賀旭照， 秦思， 衛(wèi)鋒， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實驗室，綿陽 621000

吸氣式高超聲速飛行器非均勻尾噴流試驗

賀旭照， 秦思*， 衛(wèi)鋒， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實驗室，綿陽 621000

在中國空氣動力研究與發(fā)展中心?0.5 m高超聲速風(fēng)洞中，開展了非均勻噴流條件下的吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流/外流干擾測壓試驗研究。采用非均勻內(nèi)噴管，模擬飛行器尾噴管非均勻入流，測量了飛行器后體膨脹面及水平翼表面壓力，采用高清紋影觀測了噴流干擾區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)，獲得了不同工況下非均勻入流對尾部及水平翼表面壓力分布的影響規(guī)律。試驗結(jié)果顯示尾噴管非均勻入流對飛行器尾部壁面壓力分布及流場結(jié)構(gòu)有明顯影響，噴管入流的非均勻特征在吸氣式高超聲速飛行器噴流模擬中不可忽視。非均勻噴流核心區(qū)壓力分布明顯高于均勻噴流時的結(jié)果；核心區(qū)域外，非均勻噴流的作用面積略小于均勻噴流，且非均勻噴流同外流交叉干擾區(qū)域的面積和強(qiáng)度要略小于均勻噴流；均勻噴流在噴管出口區(qū)域存在明顯的膨脹波系，交叉干擾激波及剪切層的擴(kuò)張角也大于非均勻入口條件時的結(jié)果。

吸氣式飛行器； 高超聲速； 非均勻噴流； 內(nèi)外流干擾； 測壓

吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴管不僅為飛行器提供推力，也會產(chǎn)生升力和俯仰力矩。后體尾噴管相當(dāng)于一個推力矢量裝置，且推力矢量隨飛行器內(nèi)外流工況的變化而改變，不僅對飛行器的推阻性能產(chǎn)生重要影響，還對飛行器的控制及操穩(wěn)至關(guān)重要。后體尾噴管產(chǎn)生的高速尾噴流與飛行器外部氣流相比，在速度量值/方向、靜壓、總壓等方面都存在明顯差異，當(dāng)兩股氣流相遇時，存在復(fù)雜的相互干擾。噴流干擾的典型流場結(jié)構(gòu)包含分離再附區(qū)、激波、膨脹波、弓形波、馬赫盤、剪切層等流動結(jié)構(gòu)，復(fù)雜情況下還包含化學(xué)非平衡流動特征[1]，這使得對內(nèi)外流干擾區(qū)域的推力、升力及俯仰力矩的準(zhǔn)確預(yù)測變的非常困難。近年來發(fā)展吸氣式高超聲速技術(shù)的迫切需求，要求對后體尾噴管流動區(qū)域的內(nèi)外流干擾規(guī)律進(jìn)行細(xì)致研究，在認(rèn)識流動規(guī)律的基礎(chǔ)上，完善對該流動區(qū)域氣動推進(jìn)特性的深入認(rèn)識。

20世紀(jì)80年代，美國國家航空航天局(NASA)Ames中心和McDonnell Douglas研究室對NASP計劃飛行器的內(nèi)噴流和外流干擾問題進(jìn)行了一系列實驗和數(shù)值模擬，研究了噴流、外流、機(jī)身后體的相互作用，獲得了相應(yīng)的油流、紋影圖以及膨脹面上的壓力分布[2-3]，NASA Langley研究中心和洛克希德·馬丁公司也對NASP計劃飛行器的噴流干擾問題進(jìn)行了一系列的數(shù)值計算和實驗研究[4]。他們研究了內(nèi)外流干擾對機(jī)翼以及控制面的影響，例如作用在后體的力和力矩，同時與CFD模擬結(jié)果進(jìn)行比較，為CFD分析代碼校準(zhǔn)提供數(shù)據(jù)庫。日本宇航實驗室(NAL)在外流馬赫數(shù)Ma=7.1的條件下，對尾噴管性能進(jìn)行了實驗研究[5]，卡古達(dá)研究中心(KRC)在高空實驗臺上開展了用高溫燃?xì)饬髂MMa<8狀態(tài)的尾噴管實驗[6-8]。分別采用紋影法、油膜法、陰影法和蒸汽屏法等實驗手段觀察了尾噴管的流場結(jié)構(gòu)，研究了內(nèi)噴管出口壓力與外流壓力之比(靜壓比)對噴管性能的影響。通過紋影觀測技術(shù)獲得了流場結(jié)構(gòu)，對一些主要的激波、剪切層、分離區(qū)的分布有了比較清楚的認(rèn)識。21世紀(jì)初，德國宇航中心對高超聲速飛行器后體尾噴管內(nèi)外流干擾問題進(jìn)行了大量的實驗研究，使用不同的測量技術(shù)對影響尾噴管內(nèi)外流干擾的各種因素進(jìn)行了詳細(xì)的研究。文獻(xiàn)[9-10]采用氬氣(Ar)、空氣(Air)和六氟化硫(SF6)3種氣體作為噴流氣體，來研究不同比熱比對噴流干擾和噴管性能的影響。研究結(jié)果表明，隨著比熱比的增加，相應(yīng)的壓力系數(shù)會變小；另一方面，隨著溫度的增加，比熱比減小，也會對壓力系數(shù)產(chǎn)生影響。為了更好地了解尾噴管內(nèi)外流干擾流場的相關(guān)特征以及不同參數(shù)對尾噴管內(nèi)外流干擾特性的影響，文獻(xiàn)[11-14]介紹了尾噴管內(nèi)外流干擾實驗中的不同測量方法，文中分別采用壓敏漆和壓力傳感器對尾噴管膨脹面壁面壓力進(jìn)行測量，用皮托耙對噴流干擾區(qū)域流場的皮托壓進(jìn)行測量，對尾噴管壁面溫度進(jìn)行了紅外熱成像測量，采用紋影對尾噴流干擾流場進(jìn)行了觀測。研究得到了噴流氣體比熱比、噴流總溫、噴流總壓、自由來流雷諾數(shù)、噴管落壓比以及迎角等因素對噴管性能的影響，同時獲得了噴流干擾區(qū)域流場的結(jié)構(gòu)。文獻(xiàn)[15]采用CFD方法研究了大迎角側(cè)向多噴干擾流場特性。

噴流入口非均勻是高超聲速飛行器尾噴流的重要特征之一，要準(zhǔn)確模擬未來吸氣式高超聲速飛行器的噴流-外流干擾特性，就必須摸清噴流的非均勻特性對飛行器底部區(qū)域干擾特征的影響。本文在中國空氣動力研究與發(fā)展中心?0.5 m高超聲速風(fēng)洞中，開展了模擬吸氣式高超聲速飛行器非均勻噴流的內(nèi)外流干擾測壓試驗。對比了外流馬赫數(shù)6和5，噴流落壓比為180和100條件下，均勻噴流和非均勻噴流對飛行器尾部壁面及機(jī)翼表面壓力分布的影響，同時采用高清紋影觀測了噴流干擾的流場結(jié)構(gòu)，獲得了非均勻和均勻尾噴流干擾區(qū)域壓力分布特征，為研究噴流對飛行器性能的影響及飛行器部件的合理布局和性能改善提供參考。

1 試驗方案

采用的試驗?zāi)Ｐ蜑殚_放式單壁膨脹噴管一體化飛行器，如圖1所示，該模型長約0.5 m。采用吸氣式高超聲速飛行器噴流模擬的相似準(zhǔn)則[16]，設(shè)計試驗方案。飛行器外流采用常規(guī)風(fēng)洞產(chǎn)生；內(nèi)噴流采用在模型內(nèi)部安裝的拉瓦爾噴管產(chǎn)生，如圖1 所示。內(nèi)噴流氣體通過高壓氣管進(jìn)入內(nèi)噴管駐室，然后由內(nèi)噴管產(chǎn)生超聲速氣流噴出。內(nèi)噴管駐室安裝了總壓探針；在內(nèi)噴管出口側(cè)壁和上壁面，分三排對稱安裝了27個靜壓測管用于檢測內(nèi)噴流在出口的對稱性。如圖2所示，在飛行器噴管內(nèi)外膨脹面上布置了8排、水平翼表面上布置了4排，總共86個靜壓測點(diǎn)，采用左右間隔非對稱形式分布，以便在對稱來流條件下獲得更詳細(xì)的噴流干擾表面壓力信息。

2 內(nèi)噴管設(shè)計

真實飛行條件下的尾噴管非均勻入口包括了馬赫數(shù)、壓力、溫度等流動變量的非均勻，在試驗研究中，這些非均勻參數(shù)不可能全部模擬，但尾噴流出口的流向角是一個重要的非均勻參數(shù)[17]，可以通過設(shè)計合適的內(nèi)噴管型線，來模擬真實發(fā)動機(jī)出口的流動偏轉(zhuǎn)特征。

均勻噴流內(nèi)噴管是通過特征線[18]方法設(shè)計獲得的。內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)為2.2，噴流介質(zhì)為空氣。非均勻內(nèi)噴管的面積膨脹比和均勻噴管一致，其上表面水平、下表面出口和噴管中心水平線的夾角為17°，模擬了超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)噴管出口型線偏轉(zhuǎn)角。其三維視圖如圖3所示。

對設(shè)計的均勻和非均勻噴管進(jìn)行了試驗噴流總壓條件下的數(shù)值模擬，采用了自主研發(fā)的CFD軟件AHL3D[19-20]。圖4為噴管出口對稱面上的流動偏轉(zhuǎn)角及出口馬赫數(shù)的對比，將縱坐標(biāo)無量綱處理，Y軸原點(diǎn)在噴管中心，H為噴管出口高度，可以看出，均勻噴管和非均勻噴管的出口馬赫數(shù)接近，均勻噴管在出口截面的流動對稱性較好，流動偏轉(zhuǎn)角接近0°，出口質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)為2.16。非均勻噴管在噴管擴(kuò)張側(cè)馬赫數(shù)稍高，數(shù)值在2.22左右，水平側(cè)的馬赫數(shù)在2.12左右，出口截面的加權(quán)馬赫數(shù)為2.17，非均勻噴管流動偏轉(zhuǎn)角從上壁面的0° 逐漸過渡到下壁面的17°，近似模擬了燃燒室內(nèi)噴管出口的流動偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象。可以看出，非均勻噴管和均勻噴管的出口馬赫數(shù)相差不大，其噴流的主要差別為流動偏轉(zhuǎn)角的不同。

3 試驗準(zhǔn)備

在中國空氣動力研究與發(fā)展中心?0.5 m高超聲速風(fēng)洞中開展內(nèi)外流干擾試驗研究。該風(fēng)洞的對稱噴管出口直徑為0.5 m，為下吹、引射、暫沖式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，駐室尺寸為1.7 m×1.2 m×1.3 m。試驗段采用封閉自由射流模式，試驗馬赫數(shù)范圍為Ma=5～10。試驗?zāi)Ｐ腿鐖D5所示放置試驗段，模型通過位于其背部的曲臂支撐機(jī)構(gòu)和風(fēng)洞支撐系統(tǒng)相連接，可實現(xiàn)前后上下平移和±6° 迎角內(nèi)的俯仰運(yùn)動。

模型內(nèi)噴管通過高壓軟管和外部氣源系統(tǒng)連接，外部氣源系統(tǒng)如圖6所示，其上的兩路TESCOM?自動調(diào)壓系統(tǒng)和模型內(nèi)噴管內(nèi)的總壓探針形成閉環(huán)反饋通路，可以精確調(diào)節(jié)模型內(nèi)噴管的駐室壓力。外部氣源系統(tǒng)容積為0.5 m3，最大充氣壓力為20 MPa，可實現(xiàn)對內(nèi)噴管300 s以上的穩(wěn)定供氣。

模型表面靜壓測點(diǎn)通過銅制金屬管及橡膠軟管，和放置于洞體外部的靜態(tài)壓力傳感器連接。試驗的壓力采集系統(tǒng)使用的是Pressure Systems Inc. Model 9016型電子壓力掃描系統(tǒng)，傳感器測量精度為全量程的0.06%，靜壓測量采用0～50 kPa量程，皮托壓和總壓采用0～500 kPa量程。試驗?zāi)Ｐ偷耐獠苛鲌霾捎酶咚偌y影系統(tǒng)進(jìn)行觀測，最高幀頻為2 000幀/s，最大像素為800×800，可根據(jù)需求調(diào)整。

4 試驗結(jié)果和分析

4.1 噴流總壓調(diào)節(jié)及壓力測量精度

尾噴流內(nèi)外流相互干擾模擬中，噴流的落壓比(Number of Pressure Ratio, NPR)是一個重要的模擬參數(shù)，為了在長時間的噴流試驗過程中精確控制其量值至設(shè)定的數(shù)值，采用了具有壓力反饋調(diào)節(jié)系統(tǒng)的內(nèi)噴流試驗裝置，如圖6所示。在典型落壓比條件下(NPR=180，100)，在試驗過程中采集獲得的實時落壓比數(shù)據(jù)和設(shè)定值的比較如圖7所示。壓力反饋調(diào)節(jié)系統(tǒng)需要大約10～15 s時間，將內(nèi)噴流壓力調(diào)節(jié)到設(shè)定值，最長可達(dá)300 s以上。試驗過程中，分析了在不同設(shè)定值條件下的內(nèi)噴流落壓比和設(shè)定值之間的均方差，其量值都優(yōu)于1%，控制精度比較理想。

在試驗過程中，在風(fēng)洞開啟的同時，開啟內(nèi)噴流裝置。由于測壓管具有一定長度，根據(jù)以往經(jīng)驗，測壓管內(nèi)的穩(wěn)壓時間在60 s以內(nèi)。在試驗中等待試驗流場穩(wěn)定100 s后，開始以10 s為間隔，采集4次模型表面壓力數(shù)據(jù)。圖8為來流馬赫數(shù)5，NPR=180時采集到的4次壓力信號的均方差pw/p∞，從圖中可以看出，在噴流核心區(qū)域和干擾區(qū)，均方差誤差在0.5%以內(nèi)，在噴流無作用區(qū)域及壓力接近自由來流的區(qū)域，壓力均方差小于2.5%。

4.2 落壓比對非均勻噴流的影響

圖9為來流馬赫數(shù)5，模型迎角0°，噴流落壓比NPR=180和100時的飛行器尾部及水平翼面上的試驗壓力分布云圖。在外流馬赫數(shù)及其他噴流參數(shù)相同時，噴流落壓比是唯一影響飛行器尾部區(qū)域壓力分布的影響因素。在內(nèi)外流干擾條件下的非均勻噴流壁面壓力分布圖中，壁面壓力的分布可以分為2個區(qū)域：第1個區(qū)域為噴流核心流動作用區(qū)，其壓力分布主要受到噴流本身的影響，第2個區(qū)域為內(nèi)外流干擾作用區(qū)，其壓力分布主要受到外流和內(nèi)流相互擠壓形成的交叉干擾區(qū)的影響。在噴流核心流動作用區(qū)域，當(dāng)NPR=180時，其核心流動作用區(qū)域的壓力分布量值和作用區(qū)域的面積都要大于NPR=100時的結(jié)果。在內(nèi)外流干擾作用區(qū)域，NPR=180時，在水平翼舵及后體側(cè)緣區(qū)域，存在明顯的壓力升高區(qū)域，這種高壓力區(qū)域是由內(nèi)噴流和外流相互作用形成交叉干擾區(qū)域產(chǎn)生的。而在NPR=100時，內(nèi)外流干擾作用區(qū)域?qū)篌w側(cè)緣及水平翼舵上的壓力分布略有影響，其影響區(qū)域面積及壓力分布量值要明顯小于NPR=180時的結(jié)果。

圖10為來流馬赫數(shù)5，NPR=180和100時，非均勻噴流內(nèi)外流干擾區(qū)域的試驗紋影圖。從圖中可以清晰地看到內(nèi)外流干擾所產(chǎn)生的交叉激波及剪切層結(jié)構(gòu)，由內(nèi)噴管產(chǎn)生的膨脹波系在內(nèi)噴流的核心區(qū)域也清晰可辨，特別在NPR=180時。在高落壓比(NPR=180，圖10(a))時的干擾交叉激波外波系的角度約為20°，大于低落壓比(NPR=100，圖10(b))時的值18.4°。對比高落壓比(NPR=180)和低落壓比(NPR=100)時的流場紋影，可發(fā)現(xiàn)在高落壓比時，內(nèi)外流干擾激波外分支及剪切層向外流部分的擴(kuò)張更顯著一些，而交叉干擾激波的內(nèi)分支的位置變化不顯著。交叉干擾激波外分支及剪切層主要受到內(nèi)流膨脹排擠效應(yīng)的影響，而交叉干擾激波內(nèi)分支更多取決于內(nèi)噴流的馬赫數(shù)。從流場的紋影圖中可以直觀判斷出低落壓比時內(nèi)外流干擾的強(qiáng)度要弱一些。

4.3 外流馬赫數(shù)對非均勻噴流的影響

圖11為在來流馬赫數(shù)5和6條件下，飛行器尾部及水平翼舵上的壓力分布。在該試驗狀態(tài)下，噴流落壓比相同，模型迎角都為0°，內(nèi)噴管都采用非均勻噴管。對于核心流動區(qū)域，外流馬赫數(shù)5時的無量綱壓力分布值和來流馬赫數(shù)6時的值基本一致，但來流馬赫數(shù)5時的等值線沿著展向要更加飽滿一些，說明內(nèi)噴流的核心流動在外流馬赫數(shù)5時，沿展向進(jìn)行了更充分的膨脹，外流對內(nèi)噴流的擠壓效應(yīng)要弱于來流馬赫數(shù)6時的情形。這是由于來流馬赫數(shù)5時，內(nèi)部和外部流動的動量比要大于來流馬赫數(shù)6時的情形，使得內(nèi)噴流更易于向外部空間膨脹。對于內(nèi)外流干擾區(qū)域，外流馬赫數(shù)5時的水平舵面及模型尾部側(cè)緣的受干擾面積要大于來流馬赫數(shù)6時的情形，且受干擾區(qū)域的Y方向起始位置要更靠近內(nèi)噴管出口。這是由于在來流馬赫數(shù)5時，與來流馬赫數(shù)6相比，在核心流動區(qū)域，外流受到內(nèi)噴流更明顯的排擠，同時，在較低來流馬赫數(shù)條件下形成的交叉干擾激波的擴(kuò)張角度更大，這兩方面原因?qū)е铝嗽谙嗤瑖娏髀鋲罕认?，低馬赫數(shù)外部流動的內(nèi)外流干擾作用區(qū)域要大于高馬赫數(shù)外部流動的情形。

圖12為來流馬赫數(shù)6，NPR=180時的噴流模型尾部區(qū)域的流場紋影圖，圖中虛線為對應(yīng)狀態(tài)來流馬赫數(shù)5時的交叉激波外分支形狀。可以看出，各個狀態(tài)下的噴流/外流干擾流場的結(jié)構(gòu)一致，都包含了交叉激波、剪切層、內(nèi)噴管膨脹波系及底部流動結(jié)構(gòu)等流動特征。從圖中交叉激波外分支的對比看，來流馬赫數(shù)6時的激波型線略向下一些，激波角略小于來流馬赫數(shù)5時的情形。通過紋影圖可以更直觀看到高來流馬赫數(shù)流動對內(nèi)噴流的擠壓效應(yīng)要大于低來流馬赫數(shù)時的情形。

4.4 非均勻噴流和均勻噴流比較

圖13為來流馬赫數(shù)5，噴流落壓比180時，均勻噴流和非均勻噴流工況下，模型尾部膨脹面及水平翼舵上的壓力分布對比圖。均勻內(nèi)噴管沿流向產(chǎn)生水平噴流，水平噴流和模型尾部的膨脹型面具有較大的膨脹角，水平噴流在膨脹面上產(chǎn)生的壓力分布值明顯低于非均勻內(nèi)噴流的情形。非均勻內(nèi)噴流的內(nèi)噴管型線產(chǎn)生的噴流具有一定的流向偏轉(zhuǎn)角，如圖4所示，其噴流整體上與模型尾部的膨脹面夾角更小，在模型尾部區(qū)域產(chǎn)生了較高的核心壓力分布區(qū)域。但均勻噴流核心區(qū)域的分布范圍更長，對于內(nèi)外流激波干擾區(qū)域，均勻內(nèi)噴流的作用干擾效應(yīng)更為明顯，其內(nèi)外流干擾作用的范圍也更大，在模型底部后側(cè)緣及水平翼上，形成了更為明顯的高壓力區(qū)域。

圖14為來流馬赫數(shù)5，噴流落壓比180，均勻內(nèi)噴流條件下尾部流動干擾區(qū)域的流場紋影圖，圖中虛線為對應(yīng)狀態(tài)下非均勻噴流的交叉干擾激波及剪切層線?？梢钥闯?，均勻噴流交叉干擾激波外分支及剪切層線要更靠外一些，這是由于均勻噴流的流向角接近水平，而非均勻噴流整體上有一個向下的偏轉(zhuǎn)，對外部流動的排擠效應(yīng)會小于均勻噴流的情形；均勻噴流核心區(qū)的膨脹波系更為明顯，這如前文所述，均勻噴流和模型尾部膨脹面之間具有較大的膨脹角，在流動偏折點(diǎn)，產(chǎn)生的膨脹波系在內(nèi)通道反射，形成了出口處較為明顯的膨脹波系。

5 結(jié) 論

1) 在非均勻噴流條件下，噴流落壓比對尾部/水平翼舵區(qū)域的表面壓力分布及空間流場結(jié)構(gòu)影響顯著。高落壓比噴流核心區(qū)域的壓力分布強(qiáng)度和量值及其對水平翼面的干擾強(qiáng)度要明顯高于低落壓比時的結(jié)果。

2) 相比低外流馬赫數(shù)，高外流馬赫數(shù)時，外流對非均勻噴流的擠壓效應(yīng)更加明顯。高外流馬赫數(shù)時，噴流和外流相互作用區(qū)域被積壓在了更小的范圍內(nèi)，而受外流影響較小的核心區(qū)域的壓力分布則變化不大。

3) 噴流出口的流動特征對噴流核心區(qū)域和內(nèi)外流干擾區(qū)域的壓力分布及流場結(jié)構(gòu)影響顯著，研究吸氣式高超聲速飛行器尾噴流問題時，必須考慮噴流的非均勻特性。

噴流和外流的相互干擾，對吸氣式高超聲速飛行器尾部及翼舵區(qū)域的壓力分布和流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生顯著影響，不僅對飛行器推阻和升力特性產(chǎn)生明顯影響，還對飛行器的舵面效率及操控特性產(chǎn)生直接影響。本文獲得了非均勻噴流的落壓比、外流馬赫數(shù)及噴流的非均勻特性對飛行器尾部/水平翼區(qū)域性能影響的試驗結(jié)果，獲得的規(guī)律性認(rèn)識及定量數(shù)據(jù)可為未來大尺度吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流研究提供方向性參考。

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(責(zé)任編輯：李明敏)

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＊Corresponding author. E-mail: qs6739639@163.com

Test of non-uniform nozzle plume for air-breathinghypersonic vehicle

HE Xuzhao, QIN Si*, WEI Feng, LE Jialing

ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The pressure test for the inner-outer flow interaction area are conducted at the 0.5 m hypersonic wind tunnel in China Aerodynamics Research and Development Center. The test are conducted at the conditions of uniform and non-uniform incoming flow. Using non-uniform inner nozzle, the pressure on the afterbody expansion surface and the horizontal wing surface of the aircraft can be measured by simulating the non-uniform incoming flow of the aircraft nozzle. High speed schlieren is used to observe the flow field structure of the interaction areas of the plume, and the rules of influence of non-uniform incoming flow on pressure distribution on the afterbody expansion surface and horizontal surface of the aircraft nozzle can be got under different conditions. The test results show that the non-uniform incoming flow of the nozzle has significant influence on wall surface pressure distribution and flow field structure of the aircraft. The non-uniform characteristic of the nozzle’s incoming flow cannot be ignored in simulation of air breathing hypersonic vehicle plume. It can be seen from the test result that the pressure of the non-uniform plume’s core area is obviously higher than that of the uniform plume; while outside the core area, the non-uniform plume has a slightly smaller action area than the uniform plume, and the interaction area and intensity of non-uniform plume and outflow is also smaller than those of uniform plume. The uniform plume has distinct expansion waves in the exit area of the nozzle, and the expansion angles of interaction shock wave and shear layer of the uniform plume are larger than those of the non-uniform plume.

air-breathing vehicle; hypersonic; non-uniform nozzle plume; inner-outer flow interaction; pressure test

2016-03-08； Revised：2016-08-10； Accepted：2016-08-29； Published online：2016-09-05 16:43

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0246

2016-03-08； 退修日期：2016-08-10； 錄用日期：2016-08-29； 網(wǎng)絡(luò)出版時間：2016-09-05 16:43

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＊通訊作者.E-mail: qs6739639@163.com

賀旭照， 秦思， 衛(wèi)鋒， 等． 吸氣式高超聲速飛行器非均勻尾噴流試驗[J]． 航空學(xué)報, 2017, 38(3): 120199. HE X Z, QIN S, WEI F, et al. Test of non-uniform nozzle plume for air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 120199.

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A

1000-6893(2017)03-120199-08