鄧 帆 杜 新

(中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京100076)

譚慧俊

(南京航空航天大學 內流研究中心，南京210016)

曾憲政

(中國航天空氣動力技術研究院 二所，北京100074)

吸氣式高超聲速飛行器的推進系統(tǒng)至關重要.普通沖壓發(fā)動機必須使來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高，而超燃沖壓發(fā)動機可使來流以超聲速進入燃燒室燃燒，因而飛行器的飛行馬赫數可以超過5，適宜在大氣層或跨大氣層中長時間超聲速或高超聲速動力續(xù)航飛行.因此，基于超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速飛行器已成為臨近空間領域的重要發(fā)展方向之一［1-3］，被美國視為未來實現“全球到達，全球作戰(zhàn)”快速反應能力的重要手段.

在飛行器高升阻比內外流一體化氣動布局設計中，對其氣動性能的正確評估涉及到氣動界面和動力界面的定義、內外壁面的劃分以及氣動系數的拆解.冷流風洞試驗的重點在于有效辨識出通氣狀態(tài)下飛行器的內通道流場發(fā)展情況和其氣動性能.同時，受風洞試驗條件的限制，如何把試驗裝置的影響從試驗數據中剝離，從而獲取有效氣動數據也是試驗設計方案成敗的關鍵.

1 一體化設計

吸氣式高超聲速飛行器氣動布局設計打破了傳統(tǒng)空氣動力學中外流與內流的界線，推進系統(tǒng)與飛行器整體氣動特性存在著強烈的耦合關系，飛行器的前體和后體下壁面既是主要的氣動型面，又是進氣道的外壓段型面和尾噴管的膨脹型面;同時，推進系統(tǒng)對飛行器的升阻特性、飛行品質及動態(tài)特性都有較大影響［4-8］.因此，一體化的設計思想在飛行器布局研究中顯得尤其重要.

現在研究最廣泛技術較為成熟的超燃沖壓發(fā)動機進氣道形式主要包括軸對稱式進氣道、二元混壓式進氣道和三維側壓式進氣道.一般來說，軸對稱式進氣道適合外形受到限制的高超聲速導彈使用，而二元混壓式進氣道能夠充分利用飛行器前體的預壓縮效應，適合升力體類氣動構型的高超聲速飛行器使用［9-12］.進氣道多級楔面的長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構，從而對飛行器升阻力特性和氣動壓心造成影響.而進氣道楔面形成的氣流轉折又影響到總壓恢復系數和進入燃燒室的氣流速度，從而對發(fā)動機燃燒狀態(tài)和推力性能產生影響.開展一體化設計的首要重點是開展飛行器前體/進氣道一體化設計［13-15］.

前體/進氣道一體化設計要求前體能提供滿足發(fā)動機壓力和溫度要求的均勻氣流，即要求前體在有限長度范圍內提供足夠的預壓縮性能，前體預壓縮性能的好壞將決定能否在有限長度的燃燒室內有效燃燒.本文以飛行器巡航點(H=26 km，Ma=6.0，α =4°)為設計約束條件，采用三級預壓縮平板，三道激波交于進氣道入口的肩部，再通過進氣道唇口平板的斜激波進入進氣道.進氣道三級外壓縮激波分別為 2°+4°，5°，8°，第四、五級楔角分別為8.8°，8.8°，其外唇罩的前緣到機身頂點的高度為346 mm，內通道進口高度為70 mm.

對前緣外形的選取，采用常規(guī)方案前體壓縮面容易導致進口兩側部分外壓縮激波直接入射到內通道，導致內通道局部區(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，減輕熱防護負擔.在此采用超越橢圓對前體前緣的弧線形狀進行描述，方程如下:

其中x，y為前體/進氣道俯視圖的橫、縱坐標;a，b分別為超橢圓的長、短半軸;n為指數，n取值越大，前緣型線則越鈍，考慮飛行器升阻特性及進氣道性能，經數值模擬對比研究，此處n取值2.2.

對一體化布局的性能進行數值分析，利用ANSYS ICEM CFD進行計算網格劃分，所有網格單元均為六面體形式，考慮到流動的對稱性，選擇整個流動區(qū)間的1/2為計算域，以減少網格量.計算網格在近壁區(qū)、內通道以及激波波面附近等處進行加密，以適應黏性計算和激波捕捉的需要.大部分近壁網格單元的y+保持在30附近.飛行器計算網格單元的總數約510萬(見圖1).

圖1 吸氣式飛行器數值計算網格示意圖Fig.1 Computational grid of air-breathing vehicle

數值計算解算器采用Fluent13，流動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，在部分流動區(qū)間氣體的振動能被激發(fā)，為此研究中還采用了變比熱法，將氣體的比熱容表達成溫度的多項式函數.數值計算中所用到的邊界條件包括壓力遠場邊界、對稱邊界、壓力出口邊界以及無滑移固壁邊界等.

圖2為隨來流馬赫數增加進氣道內部流動的結構圖譜.圖2a顯示降低來流馬赫數至2.0，使進氣道喉道發(fā)生壅塞，進氣道進口附近存在明顯分離包，引起進氣道不起動;隨后再提高來流馬赫數至4.0，如圖2b，前體外壓縮波系和內通道流場均正常建立，進氣道進口附近未發(fā)現明顯的分離包，進氣道順利起動;圖2c顯示設計點狀態(tài)下前體外壓縮波系基本匯聚在進氣道進口唇罩前緣附近，且內通道唇罩激波及其反射激波并未導致明顯的流動分離，這表明進氣道方案設計合理.

圖3從三維視圖角度描述了流場的縱、橫向發(fā)展.圖3a顯示Ma=2.0，α=4°時進氣道入口前分離包部分脫出進氣道內通道，從而在前體壓縮面上又誘導出一道斜激波.圖3a到圖3b的流場變化表明進氣道在Ma=4.0，α=4°狀態(tài)下具備自起動能力.圖3c中設計點狀態(tài)下前體沿展向存在較強的橫向壓強梯度，在該橫向壓強梯度的作用下，部分經過壓縮的氣流被排出內通道，降低了進氣道的流量捕獲能力.前體波面在一定寬度范圍內接近平直，僅兩側呈現彎曲，這主要是由于進氣道相對進口寬度(與前體寬度相比)減小的緣故.

圖2 對稱面激波分布圖譜(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，進氣道在Ma=4.0，6.0時均能正常起動，且巡航點總壓恢復系數σ=0.430，捕獲空氣流量=9.978 kg/s，出口馬赫數 Mae=2.816.

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

在飛行器氣動布局一體化設計中，對推進系統(tǒng)的內流道進行了簡化，暫未考慮燃料噴射支板、火焰穩(wěn)定凹腔等燃燒室設計細節(jié).進氣道與燃燒室之間設置了一等截面隔離段，隔離段高度即進氣道喉道高度.超燃室被簡化為一等面積段和2.5°擴張的膨脹段.噴管上壁面型線被簡化為一道與水平線夾角為15°的直線.結合前體/進氣道外形，設計出了具有內外流一體化特征的飛行器，采用頭部類乘波正常式氣動布局，帶一定安裝角的后掠梯形彈翼，三通道的控制通過主翼后方的2片水平尾舵及背部斜上方的2片“V”型尾舵來實現.

2 試驗方案設計

2.1 試驗方案

為了對飛行器氣動性能及進氣道起動情況進行驗證，并考慮到試驗模型所需的馬赫數及雷諾數范圍，確定在暫沖、吹引式φ0.5 m高超聲速風洞開展試驗(見圖4).由于試驗縮比模型尺寸、風洞條件等的制約，很難做到與進氣道的真實工作環(huán)境(飛行器整機環(huán)境)完全一致，但其試驗方案應盡可能貼近真實飛行器環(huán)境，反映實際流動特征.該風洞試驗具有3個技術難點:①試驗方案的擬訂，不僅要最大限度地減少干擾，還要在方案的技術層面上盡量保證進氣道處于通氣狀態(tài);②進行風洞試驗時飛行器進氣道是否正常起動的判定依據;③從試驗數據中剝離出試驗裝置影響，獲得有效氣動數據的方法.

圖4 試驗模型示意圖Fig.4 Schematic view of the model

針對飛行器一體化設計的氣動布局特征，可供選擇的方案有2種——尾撐式方案和腹撐式抽吸方案.通過對2種試驗方案的比較研究，基于最大限度減小試驗裝置對飛行器氣動特性影響的考慮，決定采用尾撐式方案.

針對試驗方案，加工設計模型時，在進氣道內表面預留出厚度不等的多層墊片(圖5)，從進氣道高度的可調性上保證進氣道的正常起動，進氣道喉道模型設計為可拆卸，一旦出現壅塞，卸除上壁面預留的墊片來增加喉道面積.

圖5 進氣道墊片示意圖Fig.5 Schematic view of inlet padding

2.2 試驗設備

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

支撐機構為六分量應變天平，攻角變化范圍為-10°～50°.與其配套的支桿直徑為φ24 mm.

風洞流場由紋影光學系統(tǒng)顯示、拍攝和錄像.為了研究進氣道流場啟動性能，每個馬赫數下都采用高速攝像系統(tǒng)對進氣道唇口激波形狀變化進行拍攝，對模型進行恢復處理后再采用普通紋影采集系統(tǒng).

按照試驗要求，使用經過流場校測后實際馬赫數為4.937，5.933和6.971的軸對稱噴管，校測的馬赫數相對偏差都小于±0.01，均滿足流場均勻性指標.模型縮比為1∶10，參考長度即總長700 mm，參考面積0.0039 mm2.

3 冷流試驗驗證

3.1 通氣試驗判據

為考察在不同來流條件下進氣道能否正常啟動，采用布放測壓鈀測壓的方式對擴張段尾段的氣流進行測量，擴張段尾段下底面布置3孔測靜壓，與孔平行順來流方向布置2個管測總壓(圖6).試驗方案給出了兩種進氣道起動的判據:一是激波紋影觀察法，即通過觀察進氣道前激波位置的前后移動以及穩(wěn)定性來判斷進氣道是否起動［16-17］;二是與數值方法相結合的總壓恢復系數-流量系數監(jiān)測法，即通過監(jiān)測試驗狀態(tài)進氣道前后的流量與總壓變化情況，與數值風洞模擬出的通氣狀態(tài)的流量和總壓進行對比來判斷進氣道是否起動.這兩種方法相結合可有效判斷進氣道起動狀況.

試驗時首先對試驗模型進行進氣道起動測試，測壓耙的安裝位置在尾噴管出口附近，測量尾噴管出口的總壓和靜壓，以獲得進氣道的流量系數和總壓恢復系數，同時配合高速攝像采集系統(tǒng)，判別進氣道流場性能;在確認進氣道流場正常起動的前提下，去掉影響測力的測壓耙，對模型進行恢復處理，進行全機測力試驗.

圖6 試驗模型測壓裝置示意圖Fig.6 Pressure-measure device of test model

圖7為Ma=5.0～7.0，α=4°條件下試驗模型進氣道紋影圖片.紋影顯示在Ma=5.0時，進氣道外壓縮波匯交于唇口外;隨著馬赫數的增大，激波角逐漸變小，在Ma=6.0條件下進氣道外壓縮波匯交于唇口附近;在Ma=7.0條件下，激波角進一步變小，進氣道外壓縮波匯交于唇口內.紋影錄像顯示在Ma=5.0～7.0條件下，進氣道外壓縮波均能夠保持穩(wěn)定，并未發(fā)生喘振現象，表明進氣道在該馬赫數范圍內能夠順利起動并正常工作.

圖8和圖9分別對比了試驗模型內通道流量系數、總壓恢復系數的數值模擬結果(CFD)和試驗值(WT).對比結果顯示在同一馬赫數條件下，在小攻角范圍內(α=-4°～4°)，隨著攻角的增大，流量系數隨之增大，總壓恢復系數隨之增大;在大攻角條件下(α=4°～8°)，流量系數隨之減小，總壓恢復系數有所減小.這主要是因為，隨著攻角的增大，在進氣道(迎風面)一側，壓縮面相對于氣流的實際壓縮角變大，激波角變大，進氣道捕獲面積隨之增大，則流量系數隨之增大.當攻角進一步增大至α=8°時，進氣道壓縮能力進一步增大，壓縮波在內通道內形成復雜的激波反射，可能導致尾噴管測量點的誤差變大.

圖7 試驗模型進氣道紋影圖Fig.7 Inlet shadowgraph of test model

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

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

在同一攻角條件下，隨著馬赫數的增大，流量系數隨之增大，總壓恢復系數降低.這主要是因為馬赫數增大后激波角變小，進氣道溢流減少，斜激波變強，激波損失加大，總壓恢復系數隨之減小.由圖8～圖9中兩種手段得到的數據結果可以看出，在小攻角范圍內(α=-4°～4°)，進氣道流量系數和總壓恢復系數的計算值和試驗結果吻合良好，驗證了該試驗模型進氣道內部氣流未發(fā)生壅塞，模型外部流態(tài)符合真實飛行狀態(tài).

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

圖10 對稱面激波分布圖譜(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 數據修正方法

針對試驗數據中進氣道“內阻”的扣除問題，通過數值計算拆分出各個狀態(tài)下“內阻”占總阻力的比例，在對應狀態(tài)的風洞試驗中扣除相應比例值，從而確保獲取有效的阻力數據.

由于風洞試驗測量無法扣除進氣道內部阻力，在算法驗證階段，為保持對比一致性，試驗模型數值計算中也加入了飛行器內阻，試驗模型氣動特性變化規(guī)律數值計算和試驗數據對比如圖12所示.飛行器在巡航點的阻力系數在小攻角范圍內吻合度較高，升力系數在研究攻角范圍內均吻合較好.升阻比隨攻角增加逐漸增大，α＞4°后增速變緩，試驗值大于計算值，主要是由于軸向力系數的差別，二者最大誤差為17%，巡航點升阻比試驗值為2.33.

圖12 試驗模型內外流一體化氣動特性隨攻角變化曲線Fig.12 Aerodynamics characteristics of airframe/propulsion integrative test model vs angle of attack

在開展冷流試驗同時，通過數值模擬手段預示試驗模型的基本氣動特性，并和真實飛行器進行對比，用于評估真實飛行/風洞試驗之間的數據關聯性，分析內通道與外表面軸向力的比例關系.不僅保證了試驗數據的有效性，也為天地數據轉化提供有益的借鑒.在此過程中，界面的合理劃分對布局設計至關重要［18］，總體設計時在巡航點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”方法扣除掉內通道的阻力(見圖13).進氣道壓縮面中與唇口同寬的下表面、進氣道內部上下壁面、左右兩側壁面、燃燒室和尾噴管上下和兩側壁面均須在飛行器軸向力計算中扣除.但法向力要考慮所有表面，其原因是發(fā)動機有效推力只記入軸向的部分.

圖13 飛行器“內阻”扣除示意Fig.13 Schematic view of vehicle“interior drag”

飛行器實際長度7 m，受風洞尺寸限制，試驗模型長度為0.7 m.模型設計過程中，從盡量避免進氣道內氣流壅塞、便于安裝天平和支撐裝置的角度考慮，對進氣道唇口附近和膨脹面的幾何外形進行了修改，從而導致試驗模型和真實外形之間的差異.尾撐的安裝對飛行器外流的影響不大，但使進氣道內部流動發(fā)生改變.采用大氣飛行數據來分析試驗模型的氣動力特性時，模型尺寸的縮比導致雷諾數Re相差10倍，進而影響了邊界層模擬的精度.

試驗模型數值分析中，外表面軸向力系數占總軸向力系數的比例關系見表2.Ma=6.0時，攻角從 -4°變化到8°，比例從0.720單調減小到0.505.該比例隨馬赫數也有一定變化.在拆分相關的風洞數據時，根據Ma=6.0的比例關系，按照攻角逐一進行拆分.

表2 試驗模型外表面軸向力系數占總軸向力系數的比例Table 2 Axial force coefficient ratio of model exterior face

依據對“內阻”的處理方式，得到風洞試驗模型數值計算結果與飛行器全尺寸外形數值模擬結果在 Ma=6.0，α=-4°～8°工況下的氣動力數據對比如圖14所示，圖14顯示:①除軸向力系數外，試驗模型和真實外形的氣動力分量隨攻角的變化趨勢一致;②隨攻角增大，法向力系數和俯仰力矩系數的值均有很好的吻合度;③試驗模型的軸向力系數均大于真實外形，相差10%左右，主要是由于和真實外形比較而言，試驗模型雷諾數較小，黏性的影響導致軸向力系數偏大;④試驗模型升阻比絕對值均小于真實外型.

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

從風洞試驗數據與試驗模型數值計算結果的對比關系，以及試驗模型數值計算結果與真實外形數值計算數據的對比關系，可推導出真實外形的氣動特性.在關聯各分量氣動力系數時通過如下修正方式:①對法向力系數、俯仰力矩系數以風洞試驗數據為基礎修正到真實氣動外形;②對軸向力系數，風洞試驗與實際情況差別較大，以試驗模型的數值計算結果修正風洞試驗數據，再由修正后的試驗數據外推到真實外形的氣動數據.通過修正，真實氣動外形的法向力提高，軸向力降低.修正結果顯示在巡航狀態(tài)(H=26 km，Ma=6.0，α=4°)，真實外形的升阻比為3.863.

4 結論

通過對吸氣式高超聲速巡航飛行器的氣動布局選型及氣動特性評估工作，獲得了高升阻比的飛行器氣動布局.為了驗證數值模擬方法的精確度，確定了風洞試驗驗證方案，并針對此氣動外形的風洞試驗開展了多輪數值分析工作，最終成功進行了飛行器的內外流一體化冷流試驗.進氣道在Ma=4.0～7.0范圍內均能正常起動，驗證了氣動設計方案的可行性，并采用數據修正方法，獲得了飛行器全速域氣動參數，得到以下結論:

1)根據試驗模型進氣道局部紋影圖辨析在所研究馬赫數范圍內進氣道均能啟動，通過監(jiān)測流量系數及總壓恢復系數顯示巡航點飛行器進氣道滿足設計需求，在小攻角范圍內(α=-4°～4°)，隨著攻角的增大，流量系數隨之增大，總壓恢復系數隨之增大;在同一攻角條件下，隨著馬赫數的增大，流量系數隨之增大，總壓恢復系數降低.

2)冷流風洞試驗驗證了數值算法的有效性，除軸向力以外，其余力及力矩系數的發(fā)展規(guī)律及數值基本吻合，可通過試驗值修正真實氣動外形數據.軸向力方面由于采用尾撐的測量方式，在對擴張段處軸向力的模擬上存在一定誤差，同時由于存在雷諾數差異，使得數據最大誤差為17%，可通過試驗模型數值分析修正試驗數據，再預示真實氣動外形數據.

3)經扣除“內阻”，試驗模型在巡航設計點(H=26 km，Ma=6.0，α =4°)升阻比為3.245，通過采用關聯數據修正，真實氣動外形的法向力提高，軸向力降低，修正結果顯示在巡航狀態(tài)真實外形的升阻比為3.863.

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