推進系統(tǒng)一體化的面對稱高超聲速飛行器進行通流測壓/測力試驗研究。

本文設計了一種氣動/推進系統(tǒng)一體化布局面對稱吸氣式巡航飛行器，并對該飛行器進行通流狀態(tài)測力/測壓試驗研究，通過2次風洞試驗對比研究，并結(jié)合CFD仿真分析，不僅驗證了進氣道設計的可行性，而且針對第1次通流試驗測壓方案不足進行了改進，獲得了與數(shù)值模擬結(jié)果一致的測壓結(jié)果。

1　進氣道設計

在高超聲速飛行條件下，吸氣式高超聲速飛行器和發(fā)動機的合理匹配是提高吸氣式高超聲速飛行器氣動性能的重要手段之一[18]。超燃沖壓發(fā)動機的推力/速度特性是影響飛行器飛行品質(zhì)和動態(tài)特性主要因素之一，而超然沖壓發(fā)動機性能的發(fā)揮依賴飛行器的飛行狀態(tài)和姿態(tài)，二者緊密耦合，相互影響。因此，一體化設計是吸氣式高超聲速飛行器設計的最優(yōu)選擇[19]。

一體化設計的關鍵內(nèi)容之一便是飛行器前體/進氣道的一體化設計，前體/進氣道既是吸氣式高超聲速飛行器的重要升力面之一，又是進氣道的主要壓縮面，其性能直接影響飛行器和發(fā)動機的性能[20]。進氣道設計參數(shù)如圖1所示，采用等強度波系配置方式，波系配置為3.8°+5.8°+5°，進氣道進口為矩形，進口/前體寬度比為0.58，前體長度2 089 mm，前緣型線采用超橢圓描述，n取值2.2[21]，機身前緣頂點距外唇罩前緣的垂直高度為442 mm，喉道高度為75 mm，唇罩兩側(cè)的側(cè)板后掠，后掠角度為57°。

(a) 側(cè)視圖

(b) 俯視圖

圖2～圖4給出了飛行器頭部Ma=6.0、α=4°狀態(tài)下的馬赫數(shù)分布及流動結(jié)構(gòu)圖譜。對稱面馬赫數(shù)分布情況顯示，設計狀態(tài)下前體外壓縮波系基本匯聚在進氣道唇罩前緣附近，且進氣道內(nèi)通道激波及其反射激波未導致明顯的流動分離現(xiàn)象[22]。圖3顯示，前體波面在一定寬度范圍內(nèi)接近平直，僅兩側(cè)呈現(xiàn)局部彎曲。圖4顯示，與前體邊界層的分布一致，喉道截面的總壓圖譜中，邊界層氣流同樣呈現(xiàn)出中間厚、兩邊薄的分布特征。絕大部分低能流被堆積在內(nèi)通道的壓縮面一側(cè)。隨后，當氣流進入內(nèi)通道，兩側(cè)橫向掃略激波和內(nèi)通道上、下壁面壓差引起的二次旋流影響逐漸增強。最終，在隔離段出口截面處形成了較大面積的低能流堆積區(qū)。綜合評估，進氣道在設計點的性能滿足設計要求。由于采用半模計算，所以圖4中的流場左右不對稱。

圖2　對稱面馬赫數(shù)分布圖譜

(a) 喉道

(b) 隔離段出口

2　試驗方案設計

2.1基本試驗方案

在第一座高超聲速風洞開展的試驗，采用尾支撐方式，檢驗不同來流條件下進氣道的起動性能，在保證進氣道正常起動的前提下，開展測力試驗。為了滿足氣流壅塞度的要求，模型縮比為1∶10，采用測壓耙測量總壓和靜壓，測壓管布置如圖5所示：發(fā)動機尾噴口布置3個靜壓測量孔，取3個測量值的平均值作為靜壓值；為盡量保證總壓和靜壓在同一位置，在靜壓測量孔上方，布置2個總壓測量孔，取2個總壓的平均值作為總壓值[21]。試驗通過測量的總壓值和靜壓值換算進氣道的流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)[23]，結(jié)合進氣道附近的紋影圖，判斷進氣道的流場品質(zhì)，若進氣道性能符合要求，則去掉測壓系統(tǒng)，進行飛行器測力試驗。

圖5　基本方案測壓裝置示意圖

圖6和圖7分別對比了試驗模型內(nèi)通道流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)的數(shù)值模擬結(jié)果和試驗值。圖6和圖7結(jié)果顯示，數(shù)值計算結(jié)果表現(xiàn)出較好的線性增長趨勢，同一馬赫數(shù)條件下，在小攻角范圍內(nèi)(α=-4°～4°)，數(shù)值計算和試驗結(jié)果表現(xiàn)出良好的一致性，但在8°攻角下，差異顯著，試驗結(jié)果表現(xiàn)出很大的非線性。

圖6　流量系數(shù)隨攻角的變化曲線

針對大攻角狀態(tài)的發(fā)展趨勢差異，本文模擬試驗條件進行了數(shù)值模擬。圖8給出了試驗模型尾部對稱面典型流場分析結(jié)果，橫坐標為模型沿流向的長度。

圖7　總壓恢復系數(shù)隨攻角的變化曲線

(a) α=0°

(b) α=8°

由圖8可見，內(nèi)流道氣流經(jīng)喉道后急劇膨脹，但在對稱面附近，氣流受到尾支撐的阻滯形成斜激波，并反射至噴管出口端面。在測壓試驗方案中，靜壓測量點布置在進氣道下側(cè)，沿軸向位置依次為0.675、0.683、0.691 m，該處受喉道處膨脹波系和尾支撐激波同時作用，流動參數(shù)梯度較大，致使3個測壓點數(shù)據(jù)相差較大，計算值與試驗值表現(xiàn)一致。由于尾支撐激波是風洞試驗中另外引入的，與真實飛行情況不符，將使出口端面測量的總壓數(shù)據(jù)小于真實飛行情況的總壓數(shù)據(jù)，導致獲取的總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)等產(chǎn)生了誤差。

2.2試驗方案改進

針對測壓試驗中出現(xiàn)的問題，數(shù)值模擬結(jié)果顯示，其原因應是在尾噴管擴張段處尾撐天平的干擾以及靜壓測量點的布排，由此對試驗方案進行了針對性改進，改進試驗在另一座高超聲速風洞中開展。

試驗模型喉道以后的內(nèi)管道盡量幾何模擬，但在模型出口段部分，由于天平支桿存在，很難真實模擬內(nèi)管道流動情況，且內(nèi)管道一直在擴展，出口壓力分布不均勻。設計時，在該段加一等直隔板，盡量使出口氣流方向平直、壓力均勻，以提高出口氣流參數(shù)測量的準確度；同時，避免氣流在內(nèi)管道中直接吹掃到天平支桿和元件，從而減小天平溫度效應。

首先，對靜壓測量方式進行了改進，在尾噴管出口兩側(cè)壁，各打5個靜壓孔來測量出口靜壓。為了避開過于靠近出口因膨脹造成的不確定性，靜壓孔開在了距出口端面3 mm處的內(nèi)壁面上。其次，出口總壓由5×5=25針總壓耙來測量，考慮到出口因膨脹不確定性和堵塞度，總壓探針前端則與出口端面平齊。測壓管的排列規(guī)則為沿航向，左側(cè)靜壓自上而下編為1～5；右側(cè)靜壓自上而下編為6～10；總壓耙自左列向右列、每列自上而下編為11～35。測壓系統(tǒng)安裝于模型，如圖9所示。

(a)

(b)

2.3試驗結(jié)果分析

圖10為Ma=6.0、α=0～8°條件下試驗模型進氣道紋影圖片。紋影錄像顯示，在設計狀態(tài)，進氣道激波未發(fā)生吞吐現(xiàn)象，波系穩(wěn)定，并在唇口內(nèi)相交，表明進氣道起動性能良好，達到了設計要求。

圖11是各靜壓測點計算值與試驗值的比較情況。從分布來看，第1個靜壓測點和第6個靜壓測點計算值與試驗值最大誤差在30%左右(尾噴管頂部位置，氣流受邊界層影響較大)，其余測點最大誤差在15%以內(nèi)，與基本方案相比，偏差明顯減小。

(a) α=0°　　　 　　　　(b) α=4°　　　 　　　　(c) α=8°

(a) Ma=5.0，β=0°　　　　 　　　　　　　　(b) Ma=5.0，β=4°

(c) Ma=6.0，β=0°　　　　　 　　　　　　(d) Ma=6.0，β=4°

由圖12及圖13可見，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，總壓恢復系數(shù)降低。主要原因為馬赫數(shù)增大后，激波角變小，進氣道溢流減少，斜激波變強，激波損失加大，總壓恢復系數(shù)隨之減小。測壓試驗結(jié)果對測壓耙的位置和數(shù)量較敏感，兩次風洞試驗是在兩座不同的風洞中進行的，且測壓方式做了優(yōu)化。所以，前后2次測量的數(shù)值有所差異，換算的流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)也有所差異。

進氣道總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)的CFD模擬結(jié)果和試驗結(jié)果一致，二者均表明內(nèi)部氣流在進氣道中未發(fā)生壅塞；在較大攻角狀態(tài)下，試驗數(shù)據(jù)并未出現(xiàn)非線性，證明此輪試驗方案避免了上輪試驗所出現(xiàn)的測壓問題，預示值和測量值的變化趨勢吻合良好，出口處總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)等相對誤差不超過11%?？傮w評價試驗和計算的符合度，優(yōu)于基本試驗方案，尤其是在大攻角工況下。

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

3　結(jié)論

(1)風洞試驗和數(shù)值計算結(jié)果均表明，進氣道在Ma=5.0～6.0范圍內(nèi)，均能正常起動，并具有一定的抗側(cè)滑能力，進氣道設計方案可行，滿足設計要求。

(2)在設計工況下，同一攻角條件，隨著馬赫數(shù)的增大，流量系數(shù)增大，總壓恢復系數(shù)減小。

(3)基本試驗方案中，尾支撐干擾及靜壓測量方式對測壓結(jié)果影響較大，改進試驗方案后，各靜壓測量點平均相對誤差小于15%，總壓測量誤差小于11%，試驗誤差顯著減小。

(4)為保證測力試驗是在進氣道起動狀態(tài)下進行進行，在測力試驗前，須進行測壓試驗，吸氣式高超聲速飛行器對壓力的測量方式較敏感，在測壓試驗中，應仔細選擇測壓方案，包括測壓點的數(shù)量和位置等。

(5)本文改進后的測壓方案需根據(jù)模型縮比和進氣道出口氣流壅塞度仔細權(quán)衡后使用，應注意避免測壓管布放過密，引起進氣道出口處氣流阻塞，從而影響進氣道特性的正確測量。

在下一步研究中，將采用腹部支撐或者背支撐方式，以便更好地模擬尾噴管特性。

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(編輯：崔賢彬)

Through-flow experiment and calculation of two-dimensional inlet for hypersonic cruise vehicles

JIAO Zi-han1, DENG Fan1,2, YUAN Wu3,WANG Xue-ying4,CHEN Lin1, DONG Hao5

(1.Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing100076, China;2.Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield, United Kingdom;3.Supercomputing Center, Computer Network Information Center, Chinese Academy of Sciences, Beijing100190, China;4.Beijing Institute of Nearspace Vehicle Systems Engineering, Beijing 100076, China;5.College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing210016, China)

The performances of a two-dimensional inlet with hypersonic cruise vehicles configuration were investigated by wind tunnel experiments and CFD simulations in this article. A hypersonic cruise vehicle integrated aerodynamics and propulsion was designed. CFD simulations and two wind tunnel tests were carried out in two different wind tunnels to examine the hypersonic performances of the inlet. Though analyzing the results of the first wind tunnel experiment, an improved test scheme was carried out. The pressure measuring experiments results show that: The inlet was able to start under free stream mach number from 5.0 to 6.0 at interval of 1.0 , even considering the yaw angle of 4°. The total pressure recovery coefficient and mass flow ratio of the inlet satisfied the requirements of design through analyzing the monitoring results. The total pressure recovery coefficient of the inlet decreased as the mach number of flow increased, mass flow ratio increased linearly as the angle of attack increased; the total pressure recovery coefficient and the mass flow ratio of experiment agreed well with the CFD results, even the angle of attack is more than 4°. There were differences of the changing trend of total pressure recovery coefficient and mass flow ratio between the two experiment results when the angle of attack is more than 4° because of the differences of the two test scheme, the problem of departure from the regular changing trend was solved after improving the test scheme.

two-dimensional inlet；cruise vehicle；through-flow experiment；scramjet engine

2015-08-17；

2016-03-02。

焦子涵(1988—)，男，工程師，研究方向為飛行器設計和空氣動力學。E-mail:zihan325@126.com

V430

A

1006-2793(2016)04-0470-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.004