鄧 帆, 葉友達(dá), 焦子涵, 劉 輝

(1. 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 100191; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 國(guó)家計(jì)算流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 3. 謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院, 謝菲爾德 S13JD)

HIFiRE項(xiàng)目中氣動(dòng)/推進(jìn)一體化高超聲速飛行器設(shè)計(jì)研究

鄧 帆1,3,*, 葉友達(dá)2, 焦子涵1, 劉 輝1

(1. 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 100191; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 國(guó)家計(jì)算流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 3. 謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院, 謝菲爾德 S13JD)

美澳通過(guò)HIFiRE項(xiàng)目在高超聲速飛行器的氣動(dòng)、推進(jìn)和控制等領(lǐng)域進(jìn)行了深入探索，并對(duì)一體化設(shè)計(jì)有動(dòng)力飛行器的高速性能進(jìn)行了評(píng)估。以單項(xiàng)驗(yàn)證、步步推進(jìn)的系列飛行試驗(yàn)方式，對(duì)乘波體布局以及不同動(dòng)力方式開(kāi)展原理研究，結(jié)合飛行試驗(yàn)對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)行驗(yàn)證，取得一系列有價(jià)值的飛行數(shù)據(jù)和階段性成果。通過(guò)梳理氣動(dòng)/推進(jìn)一體化過(guò)程中相關(guān)飛行試驗(yàn)，提煉出總體設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)和試驗(yàn)結(jié)論，并對(duì)有動(dòng)力飛行器的發(fā)展趨勢(shì)作了分析。研究顯示發(fā)生轉(zhuǎn)捩的單位雷諾數(shù)范圍在3×106～4×106之間，適應(yīng)小迎角高升力特點(diǎn)的乘波體與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合成為優(yōu)選方案，所取得的成果為帶超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高速飛行器總體方案設(shè)計(jì)提供了一定的參考。

氣動(dòng)布局；推進(jìn)系統(tǒng)；一體化設(shè)計(jì)；高超聲速；飛行試驗(yàn)

0 引 言

近年來(lái)以美國(guó)為主的西方大國(guó)加速了對(duì)臨近空間的探索，在技術(shù)轉(zhuǎn)化目標(biāo)上，主要瞄準(zhǔn)中遠(yuǎn)程高速打擊武器，X-43系列及HyFly項(xiàng)目的失利使得美國(guó)開(kāi)始重視高超聲速領(lǐng)域重點(diǎn)專業(yè)的基礎(chǔ)理論研究，同時(shí)為提升效率和分擔(dān)風(fēng)險(xiǎn)，美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)和澳大利亞國(guó)防科技機(jī)構(gòu)(DSTO)牽頭于2006年啟動(dòng)了HIFiRE(Hypersonic International Flight Research Experimentation Program)項(xiàng)目，多國(guó)國(guó)防機(jī)構(gòu)以及科研單位參與，如圖1所示，旨在采用“經(jīng)濟(jì)、可行、原理性試驗(yàn)手段”研究重要的高超聲速現(xiàn)象，從而加速遠(yuǎn)程精確打擊飛行器的技術(shù)發(fā)展，項(xiàng)目定位于為X-51以及后續(xù)全球遠(yuǎn)程高速打擊武器(HSSW)積累技術(shù)基礎(chǔ)[1-2]。近期目標(biāo)為戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈(5～10年)，中期目標(biāo)為高超聲速飛機(jī)(10～20年)，遠(yuǎn)期目標(biāo)為吸氣式推進(jìn)的跨大氣層飛行器、空天飛機(jī)(20～30年)。

在HIFiRE項(xiàng)目中，總體目標(biāo)是對(duì)帶超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的乘波體飛行器高超聲速性能進(jìn)行驗(yàn)證，按照不同專業(yè)及層級(jí)分為3部分，第1部分是系統(tǒng)測(cè)試、轉(zhuǎn)捩機(jī)理研究以及乘波體布局設(shè)計(jì)，包括HIFiRE-0、HIFiRE-1、HIFiRE-5、HIFiRE-5B、HIFiRE-4；第2部分是對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換、燃料注入方式以及進(jìn)氣道性能的驗(yàn)證，分別為HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7、HIFiRE-7B；第3部分是采用自適應(yīng)控制策略的一體化設(shè)計(jì)飛行器無(wú)動(dòng)力滑翔及有動(dòng)力巡航的性能驗(yàn)證，即HIFiRE-6、HIFiRE-8，同時(shí)系列試驗(yàn)中涉及防隔熱材料及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等技術(shù)的驗(yàn)證，項(xiàng)目具體情況如表1所示。

表1 HIFiRE項(xiàng)目飛行試驗(yàn)Table 1 Flight test of HIFiRE project

目前已完成8次飛行試驗(yàn)，截至2017年預(yù)計(jì)還將開(kāi)展3次飛行試驗(yàn)(考慮HIFiRE-7失敗后增加的HIFiRE-7B)。作為近10年來(lái)在探索臨近空間有動(dòng)力飛行器技術(shù)方面國(guó)際參與度最高、系列試驗(yàn)次數(shù)最多、獲取飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)量最大的項(xiàng)目，在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和推進(jìn)系統(tǒng)研發(fā)等多方面取得一系列有價(jià)值的數(shù)據(jù)。本文圍繞氣動(dòng)/推進(jìn)一體化技術(shù)，聚焦氣動(dòng)、動(dòng)力和控制等專業(yè)，梳理相關(guān)飛行試驗(yàn)研究成果。

1 乘波體設(shè)計(jì)及控制策略驗(yàn)證

在30km左右高度飛行的高超聲速飛行器氣動(dòng)方面首要面臨的問(wèn)題是轉(zhuǎn)捩，在一定雷諾數(shù)、高度、姿態(tài)下，由于轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致的氣動(dòng)熱及壓心位置變化對(duì)飛行器的材料和控制系統(tǒng)均有關(guān)鍵性影響，為此在經(jīng)過(guò)HIFiRE-0對(duì)發(fā)射、遙測(cè)系統(tǒng)的測(cè)試過(guò)后，采用同樣的二級(jí)助推Terrier-Orion將7°半錐角的圓錐體有效載荷送入30km高度的試驗(yàn)段，為研究激波邊界層干擾載荷尾部帶33°外擴(kuò)圓柱，在彈道下降段進(jìn)行了轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)[3-6]，如圖2所示。

為研究升力體外形的轉(zhuǎn)捩特點(diǎn)，HIFiRE-5載荷設(shè)計(jì)為長(zhǎng)短軸之比為2∶1的橢圓錐，使得三維效應(yīng)和橫向流動(dòng)更加明顯[7-9]，飛行彈道如圖3所示，采用二級(jí)助推VS-30發(fā)射，由于二級(jí)火箭未成功點(diǎn)火，試驗(yàn)失敗，后續(xù)的HIFiRE-5B進(jìn)入試驗(yàn)窗口幾秒后因?yàn)槎婷鏌g產(chǎn)生滾動(dòng)發(fā)散，造成飛行器失控，取得了部分試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，圓錐體外形上橫向流動(dòng)和Mack第二模態(tài)的不穩(wěn)定性是引起轉(zhuǎn)捩的主要因素，而橢圓錐外形上流動(dòng)特點(diǎn)為沿中心線的第二模態(tài)以及前緣和中心線之間的橫流渦誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩[10-12]；轉(zhuǎn)捩位置從后體向前端推進(jìn)，橫流失穩(wěn)導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩過(guò)程中背風(fēng)面先于迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩；圓錐體外形隨著迎角的增加橫流增大，而橢圓錐表面變化趨勢(shì)恰好相反；轉(zhuǎn)捩發(fā)生的單位雷諾數(shù)范圍在3×106～4×106之間，熱敏傳感器顯示激波邊界層的干擾使得飛行器擴(kuò)張段轉(zhuǎn)捩后熱傳導(dǎo)數(shù)值迅速上升4倍。

在臨近空間的飛行器布局設(shè)計(jì)時(shí)，需要綜合考慮裝填比和升阻特性[13]，高升阻比是設(shè)計(jì)優(yōu)先目標(biāo)，升力體和乘波體在這兩方面各有優(yōu)劣，作為帶動(dòng)力飛行器，還需要滿足推進(jìn)系統(tǒng)正常工作的姿態(tài)約束，升力體的高升阻比主要體現(xiàn)在中等迎角，相比較而言，乘波體在小迎角范圍的高升阻特性與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道對(duì)迎角的需求匹配度更高，同時(shí)，不同方法構(gòu)造的乘波體外形中，密切錐面乘波體在與進(jìn)氣道外形的融合及綜合氣動(dòng)性能方面表現(xiàn)較好[14]，因此HIFiRE-4方案設(shè)計(jì)中采用了密切錐面乘波體，全長(zhǎng)1.989m，寬0.512m，底部平面高0.289m，重心位置Xcg=0.586。主翼外沿截?cái)嘁赃m應(yīng)整流罩邊界尺寸，兩側(cè)的豎直平面在保證航向穩(wěn)定性的同時(shí)可防止翼尖三維效應(yīng)產(chǎn)生泄壓而造成升力損失，更好體現(xiàn)出乘波體的高升阻比優(yōu)勢(shì)，Ma=7、q=35kPa時(shí)乘波體在5°迎角附近達(dá)到5.6的最大升阻比，在進(jìn)行大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)2左右的升阻比也與常規(guī)旋成體外形相當(dāng)[15]，由于飛行器滑翔飛行段主要在30km以及Ma3以下，因此材料上設(shè)計(jì)為銅制迎風(fēng)前緣，鋁制大面積體身，彈道規(guī)劃如圖4所示。

除了對(duì)乘波體的氣動(dòng)特性進(jìn)行驗(yàn)證外，HIFiRE-4另一個(gè)目的是測(cè)試高超聲速助推滑翔飛行器大氣層內(nèi)的姿態(tài)控制能力[16-17]。方案設(shè)計(jì)中2個(gè)相同的飛行器“背靠背”安裝，沿彈道下降過(guò)程中在29.5km高度彈道傾角-70°，通過(guò)氣動(dòng)控制25°大迎角拉起到33km高度，速度降為Ma4，在高度27km以6°迎角實(shí)現(xiàn)水平滑翔，其后2個(gè)飛行器開(kāi)展各自機(jī)動(dòng)，DSTO飛行器控制實(shí)現(xiàn)大迎角拉起，Boeing飛行器驗(yàn)證水平滑翔控制。在大迎角機(jī)動(dòng)過(guò)程中，為保證飛行器的姿態(tài)可控，需要在彈道規(guī)劃上重點(diǎn)關(guān)注動(dòng)壓和迎角，如圖5所示，拉起后轉(zhuǎn)為平衡滑翔的過(guò)程控制設(shè)計(jì)為2步:迎角先從25°降到10°，待動(dòng)壓降到合適值后再減小到-5°，同時(shí)通過(guò)滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生體身傾側(cè)以減小升力從而避免彈道爬升趨勢(shì)。

通過(guò)HIFiRE-1、HIFiRE-5的飛行試驗(yàn)，形成并驗(yàn)證了轉(zhuǎn)捩的預(yù)示手段，積累起對(duì)飛行器表面摩擦阻力的計(jì)算方法，在HIFiRE-4的布局設(shè)計(jì)過(guò)程中，因?yàn)榻?jīng)費(fèi)和進(jìn)度的限制未開(kāi)展地面試驗(yàn)，采用了以無(wú)粘歐拉數(shù)值方法搭配摩阻修正的方式搭建全套氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，并且在飛行試驗(yàn)中得到有效驗(yàn)證。

2 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及工作性能評(píng)估

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為HIFiRE項(xiàng)目的推進(jìn)系統(tǒng)，飛行試驗(yàn)中設(shè)計(jì)了HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7分別研究發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換，RF(Radical Farming)燃料注入技術(shù)以及REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)進(jìn)氣道性能。

HIFiRE-2采用三級(jí)助推Terrier-Terrier-Oriole發(fā)射，進(jìn)入試驗(yàn)段然后三級(jí)點(diǎn)火[18-20]，在86.2kPa的恒定動(dòng)壓下將馬赫數(shù)從5.5加速到8.5，如圖6所示，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)從亞燃到超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換，燃燒物濃度通過(guò)TDLAS(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy)完成測(cè)量[21]。

為抑制內(nèi)流場(chǎng)的流動(dòng)分離，提高流動(dòng)抗反壓的能力，確保進(jìn)氣道正常工作，壓縮面邊界層在進(jìn)入內(nèi)流道前需要完成轉(zhuǎn)捩[22-23]，HIFiRE-2的進(jìn)氣道在距前緣端頭381mm處設(shè)置了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩帶，如圖7所示，帶碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)飛行器在30km高度、Ma=6～8的加速飛行條件下工作了12s，成功完成模態(tài)轉(zhuǎn)換測(cè)試。

HIFiRE-3由二級(jí)火箭VS-30 Orion助推，彈道高點(diǎn)345km，下降過(guò)程中第二級(jí)火箭帶飛，試驗(yàn)段加速達(dá)到Ma8、高度30km，有效載荷為軸對(duì)稱外形超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，三級(jí)壓縮內(nèi)轉(zhuǎn)式錐形進(jìn)氣道，采用RF燃料注入技術(shù)[24]，通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高收縮比進(jìn)氣道以及燃燒室的性能。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行器上的實(shí)用化關(guān)鍵問(wèn)題是發(fā)動(dòng)機(jī)需要產(chǎn)生凈推力，在設(shè)計(jì)上通過(guò)優(yōu)化燃燒室長(zhǎng)度盡可能減小內(nèi)流道摩阻及自身結(jié)構(gòu)重量。結(jié)合HIFiRE-3飛行試驗(yàn)，在“RF”燃料注入技術(shù)的基礎(chǔ)上，如圖8所示，發(fā)展出2種不同的燃料噴射方式：多孔介質(zhì)燃料噴射PMFI(Porous Media Fuel Injection)和離散孔燃料噴射DPFI(Discrete Porthole Fuel Injection)[25-26]。

DPFI方式由于射流和高速來(lái)流干擾形成強(qiáng)弓形激波，導(dǎo)致大的總壓損失，同時(shí)造成噴射器附近的流動(dòng)分離，如圖9所示，PMFI方式射流和高速來(lái)流相互作用形成弱斜激波，從而在燃燒室內(nèi)形成更強(qiáng)的激波串，有效增強(qiáng)燃料/空氣混合，提升燃燒效率[27-28]；與DPFI相比，PMFI方式下燃料在燃燒室內(nèi)分布更均勻，由燃燒導(dǎo)致的壓力上升也更高，減小了總壓和溫度損失，在載荷設(shè)計(jì)上，采用PMFI方式達(dá)到相同的燃燒效率，燃燒室長(zhǎng)度可縮短25%。

HIFiRE-7由二級(jí)火箭VSB-30發(fā)射，進(jìn)氣道及有效載荷如圖10所示，為盡可能減少氣動(dòng)力和推力的軸向不對(duì)稱性，2臺(tái)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)稱分布，同時(shí)其流道具有相同的燃料時(shí)間表。飛行試驗(yàn)用于驗(yàn)證采用REST進(jìn)氣道的乙烯燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[29-31]，并測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的凈推力。試驗(yàn)飛行段Ma8.5，高度26～32km，HIFiRE-7的上升段和大部分的再入段工作正常，在試驗(yàn)段飛行結(jié)束前15s，遙測(cè)數(shù)據(jù)丟失，評(píng)估可能是遙測(cè)系統(tǒng)中的電壓調(diào)節(jié)器過(guò)熱，在飛行初期接收的數(shù)據(jù)表明，飛行器工作正常，飛行軌跡符合預(yù)期，超聲速流場(chǎng)在燃燒室成功建立。

在試驗(yàn)段為達(dá)成REST超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力性能，首要關(guān)鍵是阻力最小，UQ(University of Queensland)提出通過(guò)邊界層內(nèi)燃燒減阻的方式，涉及燃料噴射以及超聲速湍流邊界層內(nèi)的氫燃燒[32-33]，燃燒釋放熱量，升高邊界層內(nèi)溫度，降低了邊界層密度和雷諾應(yīng)力，從而減少燃燒室摩阻，通過(guò)附面層內(nèi)的燃料燃燒，燃燒室內(nèi)的摩阻最大可減小61%，有效提高推進(jìn)系統(tǒng)工作性能。

3 乘波體/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)

按照總體規(guī)劃，依次完成無(wú)動(dòng)力高升阻比乘波體氣動(dòng)、控制特性研究,發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能驗(yàn)證后，氣動(dòng)/推進(jìn)的一體化設(shè)計(jì)成為關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)的重點(diǎn)[34]，為控制項(xiàng)目風(fēng)險(xiǎn)，分為2步進(jìn)行，第1步是一體化設(shè)計(jì)通流狀態(tài)無(wú)動(dòng)力的帶飛行試驗(yàn)HIFiRE-6[35]，第2步是有動(dòng)力巡航飛行試驗(yàn)HIFiRE-8。HIFiRE-6主要驗(yàn)證氣動(dòng)/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器的控制能力，彈道規(guī)劃如圖11所示，采用Terrier-Terrier-Oriole三級(jí)助推，試驗(yàn)段內(nèi)速度Ma6～7，維持50kPa動(dòng)壓進(jìn)入無(wú)動(dòng)力巡航階段。

飛行器全長(zhǎng)2.229m，翼展0.776m，三級(jí)助推直徑0.56m，在主動(dòng)段采用保形整流罩，進(jìn)入試驗(yàn)段后拋罩，在通流條件下探索進(jìn)氣道的啟動(dòng)范圍，并測(cè)試自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)AFCS(Automatic Flight Control System)高超聲速階段的控制能力[36]。氣動(dòng)方面主要關(guān)鍵點(diǎn)為帶大升力面飛行器的全彈穩(wěn)定性設(shè)計(jì)[37-38]，如圖12所示，通過(guò)CFD手段進(jìn)行布局優(yōu)化來(lái)保證高速階段的操穩(wěn)性能，同時(shí)此類飛行器的拋罩及分離安全性均與旋成體飛行器的特性不同，需要大量數(shù)值及地面試驗(yàn)的支撐。

HIFiRE-8采用二級(jí)火箭VS-40助推[39]，在與乘波體進(jìn)行匹配的進(jìn)氣道方案選擇中，考慮到在一體化設(shè)計(jì)上的整體性能，REST進(jìn)氣道由于其外形上方轉(zhuǎn)圓的特點(diǎn)，前段和乘波體的扁平頭部能實(shí)現(xiàn)幾何面上的整體貼合，同時(shí)乘波體迎風(fēng)面能保證對(duì)來(lái)流的有效預(yù)壓縮，和軸對(duì)稱進(jìn)氣道比較有明顯優(yōu)勢(shì)，HIFiRE-8在一體化外形設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，目的是驗(yàn)證帶動(dòng)力飛行器的巡航及加速性能，飛行彈道與HIFiRE-6相似，如圖13所示，試驗(yàn)計(jì)劃2017年完成Ma7、55kPa動(dòng)壓條件下30s的巡航飛行。

4 高超聲速有動(dòng)力飛行器發(fā)展趨勢(shì)

在HIFiRE項(xiàng)目進(jìn)行過(guò)程中，低成本(采用探空火箭發(fā)射)、有一定技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)的試驗(yàn)方案是其基本特點(diǎn)，由此試驗(yàn)開(kāi)展均是對(duì)重點(diǎn)專業(yè)技術(shù)的驗(yàn)證和外部環(huán)境邊界的探索。提取與布局設(shè)計(jì)和動(dòng)力性能測(cè)試相關(guān)的飛行試驗(yàn)，按照高度和馬赫數(shù)整理，如圖14所示，可見(jiàn)關(guān)注重點(diǎn)空域22～38km，速域Ma4～8，對(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)技術(shù)和高超聲速自適應(yīng)控制系統(tǒng)而言，來(lái)流馬赫數(shù)和動(dòng)壓直接影響推進(jìn)系統(tǒng)的正常工作，因此在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試的飛行試驗(yàn)中，基本保持50kPa左右的恒定動(dòng)壓，同時(shí)，這個(gè)區(qū)域中轉(zhuǎn)捩和氣動(dòng)加熱并存，對(duì)飛行器氣動(dòng)性能的需求以及結(jié)構(gòu)材料的約束也影響著飛行走廊的制定，綜合考慮氣動(dòng)、推進(jìn)系統(tǒng)的驗(yàn)證要求，高度上邊界主要由進(jìn)氣道對(duì)空氣的需求量限制，下邊界由飛行器的結(jié)構(gòu)載荷及氣動(dòng)阻力限制，通過(guò)飛行試驗(yàn)積累起大量此區(qū)域的飛行數(shù)據(jù)，形成對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的預(yù)示方法以及飛行器氣動(dòng)性能的快速評(píng)估手段，完成超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能評(píng)估以及對(duì)外部環(huán)境(迎角、側(cè)滑角、動(dòng)壓等)邊界的探索。

美國(guó)在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高超聲速飛行器方面有強(qiáng)大的技術(shù)積累[40-42]，從時(shí)間縱向上可見(jiàn)，項(xiàng)目的制定有明顯的技術(shù)延續(xù)性特點(diǎn)，如圖15所示，圖中橫軸是時(shí)間，縱軸是飛行高度，飛行器下方是飛試馬赫數(shù)及研制單位，Hyper-X以及HyTech對(duì)雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換和高超聲速工作性能進(jìn)行了前期驗(yàn)證，HyFly研究了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高超聲速導(dǎo)彈上的應(yīng)用，HyShot以及HyCAUSE的成功使得美澳基本掌握了Ma4～10超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工程實(shí)用性技術(shù)，同時(shí)，在項(xiàng)目進(jìn)行過(guò)程中注重有效固化階段性成果，做到技術(shù)有一定獨(dú)立性及拓展性，HIFiRE在開(kāi)展的同時(shí)，美國(guó)還與德國(guó)聯(lián)合開(kāi)展HIFEX項(xiàng)目，在轉(zhuǎn)捩的研究上共用HIFiRE-1外形，擴(kuò)充高超聲速外形氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，并在氣動(dòng)和材料結(jié)構(gòu)研究方面共享成果；通過(guò)HIFiRE項(xiàng)目的穩(wěn)步推進(jìn)，在高速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)方面支撐X-51以及后續(xù)HSSW。

5 結(jié) 論

臨近空間范圍的高速飛行器具有高高度、低阻力的飛行優(yōu)勢(shì)，為提升航程和機(jī)動(dòng)性，帶動(dòng)力的高超聲速飛行器是未來(lái)的主要發(fā)展方向，根據(jù)對(duì)HIFiRE項(xiàng)目系列飛行試驗(yàn)的梳理，得出以下結(jié)論：

(1) 臨近空間環(huán)境下，高超聲速飛行器的轉(zhuǎn)捩與多種因素相關(guān)，目前相對(duì)可靠的判斷依據(jù)是雷諾數(shù)大小，通過(guò)HIFiRE-1和HIFiRE-5的驗(yàn)證，轉(zhuǎn)捩起始單位雷諾數(shù)在3×106～4×106之間，米量級(jí)飛行器發(fā)生轉(zhuǎn)捩的高度在25～35km，需要指出的是，具體情況還需考慮飛行姿態(tài)、飛行器結(jié)構(gòu)材料以及物面粗糙度等；在布局設(shè)計(jì)上通過(guò)對(duì)轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)示可支撐總體方案氣動(dòng)布局及防隔熱材料的設(shè)計(jì)，同時(shí)，通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，形成了一套快速建立氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的數(shù)值方法，有效提升了布局設(shè)計(jì)水平及效率。但從HIFiRE-5B因舵面燒蝕造成飛行器失控的現(xiàn)象可見(jiàn)，在激波干擾以及熱流預(yù)示等方面還需要進(jìn)一步完善數(shù)值評(píng)估方法；

(2) 推進(jìn)系統(tǒng)方面，通過(guò)對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換、燃料注入方式、進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和燃?xì)饣旌闲实臏y(cè)試，全面掌握超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速工作性能及外部環(huán)境邊界；通過(guò)進(jìn)氣道注入燃料、提升燃燒效率、邊界層內(nèi)燃燒減阻等方式縮短發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度，以低阻高推力為目標(biāo)優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)，瞄準(zhǔn)關(guān)鍵部件的設(shè)計(jì)和拓寬工作馬赫數(shù)范圍，從而提升飛行器的加速性能；

(3) 在氣動(dòng)/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)過(guò)程中，氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)主要考慮滿足遠(yuǎn)射程的高升阻比特性以及適應(yīng)動(dòng)力系統(tǒng)的工作模式，適應(yīng)小迎角高升力特點(diǎn)的乘波體與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合成為最優(yōu)方案；飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了一體化設(shè)計(jì)外形的高升阻比特性，在后續(xù)試驗(yàn)中，對(duì)大升力面彈頭和主動(dòng)段分離穩(wěn)定性、高升阻比飛行器在有/無(wú)動(dòng)力階段轉(zhuǎn)換過(guò)程中的操控性將繼續(xù)驗(yàn)證帶動(dòng)力飛行器的飛行性能，作為有動(dòng)力飛行器設(shè)計(jì)的重點(diǎn)之一，自適應(yīng)的飛控系統(tǒng)需要在不同外部條件的飛試中進(jìn)行考驗(yàn)和優(yōu)化。

最后，作為一款瞄準(zhǔn)戰(zhàn)術(shù)打擊武器的研究項(xiàng)目，超燃動(dòng)力在工程實(shí)用化上面臨的最大問(wèn)題是有效載荷的裝填效率，針對(duì)減阻目標(biāo)設(shè)計(jì)的氣動(dòng)/推進(jìn)高度一體化外形使得飛行器內(nèi)部裝填空間嚴(yán)重受限，在實(shí)用化過(guò)程中，需要其余系統(tǒng)的集成化、小型化以及配合總體設(shè)計(jì)的部件異形化做支撐。

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(編輯：張巧蕓)

Research on HIFiRE project’s hypersonic vehicle integrated design of aerodynamic and scramjet propulsion

Deng Fan1,3,*, Ye Youda2, Jiao Zihan1, Liu Hui1

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100191, China; 2. National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 3. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S13JD, UK)

By the HIFiRE project, America and Australia have deeply investigated the aerodynamics, propulsion and controlling system of hypersonic aircrafts. The high-speed ability is evaluated for the integrated design of aircrafts with propulsion system. A series of valuable flight-data and staged achievements are obtained by the flight tests of single-target evaluation and step-by-step improvement, the principal study of waverider shapes and different propulsion systems, and the verification of designing condition by flight tests. The key technique and experimental conclusion are summarized for the overall design by organizing the flight tests of dynamics/propulsion integrated processes. Moreover, the developing trend is analyzed for the aircraft with propulsion system. The results show that the unit Reynolds number of the transition is between 3×106and 4×106, and a combination of scramjet and waverider with high lift characteristics at small attack angle is the optimized design, which gives some suggestions for the overall design of high-speed aircrafts with scramjet.

aerodynamic layout;propulsion system;integrated design;hypersonic;flight test

2016-08-25;

2016-09-30

留學(xué)基金委航天國(guó)際化創(chuàng)新型人才培養(yǎng)項(xiàng)目(留金法[2015]5138)

DengF,YeYD,JiaoZH,etal.ResearchonHIFiREproject’shypersonicvehicleintegrateddesignofaerodynamicandscramjetpropulsion.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 73-80. 鄧 帆, 葉友達(dá), 焦子涵, 等.HIFiRE項(xiàng)目中氣動(dòng)/推進(jìn)一體化高超聲速飛行器設(shè)計(jì)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(2): 73-80.

1672-9897(2017)02-0073-08

10.11729/syltlx20160125

V211.7;V423.9

A

鄧 帆(1982-)，男，四川綿陽(yáng)人，高級(jí)工程師。研究方向：高速飛行器設(shè)計(jì)。通信地址：北京9200信箱89分箱11號(hào)(100076)。E-mail: dengfan@sina.com

*通信作者 E-mail: dengfan@sina.cn