劉杰平，馬元宏，蔡巧言，任少潔，王蘇寧，楊子盟

1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076 2. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074

有別于火箭等一次性使用或垂直起降可重復(fù)使用軸對稱運(yùn)載器[1-2]，面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器已成為國外各航空航天大國競相發(fā)展的未來理想空天運(yùn)輸方式[3-5]。由于以火箭為動力的重復(fù)使用運(yùn)載器能夠充分繼承現(xiàn)有航天運(yùn)輸技術(shù)的成果與經(jīng)驗(yàn)，因此，在中國制定的重復(fù)使用運(yùn)載器發(fā)展路線圖中，火箭動力面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器被列為優(yōu)先發(fā)展的重要途徑[6]。

本文所開展的尾部噴流風(fēng)洞試驗(yàn)研究即針對以火箭為動力的面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器，其有兩方面重要意義。一方面，主發(fā)動機(jī)在工作時所產(chǎn)生的尾部噴流會顯著改變尾部流場，從而對運(yùn)載器的底部阻力及總阻力產(chǎn)生顯著影響，進(jìn)而影響彈道設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[7]提到，對一些導(dǎo)彈類軸對稱飛行器而言，10%的阻力偏差將引起近百公里的落點(diǎn)偏離。文獻(xiàn)[8]指出，底部阻力受到彈體長度、邊界層狀態(tài)、尾部形狀、發(fā)動機(jī)噴流參數(shù)、飛行高度和馬赫數(shù)等因素影響，并在一定飛行條件下，底部會出現(xiàn)正推力，對射程產(chǎn)生重要影響。

另一方面，面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器與火箭最大的區(qū)別在于其自身氣動布局可產(chǎn)生較大升力，出于俯仰配平控制需求，通常會在力臂最長的尾端面布置氣動控制面——體襟翼。如航天飛機(jī)軌道器、X-34和X-37的體襟翼既可參與俯仰控制，又可在運(yùn)載器高速返回時保護(hù)發(fā)動機(jī)免受劇烈的氣動加熱[9-10]。由于體襟翼與發(fā)動機(jī)均布置在飛行器尾端面，發(fā)動機(jī)工作時極易對體襟翼產(chǎn)生噴流干擾。該噴流干擾的作用力雖然遠(yuǎn)不及發(fā)動機(jī)推力，但由于其力的作用方向垂直于體襟翼，其力臂明顯大于發(fā)動機(jī)推力的力臂，導(dǎo)致噴流干擾所產(chǎn)生的俯仰力矩相對發(fā)動機(jī)推力所能產(chǎn)生的俯仰力矩而言并非小量，給控制系統(tǒng)帶來不可忽視的影響。劉杰平等[11]前期開展的數(shù)值模擬表明，該噴流干擾在低空低速和高空高速時的特性截然相反，且呈非線性變化。低空低速時，由于噴流的引射作用，使體襟翼受到向上的作用力，從而使飛行器產(chǎn)生附加的低頭力矩；高空高速時，由于噴流膨脹，直接作用在體襟翼上，產(chǎn)生一個向下的作用力，從而使飛行器產(chǎn)生附加的抬頭力矩；介于兩者之間時，體襟翼受到的噴流干擾接近于0。楊道偉[12]早期根據(jù)氣體動力學(xué)基本理論研究了發(fā)動機(jī)尾噴流對飛行器繞流影響的概略情況，認(rèn)為當(dāng)來流為亞聲速時，尾噴流對飛行器的氣動影響相當(dāng)可觀，明確指出進(jìn)行這方面的試驗(yàn)研究將為新研制的飛行器提供更加精確的氣動數(shù)據(jù)?？梢姡芯课膊繃娏髁鲌黾跋嚓P(guān)氣動特性對面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器彈道和姿控系統(tǒng)的精確設(shè)計(jì)至關(guān)重要。

國內(nèi)外學(xué)者對自由射流和傳統(tǒng)運(yùn)載火箭和導(dǎo)彈等軸對稱飛行器的尾噴流場進(jìn)行了大量理論、試驗(yàn)和仿真研究，并在認(rèn)識噴流結(jié)構(gòu)、機(jī)理和效應(yīng)的基礎(chǔ)上，將噴流干擾有效應(yīng)用于工程實(shí)踐中[13-16]；對面對稱飛行器尾噴流產(chǎn)生的氣動干擾特性也開展了較多研究，但鮮有涉及尾噴流對體襟翼干擾的影響研究。

美國航天飛機(jī)氣動特性的預(yù)測主要依靠A、B兩類風(fēng)洞試驗(yàn)。A類試驗(yàn)僅為無噴流，采用底部支桿；B類試驗(yàn)兼顧有噴流和無噴流，采用腹部支架。根據(jù)兩類試驗(yàn)結(jié)果，可求得計(jì)入噴流效應(yīng)的總的氣動特性[17]。NASA針對X-43飛行器，開展了噴流對飛行器后體氣動特性影響的冷噴流模擬試驗(yàn)，試驗(yàn)采用飛行器的后體與主體分開，并使用天平測量飛行器后體氣動力的試驗(yàn)方法，獲得了噴流對飛行器后體氣動特性的影響規(guī)律[18]。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心的許曉斌等[19]在?1 m風(fēng)洞研究了采用冷噴流模擬、飛行器整體模型測力的升力體飛行器尾噴流模擬測力試驗(yàn)方法，通過優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，解決了帶尾噴流模擬條件下的升力體飛行器氣動力精確測量問題，提高了帶噴流氣動力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度，接近常規(guī)氣動力試驗(yàn)的水平。李建強(qiáng)等[20]在2.4 m跨聲速風(fēng)洞建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)噴流供氣轉(zhuǎn)換、三臺天平內(nèi)置的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)臺，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)氣動力和兩尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性同時分別測量。

1 模擬方法與試驗(yàn)裝置

本節(jié)首先介紹發(fā)動機(jī)噴流干擾測力試驗(yàn)所選相似參數(shù)的思路和風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M方法，然后介紹試驗(yàn)裝置及模型設(shè)計(jì)特點(diǎn)。

1.1 發(fā)動機(jī)噴流干擾試驗(yàn)的模擬方法

要使風(fēng)洞模型噴流與飛行器噴流流動完全相似，必須遵循相似準(zhǔn)則。根據(jù)對噴流結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的理論分析以及試驗(yàn)研究結(jié)果，Pindzola在20世紀(jì)60年代初總結(jié)出一套包含靜止/運(yùn)動介質(zhì)中的噴流邊界、透射激波、噴流質(zhì)量流/動能/內(nèi)能/內(nèi)焓/動量/拉力/噪聲等在內(nèi)的相似參數(shù)表。在試驗(yàn)中要完全模擬所有參數(shù)是不可能的，也是不必要的。高速風(fēng)洞噴流試驗(yàn)基本相似參數(shù)包括：飛行器及尾噴管外形尺寸的幾何模擬、飛行馬赫數(shù)相等、噴流出口馬赫數(shù)相等、落壓比相等、噴流動量比相等、噴流熱容比相等、噴流氣體常數(shù)與溫度乘積相等。但即便如此，上述7個相似參數(shù)也難以同時模擬，一般是根據(jù)具體試驗(yàn)對象及要求，分析主要干擾因素而選擇主要的模擬參數(shù)，并不能保證上述相似準(zhǔn)則的完全模擬[21]。

對于本文研究的尾部噴流風(fēng)洞試驗(yàn)來說，噴流與外流場之間的相互干擾非常復(fù)雜，因此首先需要保證的是飛行器尤其是尾噴流附近的外形幾何尺寸完全相似模擬；其次對于氣流參數(shù)而言，落壓比決定著噴流的流動狀態(tài)，是最需要保證的相似模擬參數(shù)；同時由于本次試驗(yàn)采用常溫壓縮空氣作為噴流介質(zhì)模擬，噴流熱容比、噴流氣體常數(shù)與溫度乘積是必然不能實(shí)現(xiàn)完全相似模擬的；而噴流出口馬赫數(shù)與噴流動量比之間只能保證一個相似參數(shù)的相似模擬，保證出口馬赫數(shù)的相似模擬能夠更為準(zhǔn)確地描述真實(shí)飛行條件下噴流出口附近的流動狀態(tài)。因此，最終本次試驗(yàn)主要采用的相似參數(shù)為

1) 飛行器幾何外形尺寸。

2) 飛行器飛行馬赫數(shù)。

3) 發(fā)動機(jī)噴管出口馬赫數(shù)。

4) 發(fā)動機(jī)噴流與自由來流靜壓比。

1.2 試驗(yàn)風(fēng)洞與模型

在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-12風(fēng)洞開展發(fā)動機(jī)噴流對體襟翼干擾特性的亞/跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)研究。FD-12風(fēng)洞是一座亞跨超三聲速風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍0.3～4，馬赫數(shù)調(diào)節(jié)精度為0.004，亞跨試驗(yàn)段尺寸為1.2 m×1.2 m×3.8 m。

試驗(yàn)采用的尾噴流模型裝置的結(jié)構(gòu)如圖1所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎媚K化設(shè)計(jì)，主要包括飛行器的全飛行器模型、模型頂蓋板、模型底部蓋板、模型支撐桿含噴流駐室、尾噴管等。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎帽持畏绞?，由于試?yàn)主要考慮發(fā)動機(jī)噴流與體襟翼之間干擾效應(yīng)，因此模型的尾噴管與全飛行器模型之間完全脫離分開，尾噴管與模型支撐桿相固聯(lián)，全飛行器模型與尾噴管之間通過全飛行器天平連接，尾噴管、駐室以及供氣管路受到的氣流作用力對全飛行器模型氣動力的測量不會造成干擾。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of experimental model structure

同時，為實(shí)現(xiàn)全飛行器氣動力和體襟翼鉸鏈力矩的同時測量，設(shè)計(jì)了六分量大剛度高精度測力天平和體襟翼鉸鏈力矩天平。由于全飛行器模型與模型支撐桿、駐室以及尾噴管之間完全脫離分開，為防止風(fēng)洞試驗(yàn)中外流場氣流以及尾噴流進(jìn)入縫隙和模型內(nèi)部，影響最終的全飛行器氣動力以及體襟翼鉸鏈力矩測量結(jié)果，采用柔性密封氈毛對縫隙進(jìn)行密封。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果分析

發(fā)動機(jī)噴流干擾風(fēng)洞測力試驗(yàn)的主要流場參數(shù)如表1所示，其中噴管偏角由δ表示，體襟翼偏角由δBF表示。

表1 發(fā)動機(jī)噴流試驗(yàn)參數(shù)Table 1 Experimental parameters of engine-jet

試驗(yàn)過程中，尾噴管和體襟翼的偏角正負(fù)定義如圖2所示，均為向下偏轉(zhuǎn)為正偏角。

2.1 來流馬赫數(shù)對噴流干擾的影響

圖3為發(fā)動機(jī)噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩的影響隨來流馬赫數(shù)的變化曲線。試驗(yàn)中的體襟翼偏角為 0°，噴管偏角包括0°和-5°，來流馬赫數(shù)包括0.6、0.85、0.95、1.0、1.05和1.2。

圖2 噴管和體襟翼的偏角正負(fù)定義Fig.2 Definition of deflection angles of jet and body flap

由圖3可知，發(fā)動機(jī)噴流對全飛行器法向力、軸向力、俯仰力矩系數(shù)的干擾量隨馬赫數(shù)呈較強(qiáng)的非線性變化，且在Ma=1處出現(xiàn)極值。發(fā)動機(jī)噴流對體襟翼鉸鏈力矩干擾量隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律也類似。此外可以看出，在自由來流馬赫數(shù)小于1時，噴管偏角-5°時的干擾量小于噴管偏角0°，即噴管偏離體襟翼時，噴流對全飛行器氣動力系數(shù)和體襟翼氣動力系數(shù)的影響略有減弱。當(dāng)自由來流馬赫數(shù)達(dá)到并超過1時，噴管偏角對全飛行器軸向力系數(shù)的干擾影響依然較小，但對全飛行器法向力和俯仰力矩以及對體襟翼鉸鏈力矩系數(shù)的干擾影響顯著增強(qiáng)；同時-5°噴管偏角的干擾系數(shù)大于0°噴管偏角，即噴管偏離體襟翼時，噴流對全飛行器氣動力(矩)系數(shù)的影響是增強(qiáng)的，但對體襟翼鉸鏈力矩系數(shù)的影響是減弱的。

圖3 發(fā)動機(jī)噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩系數(shù)的影響隨來流馬赫數(shù)的變化Fig.3 Engine-jet effect on aerodynamic characteristics of vehicle and hinge moment coefficient of body flap varies with Mach number of inflow

進(jìn)一步分析馬赫數(shù)0.6和1.0時不同噴管偏角下全飛行器底部流場附近的紋影可知(圖4和圖5)，在亞聲速時，噴管偏角不管是-5°或是0°，噴流邊界與體襟翼均保持一定距離，因此噴流干擾影響很?。欢?dāng)馬赫數(shù)達(dá)到1時，噴流在0°噴管偏角的狀態(tài)下與體襟翼發(fā)生干涉，體襟翼在受到噴流向下的作用后，不僅使飛行器產(chǎn)生抬頭力矩，而且自身所受鉸鏈力矩增大，與圖3(a)、圖3 (c)、圖3 (d)中的現(xiàn)象一致。

圖4 Ma=0.6、δBF=0°時不同噴管偏角的紋影圖Fig.4 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with 0° body flap deflection

圖5 Ma=1.0、δBF=0°時不同噴管偏角的紋影圖Fig.5 Schlieren of different nozzle angles at Ma=1.0 with 0° body flap deflection

試驗(yàn)中對體襟翼的法向力系數(shù)進(jìn)行了測量，將有噴和無噴條件下體襟翼法向力所貢獻(xiàn)的全飛行器俯仰力矩系數(shù)從全飛行器天平測量得到的俯仰力矩系數(shù)中扣除，得到如圖6所示曲線?？梢钥闯鑫矅娏鞯拈_啟與否對于不包含體襟翼的全機(jī)而言，對其俯仰力矩系數(shù)變化的影響是非常小的。

圖7為體襟翼在有噴和無噴狀態(tài)下所受法向力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線，圖8為體襟翼在有噴和無噴狀態(tài)下壓心位置隨馬赫數(shù)的變化曲線。由圖可知，在無噴狀態(tài)下，體襟翼的法向力系數(shù)在馬赫數(shù)為1.0以上開始緩慢增加，壓心位置也開始顯著后移。而在有噴狀態(tài)下，體襟翼的法向力系數(shù)在馬赫數(shù)為1.0時出現(xiàn)突變，而壓心位置幾乎不變(Ma=1.2除外)。由此可判斷，當(dāng)噴流關(guān)閉時，來流進(jìn)入超聲速范圍后，在飛行器底端面附近出現(xiàn)膨脹波系，尾端面的死水區(qū)和壓力系數(shù)開始減小，進(jìn)而導(dǎo)致體襟翼的法向力系數(shù)增加，壓心位置后移。而當(dāng)噴流開啟后，在馬赫數(shù)為1.0時，由于噴流的引射作用，導(dǎo)致體襟翼上表面的壓力整體減小，進(jìn)而導(dǎo)致體襟翼的法向力系數(shù)出現(xiàn)突變。因此，尾噴流開啟導(dǎo)致全飛行器俯仰力矩干擾系數(shù)出現(xiàn)極值點(diǎn)的原因是由于尾噴流引起體襟翼的法向力出現(xiàn)突變。

圖6 全飛行器俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變化Fig.6 Pitching moment coefficient of vehicle varies with Mach number

圖7 體襟翼在有噴和無噴狀態(tài)下的法向力系數(shù)Fig.7 Normal force coefficient of body flap with and without engine-jet

圖8 體襟翼在有噴和無噴狀態(tài)下的壓心位置Fig.8 Center of pressure of body flap with and without engine-jet

2.2 噴管與體襟翼的相對位置對噴流干擾的影響

研究了4種噴管與體襟翼的組合狀態(tài)，當(dāng)δBF=-5°、δ=0°時，噴管與體襟翼的相對位置最近，當(dāng)δBF=0°、δ=-5°時，噴管與體襟翼的相對位置最遠(yuǎn)，其余兩種情況(δBF=0°、δ=0°和δBF=-5°、δ=-5°)居中。圖9所示為在來流馬赫數(shù)0.6和0.95時，不同體襟翼偏角和噴管偏角組合下，發(fā)動機(jī)噴流對全飛行器氣動力(矩)和體襟翼的鉸鏈力矩系數(shù)的干擾量。由圖可知，來流馬赫數(shù)為0.6時，各噴流干擾量隨噴管與體襟翼偏角的變化均較??；來流馬赫數(shù)為0.95時，各噴流干擾量隨噴管與體襟翼偏角的變化明顯增大。

其原因可從圖10和圖11所示的紋影圖中看出，來流馬赫數(shù)為0.6時，不管哪種組合，噴流邊界與體襟翼均沒有干涉；而在來流馬赫數(shù)為0.95時，由于噴流邊界膨脹得更為厲害，在某些組合狀態(tài)下，噴流邊界與體襟翼就會發(fā)生干涉，進(jìn)而導(dǎo)致噴流干擾量發(fā)生明顯變化。

圖9 發(fā)動機(jī)噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩系數(shù)的影響隨噴管和體襟翼偏角的變化Fig.9 Engine-jet effect on aerodynamic characteristics of vehicle and hinge moment coefficient of body flap varies with deflection angle of jet and body flap

圖10 馬赫數(shù)為0.6時不同體襟翼偏角和噴管偏角的噴流紋影圖Fig.10 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with different body flap deflections

圖11 馬赫數(shù)為0.95時不同體襟翼偏角和噴管偏角的噴流紋影圖Fig.11 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.95 with different body flap deflections

2.3 噴管偏角對噴流干擾的影響

圖12給出來流馬赫數(shù)為1.2時，不同噴管偏角條件下全飛行器及體襟翼氣動干擾力(矩)的對比分析結(jié)果。隨著噴管向體襟翼靠近，全飛行器的法向力干擾系數(shù)和俯仰干擾力矩系數(shù)均出現(xiàn)變號，這表明噴流邊界在隨著噴管向體襟翼靠近時，與體襟翼之間由引射效應(yīng)變?yōu)檩^強(qiáng)的體積效應(yīng)。從圖13可得到證實(shí)，在噴管偏角為0°時，發(fā)動機(jī)噴流與體襟翼之間已經(jīng)產(chǎn)生了明顯的相互干擾作用，也即表明噴流邊界出現(xiàn)體積作用發(fā)生在噴管偏角-5°～0°之間，同時對比噴管偏角從-5°～0°，以及從0°～5°時噴流干擾系數(shù)的斜率變化，表明噴流邊界出現(xiàn)體積效應(yīng)后，其對噴流干擾力系數(shù)的作用強(qiáng)于在引射效應(yīng)時所起的作用。

2.4 測量精度

此次試驗(yàn)中，在同一馬赫數(shù)下開展了不同噴管偏角的無噴全飛行器氣動力測量。在無噴條件下，全飛行器外形僅有噴管偏角的改變，可以認(rèn)為同一馬赫數(shù)下無噴試驗(yàn)結(jié)果為重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)而可以利用無噴時不同噴管偏角的全機(jī)氣動力系數(shù)，考察天平系統(tǒng)的重復(fù)性誤差精度以及干擾系數(shù)的試驗(yàn)測量誤差帶。

首先給出無噴條件下，不同噴管偏角對全飛行器以及體襟翼氣動力(矩)系數(shù)的影響，如表2所示，包括法向力系數(shù)CN、軸向力系數(shù)CA、俯仰力矩系數(shù)Cmz。

據(jù)此，可以獲得同一馬赫數(shù)不同噴管偏角條件，全飛行器氣動力(矩)噴流干擾系數(shù)的試驗(yàn)測量偏差帶，如表3和表4所示。表3和表4中，來流馬赫數(shù)為1.2時全飛行器法向力和俯仰力矩的干擾系數(shù)測量偏差較大的原因是干擾量本身接近于0；其他狀態(tài)下的全飛行器氣動力(矩)干擾系數(shù)的測量偏差均可以控制在5%左右。

圖13 不同噴管偏角下的尾部噴流紋影圖 (Ma=1.2、δBF=0°)Fig.13 Schlirens of supersonic jet exhaust flowfield of different nozzle angles (Ma=1.2, δBF=0°)

表3 噴管偏角-5°時全飛行器噴流系數(shù)干擾量的測量偏差

表4 噴管偏角0°時全飛行器噴流系數(shù)干擾量的測量偏差

3 結(jié) 論

1) 在所研究的亞跨聲速狀態(tài)下，噴流干擾對全飛行器氣動力和體襟翼鉸鏈力矩的影響隨馬赫數(shù)變化而變化。在自由來流馬赫數(shù)小于1時，噴管遠(yuǎn)離體襟翼，噴流對全飛行器的氣動力系數(shù)和體襟翼氣動力系數(shù)的影響是減弱的，而在來流馬赫數(shù)達(dá)到并超過1時，噴管遠(yuǎn)離體襟翼，噴流對全飛行器的氣動力系數(shù)的影響是增強(qiáng)的；同時，對體襟翼鉸鏈力矩系數(shù)的影響是減弱的。

2) 當(dāng)飛行器接近聲速時，體襟翼與噴管之間的相對位置越近，其尾噴流對全飛行器氣動力(矩)系數(shù)的干擾效應(yīng)就越強(qiáng)，而在亞聲速范圍時，體襟翼與噴管之間相對位置的變化對全飛行器氣動力(矩)系數(shù)的影響作用則較小。

3) 在馬赫數(shù)為1.2時，噴管偏角由-5°變?yōu)?°，再變到5°的過程中，尾噴流與體襟翼之間的相互作用由引射效應(yīng)變?yōu)檩^強(qiáng)的體積效應(yīng)，且當(dāng)出現(xiàn)體積效應(yīng)后，其對噴流干擾力(矩)系數(shù)的作用強(qiáng)于在引射效應(yīng)時所起的作用。

總之，發(fā)動機(jī)噴流對火箭動力面對稱重復(fù)使用運(yùn)載器的氣動特性有明顯影響，在總體設(shè)計(jì)時須提前予以足夠關(guān)注。

[21] 王發(fā)祥. 高速風(fēng)洞試驗(yàn)[M]. 北京:國防工業(yè)出版社, 2003.

WANG F X. High speed wind tunnel test[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2003 (in Chinese).