羅金玲，周 丹，康宏琳，王濟康

（北京空天技術(shù)研究所，北京 100074）

典型氣動問題試驗方法研究的綜述

羅金玲，周 丹，康宏琳，王濟康

（北京空天技術(shù)研究所，北京 100074）

吸氣式高超聲速飛行器機體與推進系統(tǒng)高度一體化，飛行器內(nèi)外流場復(fù)雜及相互影響，地面試驗?zāi)M技術(shù)難度大，有必要開展風洞試驗方法研究。本文簡要分析了吸氣式高超聲速飛行器的主要氣動問題和試驗需求。針對機體／推進一體化性能試驗、邊界層強制轉(zhuǎn)捩試驗與尖銳前緣電弧風洞等三類典型試驗，梳理了國內(nèi)外相關(guān)風洞試驗的研究思路，提出了上述三類典型風洞試驗應(yīng)模擬的參數(shù)，對地面試驗難以模擬的重要參數(shù)進行了影響分析。根據(jù)現(xiàn)有試驗設(shè)施的模擬能力，總結(jié)了三類典型風洞試驗方法，并提出了機體／推進一體化性能數(shù)據(jù)準確獲取的有效方法。

高超聲速飛行器；氣動性能；尖銳前緣；邊界層強制轉(zhuǎn)捩；風洞試驗方法

0 引 言

高超聲速飛行在近些年來受到了廣泛的關(guān)注。特別是2004年，美國吸氣式高超聲速飛行器X-43A取得馬赫數(shù)7和馬赫數(shù)10飛行演示驗證試驗的成功［1］，實現(xiàn)了8s和10s超燃沖壓發(fā)動機推動下的高超聲速飛行器自由飛行。2013年，X-51A飛行演示驗證試驗實現(xiàn)了以馬赫數(shù)4．8～5．1有動力飛行時間達240s的歷史性突破［2］。這三次高超聲速飛行演示驗證試驗的成功，標志著超燃沖壓發(fā)動機、機體／推進一體化等關(guān)鍵技術(shù)的研究取得了重大進展，同時也推動了高超聲速試驗設(shè)施與試驗技術(shù)的發(fā)展。

超燃沖壓發(fā)動機、機體／推進一體化、結(jié)構(gòu)熱防護等關(guān)鍵技術(shù)研究都離不開地面試驗的支撐，地面試驗研究是高超聲速技術(shù)和關(guān)鍵數(shù)據(jù)來源的最重要研究手段。由于飛行器內(nèi)外流高度耦合，高超聲速飛行力學環(huán)境惡劣，地面試驗?zāi)M難度較大，對地面試驗技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)。根據(jù)國內(nèi)外的研究情況［3］，目前高超聲速氣動試驗面臨的諸多難題都是由于風洞試驗設(shè)備模擬能力不足，試驗方法也不成熟。例如潔凈空氣介質(zhì)中超聲速燃燒研究是因為人們采用了燃燒風洞的污染試驗氣體；高溫氣體效應(yīng)的影響是由于試驗氣流溫度低，難以模擬壁溫比以及氣體組分不同；機體／推進一體化試驗的外流和燃燒內(nèi)流模擬要求足夠大的試驗流場；邊界層轉(zhuǎn)捩試驗需要模擬“安靜”的流場；尖銳前緣試驗需要模擬沿彈道飛行的熱環(huán)境。這些關(guān)鍵問題研究的不足將影響超燃沖壓發(fā)動機、機體／推進一體化、結(jié)構(gòu)熱防護等關(guān)鍵技術(shù)的突破。

以美國為代表的軍事強國高度重視高超聲速試驗設(shè)施的建設(shè)與試驗技術(shù)的研究，經(jīng)過50余年的發(fā)展，美國建成了一大批先進地面試驗設(shè)施，形成了比較完備的高超聲速試驗研究體系［4］，如最成功、最有代表的NASA蘭利研究中心的8英尺高溫高超聲速風洞（8-Ft HTT風洞）、CUBRC研究中心的LENS系列激波風洞及適應(yīng)于高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究的靜音風洞等，這些地面設(shè)施對X-43A和X-51A飛行試驗的成功發(fā)揮了重要作用。

X-43A和X-51A這兩類飛行器代表了當今世界吸氣式高超聲速技術(shù)的先進水平，飛行器研制過程中開展了大量地面試驗研究［5-8］，有些試驗方法值得我們借鑒。本文首先梳理吸氣式高超聲速飛行器存在的主要氣動問題和試驗需求，針對機體／推進一體化、邊界層強制轉(zhuǎn)捩及尖銳前緣等關(guān)鍵問題，通過分析國內(nèi)外相關(guān)地面試驗研究思路，并結(jié)合現(xiàn)有試驗設(shè)施能力，總結(jié)上述關(guān)鍵問題的試驗方法，最后給出地面試驗應(yīng)模擬的參數(shù)，并提出一體化氣動試驗性能數(shù)據(jù)的獲取方法，這對后續(xù)開展高超聲速飛行器氣動力、熱試驗研究具有一定參考價值。

1 主要氣動問題及試驗需求

吸氣式高超聲速飛行器最大特點是以超燃沖壓發(fā)動機為動力，能在大氣層內(nèi)實現(xiàn)長時間的高超聲速飛行，其氣動問題主要包括：機體／推進一體化氣動設(shè)計、氣動力／熱特性的預(yù)測、熱氣動彈性、力／熱／結(jié)構(gòu)多場耦合的動載荷、氣動熱／熱防護、高動壓下非對稱外形的分離等問題，多學科強耦合是一體化高超聲速飛行器的典型特征。

涉及的主要氣動基礎(chǔ)科學問題有：邊界層自然轉(zhuǎn)捩與強制轉(zhuǎn)捩問題、激波／邊界層干擾與激波／激波干擾、發(fā)動機內(nèi)流道的超聲速燃燒流動、前體／進氣道激波振蕩等非定常與非線性流動，流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，如圖1所示［9］。

圖1 發(fā)動機工作時機體／推進一體化流動特征Fig.1 Typical flows configurations for airframeintegrated scramjet operation

與以往的再入高超聲速飛行器和助推滑翔式高超聲速飛行器相比，吸氣式高超聲速飛行器其氣動熱力學設(shè)計完全不同，將面臨機體／推進一體化設(shè)計、邊界層強制轉(zhuǎn)捩、尖銳前緣熱結(jié)構(gòu)設(shè)計等新的氣動核心難點問題，同時對地面試驗設(shè)施與試驗技術(shù)均提出了新的需求。

1.1 主要氣動問題

1.1.1 機體／推進一體化

由于超燃沖壓發(fā)動機給飛行器提供的推力裕度較小，采用機體／推進一體化的氣動外形，以實現(xiàn)飛行器推阻平衡。如圖1所示，該類腹部進氣升力體飛行器，將超燃沖壓發(fā)動機布置在機身的下方，利用前機身作為進氣道的壓縮面，后機身下表面作為一個自由膨脹面，以獲得較大的推力?？梢?，這種布局形式使得氣動與發(fā)動機的性能高度耦合，直接影響飛行器的推力、阻力、升力、力矩配平、操穩(wěn)特性匹配及總體性能，機體與推進系統(tǒng)一體化設(shè)計是實現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行的關(guān)鍵。

此外，由于飛行器機體與發(fā)動機高度一體化，機體與發(fā)動機沒有明顯的分界線，為了研究飛行器的氣動與發(fā)動機性能，并獲得其性能數(shù)據(jù)，需進行氣動／發(fā)動機力界面劃分，力的界面劃分方法主要有兩種［10］：cowl-to-tail力的算法與nose-to-tail力的算法，如圖2、圖3所示，前者是從飛行器氣動研究外流的角度劃分的，后者是從發(fā)動機研究推力的角度劃分的。不同的計算系統(tǒng)劃分方法實際上反映了一體化設(shè)計與分析方法的復(fù)雜性與難度，無論哪種劃分方法，氣動和發(fā)動機性能數(shù)據(jù)都無法采用以往常規(guī)風洞試驗方法直接獲取。必須開展機體／推進一體化試驗，準確預(yù)測機體／推進一體化性能，對解決一體化設(shè)計問題尤為重要。

圖2 cowl-to-tail力的算法Fig.2 Cowl-to-tail forc eaccounting system

圖3 nose-to-tail力的算法Fig.3 Nose-to-tail force accounting system

1.1.2 邊界層強制轉(zhuǎn)捩

在以往航空航天飛行器設(shè)計領(lǐng)域，人們關(guān)注邊界層轉(zhuǎn)捩對飛行器的阻力和氣動熱環(huán)境的影響，而對于吸氣式高超聲速飛行器來講，更加關(guān)注邊界層轉(zhuǎn)捩對超燃沖壓發(fā)動機進氣道起動和發(fā)動機性能的影響。主要原因是，由于前體／進氣道存在復(fù)雜的激波-邊界層干擾，當進氣道的流動為層流時，容易在進氣道壓縮面的拐角和隔離段入口激波反射區(qū)產(chǎn)生分離，嚴重時會導致進氣道不起動。在前體／進氣道壓縮面上加裝強制轉(zhuǎn)捩裝置，可使流動從層流變?yōu)橥牧?，減少流動分離，提高流動抗反壓能力，確保進氣道的起動和超燃沖壓發(fā)動機正常工作。同時，進入發(fā)動機的流動為湍流時，也有利于發(fā)動機穩(wěn)定燃燒，進而提高發(fā)動機的性能。由此可見，強制轉(zhuǎn)捩對吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計非常重要，但由于強制轉(zhuǎn)捩裝置流動復(fù)雜，幾何尺寸也較小，要模擬飛行條件下的“靜音”環(huán)境，給地面試驗研究帶來很大困難。

1.1.3 尖銳前緣

吸氣式高超聲速飛行器長時間在大氣層中飛行，氣動加熱嚴酷，相對以往高超聲速再入飛行器而言，它面臨的氣動熱環(huán)境具有低焓、中等熱流、加熱時間長、動壓高的特點。超燃沖壓發(fā)動機工作時，飛行器面臨內(nèi)外交困的燃燒熱和氣動熱環(huán)境。為了實現(xiàn)飛行器長航時精確控制，飛行器需采用微燒蝕、維型式的防熱設(shè)計；為了確保發(fā)動機進氣道正常起動和提高飛行器升阻比，飛行器的頭部、翼舵前緣等局部外形需要進行尖銳化設(shè)計，如X-43A以馬赫數(shù)7短時飛行的頭部尖銳前緣半徑為0．75mm，以馬赫數(shù)10短時飛行時的頭部尖銳前緣半徑僅為1．2mm［11］，尖銳前緣是飛行器受熱最嚴酷的部位，溫度梯度大，熱應(yīng)力影響大，尖銳前緣設(shè)計與考核評估是關(guān)鍵。對于高溫及大溫度梯度的尖銳前緣，面對現(xiàn)有風洞試驗?zāi)芰χ萍s情況下，如何綜合考慮模擬耐高溫性、抗氧化性、抗沖刷性以及結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力等因素，實現(xiàn)尖銳前緣熱結(jié)構(gòu)的合理考核，給地面試驗研究提出了新的挑戰(zhàn)。

1.2 主要試驗需求

高超聲速飛行器風洞試驗主要分為常規(guī)高超聲速風洞和高溫高超聲速風洞試驗。利用常規(guī)高超聲速風洞可以開展飛行器氣動布局研究，進行常規(guī)氣動力、測壓、動導數(shù)及其多體分離等相關(guān)地面模擬試驗。而針對機體／推進一體化性能預(yù)測、尖銳前緣及邊界層強制轉(zhuǎn)捩等氣動難點問題的研究，需要在高動壓、高焓、更長有效試驗時間、大尺寸的高溫高超聲速風洞以及靜音風洞中開展試驗研究。按加熱方式的不同高溫高超聲速風洞可分為以下幾種：激波加熱風洞、蓄熱加熱風洞、電弧加熱風洞和燃燒加熱風洞等。從文獻資料［12］可以看出，圍繞X-43A超燃沖壓發(fā)動機演示驗證目的，利用燃燒加熱風洞（如GASL Leg IV、高溫高超聲速風洞8-Ft H HT）、電弧風洞（AHSTF）開展了大量地面試驗研究。如圖4所示，給出了X-43A發(fā)動機流道地面試驗研究的技術(shù)途徑，對試驗設(shè)備效應(yīng)、模型效應(yīng)、污染效應(yīng)及邊界層等的影響進行了系統(tǒng)地研究，并在8英尺高溫高超聲速風洞中開展了全尺寸模型的驗證試驗，以支撐飛行試驗。

通過對X-43A地面試驗研究思路的分析，可以得出，為了驗證機體／推進一體化設(shè)計方法及獲得性能數(shù)據(jù)，需要在常規(guī)高超聲速風洞中開展氣動性能試驗，在燃燒加熱風洞中開展發(fā)動機性能試驗，以及在大尺寸燃燒加熱風洞中開展一體化性能預(yù)測試驗；為了研究邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，需要在常規(guī)高超風洞、激波風洞及靜音風洞中開展試驗研究；而針對尖化前緣問題的研究需要在激波風洞和電弧加熱風洞開展試驗研究。

圖4 Ma=7 X-43A地面試驗驗證技術(shù)途徑Fig.4 Ma=7 X-43 ground test-verification roadmap

綜上所述，機體／推進一體化性能試驗、邊界層強制轉(zhuǎn)捩和尖銳前緣試驗是高超聲速飛行器關(guān)鍵的地面試驗，涉及高超聲速常規(guī)風洞與高溫高超聲速風洞以及靜音風洞，單座風洞試驗難以滿足研究需求，如何利用地面氣動設(shè)施開展試驗研究，試驗方法非常關(guān)鍵。

2 氣動典型問題試驗方法研究

2.1 機體／推進一體化性能試驗

與航空飛行器、運載火箭等一般類型的飛行器相比，吸氣式高超聲速飛行器并不存在一個獨立的“發(fā)動機”部件，機體與發(fā)動機高度一體化，以往建立的風洞試驗方法不能完全適用于吸氣式高超聲速飛行器。由于吸氣式高超聲速飛行器力系劃分復(fù)雜，使得地面試驗準確獲得氣動和發(fā)動機性能數(shù)據(jù)有一定困難。主要原因是：對于氣動試驗，面臨扣除風洞試驗?zāi)Ｐ蛢?nèi)阻的問題，內(nèi)阻測量難度大；對于發(fā)動機試驗，需采用數(shù)值計算方法扣除發(fā)動機冷態(tài)內(nèi)阻，而在試驗中無法對冷態(tài)內(nèi)阻的數(shù)值計算結(jié)果進行直接驗證?？梢姡瑲鈩优c發(fā)動機性能數(shù)據(jù)的不確定度會影響飛行器推阻匹配的評估，為了提高數(shù)據(jù)獲取的準確度，開展機體／推進一體化性能試驗尤為重要。

2.1.1 試驗?zāi)M

機體／推進一體化性能試驗是在地面評估超燃沖壓發(fā)動機是否能提供足夠推力克服飛行器阻力的最直接方法。如圖5所示［9］，給出了發(fā)動機推力隨燃油流量的變化規(guī)律，圖中實線分別為馬赫數(shù)Ma＝4、7的理論預(yù)測結(jié)果，離散點為美國NASA蘭利研究中心8-Ft HTT風洞試驗結(jié)果，由此可以評估飛行器推阻匹配特性。

燃燒加熱風洞是目前進行高超聲速飛行器一體化性能研究中實現(xiàn)大流量和模擬焓值的首選風洞，8-Ft HTT風洞為目前世界上最大的燃燒加熱風洞［13］，X-43A、X-51A在該風洞中開展了全尺寸發(fā)動機自由射流試驗和一體化性能試驗，獲得了飛行器在發(fā)動機不同工況下的推阻、升力和力矩特性［14］。理論上，燃燒加熱風洞試驗應(yīng)該同時滿足氣動和發(fā)動機試驗的模擬準則要求。氣動試驗的模擬準則要求，除了試驗?zāi)Ｐ蛶缀蜗嗨仆猓璞ＷC馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、比熱比、普朗特數(shù)、壁溫比（壁面溫度與恢復(fù)溫度的比值）TW／Tr相等，那么在受熱條件下流過物體的所有粘性運動都相似。但由于燃燒加熱風洞存在污染組分，如碳氫燃料的燃燒［15］，不可避免的在試驗氣流中混入大量的水和二氧化碳等污染組分，試驗氣體介質(zhì)區(qū)別于飛行條件的純空氣，不可能全面模擬真實飛行的所有參數(shù)條件。工程實際中，一體化性能試驗?zāi)M準則優(yōu)先考慮滿足發(fā)動機試驗的模擬需求，氣動試驗只能模擬重要的參數(shù)，如馬赫數(shù)和雷諾數(shù)。

Fig.5 NASA蘭利研究中心超燃沖壓發(fā)動機性能試驗評估Fig.5 Performance summary of NASA Langley scramjet test results

常用的燃燒加熱風洞發(fā)動機試驗?zāi)M來流參數(shù)主要有兩種：一種是模擬馬赫數(shù)、靜壓、靜溫；另一種是模擬馬赫數(shù)、靜壓、總焓［9］。兩種模擬參數(shù)的差別主要在于，模擬總焓還是模擬靜溫，目前沒有統(tǒng)一的試驗?zāi)M準則。主要原因是：燃燒加熱風洞氣流中存在污染組分的影響，與飛行條件相比，模擬總焓時，總溫偏低，可能低估了高溫效應(yīng)，使飛行器前體壓縮面的激波角偏大；模擬靜溫時，對于污染空氣，模擬的總溫偏高，可能高估了高溫效應(yīng)，使得前體壓縮面的激波角偏小，從而影響發(fā)動機內(nèi)流道的流場特征，導致發(fā)動機性能存在天地差異。因此，為了準確評估吸氣式高超聲速飛行器推阻匹配特性，需要采用純凈空氣的高溫高超聲速試驗設(shè)備來研究污染組分對發(fā)動機性能的影響。從文獻［16］看出，美國利用CUBRC研究中心的LENS II激波風洞開展了X-51A全尺寸模型的推力、阻力測量試驗研究，如圖6所示，利用張線支撐方法直接獲得了飛行器的推阻性能，支架干擾小。LENS II激波風洞［4］可以模擬的飛行馬赫數(shù)范圍為4～7，噴管直徑1．55mm，最長有效時間30ms，可以復(fù)現(xiàn)X-51A飛行高度范圍。利用激波風洞開展一體化性能試驗優(yōu)點是，采用純凈空氣，可完全復(fù)現(xiàn)飛行條件的馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、靜壓、總焓，但其缺點是由于試驗時間短，壁溫比無法復(fù)現(xiàn)飛行條件，壁溫比較低，對飛行器阻力有影響。另外，由于激波風洞試驗時間非常短，發(fā)動機點火燃燒及推力測量等試驗技術(shù)難度大。國內(nèi)科學院力學所已建成φ2．5m長試驗時間JF12激波風洞，試驗時間為100ms［3］，如何利用該風洞開展一體化性能試驗研究，后續(xù)相關(guān)試驗技術(shù)還需要攻克。

圖6 懸掛在LENS II風洞中全尺寸X-51A模型的推力與阻力測量試驗Fig.6 Thrust and Drag Measurements with Full-scale X-51A model suspended in LENS II

2.1.2 脈沖風洞一體化試驗的影響因素

燃燒脈沖風洞具有流量大、焓值高和經(jīng)濟實用等不可比擬的優(yōu)勢，在高超聲速飛行器研究中發(fā)揮著重要作用。國內(nèi)中國空氣動力學研究發(fā)展中心φ600mm燃燒脈沖風洞可以模擬的飛行馬赫數(shù)為4～6，試驗時間大于0．3s，文獻資料［17］介紹了利用該風洞開展了小尺度飛行器的機體／推進一體化試驗情況，研究了一體化試驗推阻測量技術(shù)。該類風洞的不足在于試驗來流中污染組分（主要是水蒸汽和二氧化碳）對機體／推進一體化飛行器性能試驗結(jié)果有一定影響。另外，由于脈沖風洞試驗時間偏短，壁溫比對阻力影響不可忽略，而且是主要影響因素。

圖7給出了典型吸氣式高超聲速飛行器試驗?zāi)Ｐ驮隈R赫數(shù)Ma＝6發(fā)動機不工作條件下（即內(nèi)流道為冷通氣情況）的氣動力試驗結(jié)果，在燃燒脈沖風洞獲得的阻力系數(shù)與常規(guī)高超聲速風洞獲得的結(jié)果不同，阻力偏大約為29%，產(chǎn)生試驗結(jié)果差異大的原因可能有兩種：試驗來流污染組分和模型壁溫比的影響。

圖7 不同風洞的阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.7 Variation of drag coefficient with angles of attack for different wind tunnel tests

為了更好地分析影響的原因，本文采用數(shù)值模擬方法，針對發(fā)動機不工作條件下的飛行器阻力預(yù)測問題，開展燃燒脈沖風洞、常規(guī)高超聲速風洞、真實飛行條件下壁溫比對阻力影響的研究，模擬飛行來流條件為馬赫數(shù)Ma＝6、迎角為0°，來流計算條件見表1。采用完全氣體模型，基于N-S方程求解，湍流模型為k-ωSST。

表1 來流計算條件Table 1 The conditions of freestream for calculation

對于長時間飛行條件，物面邊界層內(nèi)無熱交換，可近似認為絕熱壁面。針對飛行條件下絕熱壁計算狀態(tài)，飛行器前體壓縮面的壁溫比為Tw/Tr＝0．83，對于飛行條件下等溫壁900K時的Tw/Tr＝0．6；常規(guī)高超聲速風洞的壁溫比為Tw/Tr＝0．78；燃燒脈沖風洞的壁溫比為Tw/Tr＝0．19?？梢?，燃燒脈沖風洞的壁溫比與飛行條件相差較大，常規(guī)高超聲速風洞的壁溫比接近真實飛行條件。

飛行器阻力包括壓差阻力與摩擦阻力兩部分，圖8給出了不同風洞與飛行條件下飛行器內(nèi)外流總阻力系數(shù)和壓差阻力系數(shù)隨壁溫比的變化曲線，圖中符號A1表示飛行條件絕熱壁計算結(jié)果，A2表示飛行條件等溫壁900K的計算結(jié)果，B表示常規(guī)高超聲速風洞的計算結(jié)果，C表示燃燒脈沖風洞條件的計算結(jié)果。從圖中可以看出，壁溫比對阻力系數(shù)影響較大，飛行器總阻力系數(shù)與壓差阻力系數(shù)均隨壁溫比的增大而減小，壓差阻力約占總阻力的57%；常規(guī)高超聲速風洞的阻力與飛行條件的基本相等，燃燒脈沖風洞的總阻力與壓差阻力均比常規(guī)風洞的增大約23%，這與兩個風洞試驗對比結(jié)果是基本一致的。由此可見，壁溫比是造成常規(guī)高超聲速風洞與燃燒脈沖風洞阻力差別的主要原因。

圖8 阻力系數(shù)隨壁溫比的變化Fig.8 Variation of drag coefficient with the ratios of wall temperature to recovery temperature

此外，為了揭示壁溫比對阻力的影響機理，針對飛行條件和燃燒脈沖風洞的條件進行了流場特征對比分析，圖9給出了不同壁溫條件下發(fā)動機內(nèi)流道壓力云圖，可見飛行條件與脈沖風洞條件下獲得的發(fā)動機內(nèi)流道流場特征不同。下面從壓差阻力與粘性阻力兩個方面來分析壁溫比的影響原因。

圖9 不同壁溫條件內(nèi)流道壓力云圖Fig.9 Pressure contours of vehicle flowpath for different wall temperature conditions

不同壁溫比對壓差阻力影響的原因是：發(fā)動機內(nèi)流道氣流壓縮后靜溫較高，飛行條件下壁面溫度高，而燃燒脈沖風洞壁溫低，帶來兩者的邊界層有差異，壁溫比高，邊界層厚。按照nose-to-tail力的劃分，不同壁溫條件下，邊界層厚度對飛行器外流的壓力影響較小，引起的壓力差異不顯著；而邊界層厚度對內(nèi)流道的壓力影響較大，使得壓力有顯著差異。壁溫比越低，內(nèi)流道壓力越低，壓差阻力增大。

不同壁溫比對摩擦阻力影響的原因是：壁面摩擦力為粘性系數(shù)與剪切速度的乘積。由于燃燒脈沖風洞等溫壁面條件物面附近靜溫較低，因此粘性系數(shù)減小，其壁面剪切速度增大，剪切速度增大量比粘性系數(shù)減小量更大，最終導致燃燒脈沖風洞所得摩擦阻力大于飛行條件。

2.1.3 一體化性能數(shù)據(jù)的預(yù)測方法

飛行器設(shè)計的重要任務(wù)之一是獲取氣動和發(fā)動機性能數(shù)據(jù)，作為飛行器控制、總體設(shè)計的必要輸入?yún)?shù)。由于氣動與發(fā)動機性能高度耦合，從氣動／發(fā)動機力系劃分來看，無論采用哪種力系劃分方法，都無法直接從地面試驗單獨獲得氣動性能數(shù)據(jù)。要獲得氣動和發(fā)動機耦合性能，一般有三種獲取方法：第一種是采用常規(guī)高超聲速風洞、高溫高超聲速風洞試驗（或發(fā)動機自由射流試驗臺）與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，再按照nose-to-tail力的算法，可以得到整個飛行器在發(fā)動機工作狀態(tài)下的氣動性能與發(fā)動機性能數(shù)據(jù)；第二種是地面試驗直接測量方法，即在大尺度高溫高超聲速風洞中，進行帶動力的一體化性能試驗，通過天平測量，直接獲得飛行器在發(fā)動機工作狀態(tài)下的凈推力和飛行器的升力、力矩等性能數(shù)據(jù)；第三種是通過常規(guī)高超聲速風洞、高溫高超聲速風洞試驗分別獲得冷通流的氣動性能和發(fā)動機冷熱態(tài)性能的變化量，兩者再相加，即可得到整個飛行器一體化性能數(shù)據(jù)。

美國研制X-43A飛行器時，在NASA蘭利研究中心8-Ft HTT風洞開展了1∶1尺寸的超燃沖壓發(fā)動機（Vehicle Flowpath Simulator，VFS）試驗，從圖10可見［18］，X-43A采用了第三種方法獲取一體化性能數(shù)據(jù)，進行了三種典型狀態(tài)試驗：進氣道關(guān)閉風洞試驗（cowl closed）；進氣道打開的無動力風洞試驗（cowl open unfueled）；進氣道打開的有動力試驗（cowl open fueled，燃油當量比φ＝1．2）。通過進氣道打開時有、無動力兩種狀態(tài)的試驗，可以得到飛行器帶動力的推力增量，再結(jié)合飛行器冷態(tài)測力試驗，即可獲得一體化性能數(shù)據(jù)。

圖10 X-43A進氣道開／關(guān)、冷／熱態(tài)的縱向力和力矩（包括8英尺風洞驗證結(jié)果）Fig.10 X-43A longitudinal forces and moments inlet open unpowered and powered modes（including validation results from the 8-ft HTT）

總之，采用試驗與CFD相結(jié)合的第一種預(yù)測方法，適用于飛行器方案研究階段，氣動專業(yè)與發(fā)動機專業(yè)按照力系劃分原則可單獨開展研究工作。第二種與第三種數(shù)據(jù)獲取方法適用于飛行器工程研制階段，直接通過地面試驗獲取飛行器一體化性能數(shù)據(jù)，精度較高。相對第二種方法，第三種獲取數(shù)據(jù)方法其優(yōu)點是，對高溫高超聲速試驗設(shè)施的尺度需求較低，是現(xiàn)階段實現(xiàn)對帶動力一體化飛行器性能準確預(yù)測的最佳途徑。

2.2 邊界層強制轉(zhuǎn)捩試驗

高超聲速領(lǐng)域中邊界層轉(zhuǎn)捩是一個最重要的基礎(chǔ)問題，前體/進氣道邊界層狀態(tài)與發(fā)動機進氣道性能、燃燒穩(wěn)定性和推進效率密切相關(guān)，其邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測和控制關(guān)系到飛行器整個項目研制的成敗，邊界層強制轉(zhuǎn)捩是高超聲速飛行器需重點研究的關(guān)鍵問題。高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的影響因素很多，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)與氣動外形、來流參數(shù)、壁面條件等眾多因素相關(guān)，給地面試驗?zāi)M帶來了很大難度，需要綜合利用常規(guī)高超風洞、激波風洞及靜音風洞開展相關(guān)試驗研究。

2.2.1 試驗?zāi)M

在邊界層強制轉(zhuǎn)捩地面試驗中，影響轉(zhuǎn)捩的主要因素包括來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、來流湍流度、姿態(tài)角、壁溫比、前緣鈍度、粗糙度、凸起物高度等。模擬真實飛行條件，理論上應(yīng)遵循幾何相似、流動相似和動力相似準則要求。但實際上，地面試驗很難完全滿足要求。下面根據(jù)相似準則對上述轉(zhuǎn)捩影響因素進行分析。

對于一般風洞試驗，若采用較大尺度的縮比模型，可以滿足幾何相似條件。但對于吸氣式高超聲速飛行器，前體／進氣道的尖銳前緣半徑很小（如X-43A前緣半徑為0．75mm），前體壓縮面上強制轉(zhuǎn)捩裝置凸起的高度也只有幾毫米，對于縮比試驗，前緣鈍度、粗糙度和凸起物高度這幾個參數(shù)按照縮比尺度進行縮小，尺寸太小后，難以滿足試驗?zāi)M要求，如果凸起物的高度低于當?shù)剡吔鐚雍穸?，會使得流動特征與真實飛行條件不同。

從理論上來講，姿態(tài)角、來流湍流度、壁溫比這些因素在流動控制方程中屬于邊界條件，稱為流動相似條件。姿態(tài)角在風洞試驗中屬于試驗狀態(tài)參數(shù)，可以完全模擬。而地面試驗難以模擬來流湍流度、壁溫比參數(shù)。一般認為天上的環(huán)境非常安靜，擾動幅值很小，地面試驗來流湍流度大。對于模擬壁溫比參數(shù)，常規(guī)高超聲速風洞試驗時，壁溫比接近飛行條件，脈沖風洞試驗時間短時，壁溫比低于飛行條件，而且飛行條件下，壁溫比是隨時間變化的，且飛行器不同位置壁溫比不同。因此，風洞試驗很難模擬飛行條件下的壁溫比。

來流馬赫數(shù)與雷諾數(shù)為動力相似參數(shù)，是氣動力試驗中必須模擬的兩個主要來流參數(shù)，地面試驗中容易實現(xiàn)來流馬赫數(shù)的模擬，對于縮比模型，當尺度較小時，雷諾數(shù)模擬有一定困難，或者模擬高馬赫數(shù)和高動壓時，地面設(shè)備難以實現(xiàn)雷諾數(shù)的模擬。

2.2.2 試驗方法

根據(jù)上面分析可知，轉(zhuǎn)捩試驗需要模擬來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、壁溫比、模型尺寸及來流湍流度或噪聲等參數(shù)，模擬的參數(shù)較多，僅利用一座風洞是難以滿足試驗要求的。如何利用地面試驗設(shè)施進行邊界層強制轉(zhuǎn)捩研究，技術(shù)途徑或試驗方法非常重要。

高超聲速強制轉(zhuǎn)捩裝置最成功的研究和應(yīng)用首先是在美國的X-43A項目上，在X-43A、X-51A研制過程中，針對強制轉(zhuǎn)捩裝置在常規(guī)高超聲速風洞、激波風洞和靜音風洞開展了大量的試驗研究，從縮比試驗到全尺寸的地面試驗?zāi)M。

常規(guī)高超聲速風洞、激波風洞與靜音風洞最大的不同在于來流噪聲水平的不同。常規(guī)風洞模擬來流條件的噪聲水平通常比飛行條件高出1～2個量級。根據(jù)資料報道［19］，美國Purdue大學馬赫數(shù)6靜音風洞，噴管尺寸為240mm，是目前世界上公布的最大尺寸靜音風洞，可以用“安靜”和“常規(guī)”兩種狀態(tài)運行，“安靜”運行模式的噪音水平0．05%，“常規(guī)”運行模式噪音水平3%（一般常規(guī)風洞噪聲水平1%～3%）。由此可見，靜音風洞能夠在一定程度上可以模擬比較安靜的飛行環(huán)境，是轉(zhuǎn)捩研究的一個重要研究手段。但由于現(xiàn)有靜音風洞尺寸較小，雷諾數(shù)較低，難以實現(xiàn)飛行條件下的動力學相似。而常規(guī)高超聲速風洞因尺寸規(guī)模大，配套試驗技術(shù)成熟，馬赫數(shù)、雷諾數(shù)可實現(xiàn)飛行條件下的完全動力學模擬，對邊界層強制轉(zhuǎn)捩的研究發(fā)揮了重要作用。

根據(jù)國外資料報道［20-21］，X-43A、X-51A強制轉(zhuǎn)捩試驗主要在NASA蘭利研究中心20英寸馬赫數(shù)6和31英寸馬赫數(shù)10的常規(guī)高超聲速風洞、CUBRC研究中心激波風洞LENS II和Purdue大學的靜音風洞進行的。對于地面縮比試驗時，強制轉(zhuǎn)捩裝置幾何縮比原則是，保證邊界層強制轉(zhuǎn)捩裝置粗糙元的高度與邊界層厚度的比值與飛行條件相等，地面試驗的單位雷諾數(shù)與飛行條件相似，可認為這種試驗方法是合理可行的。從文獻［21］研究結(jié)果表明，靜音風洞條件下強制轉(zhuǎn)捩帶的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)大于噪聲風洞的，靜音風洞結(jié)果可用于確定轉(zhuǎn)捩帶的高度。

圖11給出了X-51A前體模型在CUBRC的LENS激波風洞的試驗結(jié)果與靜音風洞的對比［22］。試驗結(jié)果表明，LENS激波風洞的轉(zhuǎn)捩區(qū)域與Purdue大學靜音風洞的“安靜”模式轉(zhuǎn)捩區(qū)域比較一致，靜音風洞轉(zhuǎn)捩位置稍微延后。因此，在強制轉(zhuǎn)捩研究中，起主導因素是擾流裝置，噪聲是次要因素，LENS激波風洞可以用來研究強制轉(zhuǎn)捩。

此外，從圖11還可以看出，與Purdue大學靜音風洞“噪聲”模式運行的試驗結(jié)果相比，轉(zhuǎn)捩區(qū)域大大延后，說明激波風洞LENS來流噪聲比靜音風洞“噪聲”模式運行時的低，靜音風洞可用于研究噪聲效應(yīng)的影響。

圖11 X-51A LENS風洞與Purdue靜音風洞試驗結(jié)果的對比Fig.11 Comparisons of results from the LENS tunnels and purdue quiet tunnel for X-51A

綜上所述，需采用常規(guī)高超聲速風洞、激波風洞和靜音風洞相結(jié)合的試驗方法開展邊界層強制轉(zhuǎn)捩試驗，靜音風洞可用于確定轉(zhuǎn)捩帶的高度，并研究噪聲效應(yīng)的影響；常規(guī)高超聲速風洞與激波風洞可以完全模擬來流參數(shù)與幾何尺寸，進一步確認轉(zhuǎn)捩帶的轉(zhuǎn)捩效果。

2.3 尖銳前緣風洞試驗

機體尖銳前緣（以下簡稱尖銳前緣）是高超聲速飛行器最關(guān)鍵的部件之一，其外形和尺寸對飛行器的氣動性能和超燃沖壓發(fā)動機的性能有顯著影響。而尖銳前緣面臨的力學環(huán)境非常惡劣，要求在高溫、強氧化、強氣流沖刷條件下滿足非燒蝕維形要求，在高溫、大溫度梯度、高噪聲、強振動、大動壓等載荷共同作用下前緣結(jié)構(gòu)必須保持完整。由此可見，尖銳前緣熱結(jié)構(gòu)地面試驗要完全模擬高熱載荷／復(fù)雜力學環(huán)境，試驗技術(shù)難度大。需要根據(jù)現(xiàn)有的地面試驗設(shè)備能力，制定合理試驗方法，開展尖銳前緣試驗研究。

2.3.1 試驗?zāi)M

電弧風洞試驗條件對飛行條件的模擬一般從耐高溫性、抗氧化性、抗沖刷性等方面考慮。耐高溫性方面，進行電弧風洞試驗首先應(yīng)模擬飛行狀態(tài)下表面溫度分布、以及溫度隨時間快速上升和下降的速率，即需要模擬前緣表面的熱流密度、熱流密度隨時間、空間的變化情況，以及試驗時間?？寡趸苑矫?，應(yīng)模擬試驗件表面溫度、表面的壓力、試驗時間等?？箾_刷性方面，應(yīng)模擬試驗件表面溫度、表面的切應(yīng)力、沖刷時間等。因此，要實現(xiàn)耐高溫、抗氧化、抗沖刷性的模擬，對于電弧風洞試驗來講［23］，一般需模擬的參數(shù)為：熱流、壓力、壁面剪切力、恢復(fù)焓值、加熱時間，而對于尖化前緣來講還需要模擬溫度梯度。由于壁面剪切力、溫度梯度和恢復(fù)焓值在地面試驗無法直接測量，需通過來流總焓、駐點熱流、駐點壓力和來流馬赫數(shù)計算獲得。

對于尖銳前緣電弧風洞試驗，主要考核熱應(yīng)力的影響，試驗件不能縮比，需要較大的噴管口徑，就目前電弧風洞試驗的能力，能模擬的馬赫數(shù)最大為5，對于吸氣式高超聲速飛行器來講，難以完全模擬飛行馬赫數(shù)。理論上，當來流總焓一定時，馬赫數(shù)決定氣流速度的大小，將影響試驗件表面的壁面剪切力、溫度梯度參數(shù)的模擬，為降低影響量，需要合理設(shè)計試驗狀態(tài)。

2.3.2 試驗方法

尖銳前緣電弧風洞試驗以溫度、強度和剛度考核為目標，必須使用全尺寸試驗件模擬大溫升速率與極端溫度梯度等瞬時溫度場特征。根據(jù)飛行熱環(huán)境和現(xiàn)有電弧風洞試驗?zāi)芰Γ侠碓O(shè)計試驗狀態(tài)，確定模擬的馬赫數(shù)；再設(shè)計異型噴管，使尖銳前緣試驗件位于流場均勻區(qū)。

試驗狀態(tài)包括：駐點熱流和駐點壓力的設(shè)計以及來流總焓、來流馬赫數(shù)的確定。類似于X-51A的飛行器常采用后掠前緣，前緣曲面復(fù)雜，需要采用激波風洞與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法獲得駐點熱流和駐點壓力，作為電弧風洞流場調(diào)試的輸入?yún)?shù)。設(shè)計的總焓、駐點熱流、駐點壓力和加熱時間以臺階式覆蓋飛行條件來實現(xiàn)試驗狀態(tài)的模擬。

以往再入飛行器端頭的電弧風洞試驗，重點模擬駐點焓值、駐點壓力和駐點熱流密度［24］，由于試驗設(shè)備能力的限制，很難模擬馬赫數(shù)，考慮到馬赫數(shù)對飛行器端頭的防熱材料燒蝕影響小。所以，一般不要求模擬馬赫數(shù)。但對于尖銳前緣電弧風洞試驗，需要研究結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力問題，而馬赫數(shù)對結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力有影響，因此，尖銳前緣試驗需模擬馬赫數(shù)。

為了分析馬赫數(shù)對試驗的影響，針對前緣倒圓半徑1．5mm、半楔角6°的典型尖楔，進行了數(shù)值模擬研究。采用完全氣體模型，基于N-S方程求解，壁溫條件為等溫壁，溫度為288K，按層流狀態(tài)計算。針對Ma＝6．5、H＝30km飛行條件，在保證總焓、駐點熱流、駐點壓力不變情況下，僅改變馬赫數(shù)，來研究風洞條件下不同來流馬赫數(shù)對剪切力及熱流分布的影響規(guī)律。計算結(jié)果見圖12和圖13，圖中橫坐標為尖楔前緣倒圓角的圓心角θ，圖12中的縱坐標為壁面熱流與駐點熱流的比值Qw／Qs，圖13中的縱坐標為剪切力τ。由圖可知，來流馬赫數(shù)越小，溫度梯度小，剪切力也小，當Ma≥4后影響量減小。原因是：馬赫數(shù)越小，駐點處的正激波與駐點附近的斜激波強度差別越小，由于試驗中保證了駐點熱流不變，所以溫度梯度小，熱流大。剪切力為粘性系數(shù)與速度梯度的乘積，由于馬赫數(shù)減小，激波強度弱，波后速度大，溫度低，導致速度梯度大，粘性系數(shù)減小，綜合結(jié)果：馬赫數(shù)越小，使得剪切力減小，當馬赫數(shù)大于4后，對剪切力影響不大。

當馬赫數(shù)在4～6．5范圍內(nèi)，前緣剪切力及熱流分布隨馬赫數(shù)變化緩慢，即影響量小。所以，試驗來流馬赫數(shù)應(yīng)盡量接近飛行馬赫數(shù)，從計算結(jié)果看，最好Ma≥4。

圖12 不同馬赫數(shù)下Qw／Qs隨θ的變化Fig.12 Variation of Qw／Qswithθ for different Mach numbers

圖13 不同馬赫數(shù)下τ隨θ的變化Fig.13 Variation of τwithθfor different Mach numbers

電弧風洞試驗中試驗件表面參數(shù)測量技術(shù)非常關(guān)鍵，是判斷模擬飛行條件的重要手段。由于尖銳前緣駐點附近空間小且溫度梯度大，電弧風洞試驗無法采用傳統(tǒng)的接觸式溫度測量方法進行測量，需采用非接觸測溫方法，實現(xiàn)試驗件表面溫度的監(jiān)測，以確認風洞試驗?zāi)M了飛行條件。

3 結(jié) 論

機體／推進一體化性能試驗、邊界層強制轉(zhuǎn)捩試驗與尖銳前緣電弧風洞試驗是吸氣式高超聲速飛行器研究中非常重要的典型試驗項目，由于氣動與發(fā)動機高度耦合、邊界層轉(zhuǎn)捩與尖銳前緣試驗?zāi)M參數(shù)多，如何模擬飛行條件，試驗方法是關(guān)鍵。本文通過梳理吸氣式高超聲速飛行器主要氣動問題及其試驗需求，分析了一體化性能試驗、邊界層強制轉(zhuǎn)捩與尖銳前緣三種典型試驗的模擬參數(shù)，結(jié)合目前地面試驗?zāi)芰?，給出了可行的試驗方法，并獲得以下主要結(jié)論：

（1）機體／推進一體化性能試驗是地面評估飛行器推阻匹配的重要試驗，需綜合利用大尺度的高溫高超聲速風洞、燃燒脈沖風洞和長試驗時間的激波風洞來開展一體化性能試驗；一體化性能試驗難以同時滿足氣動和發(fā)動機試驗的模擬準則要求，應(yīng)優(yōu)先考慮發(fā)動機試驗的模擬準則；利用激波風洞可研究燃燒加熱風洞試驗污染組分對一體化性能的影響，但相關(guān)試驗技術(shù)還需進一步攻關(guān)；脈沖風洞試驗獲得的阻力偏大，壁溫比是影響阻力的主要參數(shù)。

（2）采用地面試驗、數(shù)值模擬相結(jié)合的方法可獲得機體／推進一體化性能數(shù)據(jù)，但得到的氣動與發(fā)動機性能數(shù)據(jù)的不確定度較大；而通過常規(guī)高超聲速風洞、高溫高超聲速風洞試驗分別獲得冷通流狀態(tài)下的氣動性能和發(fā)動機冷熱態(tài)性能的變化量，兩者再相加，該方法是現(xiàn)階段準確預(yù)測飛行器一體化性能的最佳技術(shù)途徑。

（3）邊界層強制轉(zhuǎn)捩試驗需模擬的參數(shù)較多，利用一座風洞難以滿足試驗要求。靜音風洞可模擬比較安靜的飛行環(huán)境，由于現(xiàn)有靜音風洞尺寸較小，雷諾數(shù)較低，難以實現(xiàn)飛行條件下的動力學模擬，可用于機理研究和計算結(jié)果的確認。常規(guī)高超聲速風洞、激波風洞因尺寸規(guī)模大，馬赫數(shù)、雷諾數(shù)可實現(xiàn)飛行條件下的完全動力學模擬，但難以模擬來流湍流度。采用常規(guī)高超聲速風洞、激波風洞和靜音風洞相結(jié)合的試驗方法是現(xiàn)階段邊界層強制轉(zhuǎn)捩研究的重要手段。

（4）尖銳前緣熱環(huán)境惡劣，溫度梯度大，熱應(yīng)力高，電弧風洞試驗必須使用全尺寸尖銳前緣試驗件，噴管尺寸大，來流馬赫數(shù)難以模擬飛行條件。依據(jù)尖銳前緣試驗應(yīng)滿足耐高溫、抗氧化、抗沖刷性的要求，提出了電弧風洞試驗中需模擬熱流、壓力、壁面剪切力、溫度梯度、恢復(fù)焓值、加熱時間等參數(shù)；為了實現(xiàn)試驗件壁面剪切力、溫度梯度的模擬，試驗來流馬赫數(shù)應(yīng)盡量接近飛行馬赫數(shù)，最小不低于馬赫數(shù)4；尖銳前緣駐點附近空間小且溫度梯度大，必須采用非接觸測溫來實現(xiàn)試驗件表面溫度參數(shù)模擬程度的監(jiān)測。

致謝：本文編寫過程中得到李新亞、吳寧寧、王勝一等同志的幫助，在此一并致謝。

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Summarization of experimental methods associated with typical aerodynamic issues

LUO Jinling，ZHOU Dan，KANG Honglin，WANG Jikang
（Beijing Aerospace Technology Institute，Beijing 100074，China）

Air-breathing hypersonic flight vehicles are highly airframe／propulsion integrated，especially the outer and inner flows of the flight vehicles are very complicated and interact strongly with each other，considerable difficulties should be solved rationally in ground testing．Therefore，it is of great necessity to conduct researches on the related experimental methodology．This paper presents a brief analysis of main aerodynamic issues concerned with air-breathing hypersonic flight vehicles as well as associated experimental testing requirements，in which three typical types of experimental testing are focused on，they are performance testing of airframe／propulsion integrated vehicles，experiment of boundary layer transition with trips，and arc-heated facility testing of sharp leading edges．Besides，an overview of wind tunnel research methodologies both in China and abroad is included．This paper also provides critical similarity parameters that need to be ensured for the three types of experiments mentioned above，followed by an influence analysis of those key parameters that are difficult to achieve in ground testing．Based on the testing capability of the current test facilities，three typical wind tunnel experimental methods have been put forward，along with an effective method of acquiring accurate aerodynamic performance of the airframe／propulsion integrated vehicles in particular．The research materials presented should provide a useful guideline on the aerothermal and aerodynamic experimental research on hypersonic flight vehicles．

hypersonic vehicle；aerodynamic performance；sharp leading edges；boundary layer trip transition；wind tunnel experimental methods

V211.7

Adoi:10.7638／kqdlxxb-2014.0086

0258-1825（2014）05-0600-10

2014-08-20；

2014-09-10

羅金玲（1964-），女，博士，研究員。主要研究方向為飛行器設(shè)計．E-mail：13601293188＠139．com

羅金玲，周 丹，康宏琳，等．典型氣動問題試驗方法研究的綜述［J］．空氣動力學學報，2014，32（5）：600-609．

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