梁 捷， 秦開宇， 陳 力

(1.電子科技大學(xué)航空航天學(xué)院， 成都 611731； 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000；3.福州大學(xué)機(jī)械工程及自動化學(xué)院， 福州 350108)

1 引言

20 世紀(jì)中期以來，航空航天技術(shù)快速發(fā)展并日趨成熟，提升進(jìn)入空間與開發(fā)利用空間的能力已成為各航天大國的國家戰(zhàn)略[1－3]。 與之契合，高超聲速飛行器作為航空航天領(lǐng)域的標(biāo)志性創(chuàng)新成果受到各航天強(qiáng)國的廣泛重視，特別在2004年，以超燃沖壓發(fā)動機(jī)(Supersonic Combustion Ramjet，Scramjet)為動力的X-43A 飛行試驗(yàn)取得成功，吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)受到國內(nèi)外學(xué)者的極大關(guān)注[4－6]。

吸氣式推進(jìn)對于在大氣層中持續(xù)飛行的巡航飛行器是不可或缺的重要組成部分，Scramjet 發(fā)動機(jī)是吸氣推進(jìn)高超聲速飛行器的支撐技術(shù)。 近幾十年來雖然對Scramjet 發(fā)動機(jī)開展了廣泛研究并取得重大進(jìn)展，但在設(shè)計(jì)方法、實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫、試驗(yàn)設(shè)備及發(fā)動機(jī)性能驗(yàn)證等方面都存在局限性。

美國在成功研制洲際彈道導(dǎo)彈、載人飛船和航天飛機(jī)這些以火箭為動力的高超聲速飛行器之后，于20 世紀(jì)80 年代中期實(shí)施了以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的國家空天飛機(jī)計(jì)劃(National Aero-Space Plane Program， NASP)，推進(jìn)/機(jī)體一體 化(Propulsion/Airframe Integration， PAI) 是NASP 計(jì)劃的興趣所在，并提出了如圖1 所示的高超聲速飛行器PAI 系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)概念[7－9]。 吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計(jì)很大程度上受到高效PAI 需求驅(qū)動，帶動力條件下高超聲速飛行器氣動分析和試驗(yàn)更是PAI 的一個重要組成部分。 但“一體化”帶來的機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)強(qiáng)耦合效應(yīng)，給飛行器設(shè)計(jì)和驗(yàn)證提出了極高的要求。 NASP 計(jì)劃試圖建造一種單級入軌(SSTO)試驗(yàn)飛機(jī)X-30，用于飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證雙模態(tài)Ramjet-Scramjet 發(fā)動機(jī)技術(shù)[2]。 由于設(shè)計(jì)要求超越了當(dāng)時科技發(fā)展水平，該計(jì)劃雖幾經(jīng)調(diào)整，最終于1995 年1 月終止。

圖1 高超聲速飛行器機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)“一體化”概念[10]Fig.1 PAI concept of hypersonic vehicle[10]

NASP 計(jì)劃下馬后，美國于20 世紀(jì)末制定了新的高超聲速技術(shù)發(fā)展戰(zhàn)略，提出了“從無人到有人、從一次性使用到重復(fù)使用”循序漸進(jìn)的指導(dǎo)思想和“以高超聲速巡航導(dǎo)彈為突破口，再發(fā)展軍用飛機(jī)和天地往返系統(tǒng)”的三步走發(fā)展戰(zhàn)略。 1996 年，在NASP 基礎(chǔ)上，NASA 啟動了研究內(nèi)容更加廣泛的高超聲速試驗(yàn)計(jì)劃，即Hyper-X。Hyper-X 計(jì)劃先從設(shè)計(jì)建造小型低成本驗(yàn)證飛行器入手開展飛行試驗(yàn)，以便驗(yàn)證高超聲速飛行器相關(guān)技術(shù)和設(shè)計(jì)方法論。 NASA 指出Hyper-X 計(jì)劃的研究核心是X-43 系列驗(yàn)證機(jī)，該系列驗(yàn)證機(jī)布局實(shí)質(zhì)上是根據(jù)NASP 研究的概念飛行器縮尺獲得的。 這為Hyper-X 計(jì)劃提供了很多便利，可使用NASP 數(shù)據(jù)庫、經(jīng)驗(yàn)及改進(jìn)型的任務(wù)研究計(jì)劃[11]。 因此，Hyper-X 計(jì)劃發(fā)展過程可視為NASP 發(fā)展計(jì)劃的“逆向執(zhí)行”。

2004 年11 月，以Scramjet 發(fā)動機(jī)為推進(jìn)的X-43A 高超聲速飛行器創(chuàng)造了10Ma速度持續(xù)飛行10 s 的飛行紀(jì)錄。 X-43A 飛行器外部、內(nèi)部輪廓如圖2 所示。 該飛行器大約12 ft(3.66 m)長，5 ft(1.52 m)寬，2 ft(0.61 m)高，重約3000 lb(13345 N)[12]。 X-43A 驗(yàn)證了Scramjet 發(fā)動機(jī)在既定試驗(yàn)條件下的氣動力穩(wěn)定性、控制性能、飛行性能及飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)一體化和系統(tǒng)設(shè)計(jì)；X-43A 飛行數(shù)據(jù)驗(yàn)證了基于風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD 增量預(yù)測的氣動特性數(shù)據(jù)。

圖2 X-43A 飛行器外形[13]Fig.2 The X-43A aircraft configuration[13]

2 吸氣式高超聲速飛行器氣動分析

Hyper-X 研究表明，要使吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展成為有實(shí)用意義的飛行器，還需解決許多技術(shù)難題，包括帶Scramjet 動力的推進(jìn)系統(tǒng)和PAI 設(shè)計(jì)、性能預(yù)測、試驗(yàn)驗(yàn)證和計(jì)算方法等。

2.1 Scramjet 發(fā)動機(jī)

在一體化布局下，升力體/乘波體整個下腹部都是推進(jìn)系統(tǒng)的一部分，前體下表面作為發(fā)動機(jī)入流的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道入流提供經(jīng)過預(yù)壓縮的高質(zhì)量氣流，后體下表面為噴管出口，供更大的氣流膨脹面積(圖1)。 在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下飛行時，要求前體發(fā)出的弓形激波搭在進(jìn)氣道唇緣上，不產(chǎn)生進(jìn)氣道溢流損失，具有最大推力[14]。

長期以來，航天運(yùn)載器使用火箭發(fā)動機(jī)作為動力，積累了非常成熟的經(jīng)驗(yàn)[15]。 然而，現(xiàn)有的火箭動力系統(tǒng)，在運(yùn)行過程中必須自帶氧化劑，致使起飛總重大，有效載荷低。 研究表明，火箭比沖Isp已經(jīng)接近極限，進(jìn)一步提高的可能性十分有限[16－17]。與火箭動力相比，吸氣推進(jìn)系統(tǒng)無需攜帶氧化劑，大大降低了起飛重量。 在同樣有效載荷下，二者起飛重量之比約為Wrocket/Wairplane＝4[18]。 可見，在同樣有效載荷下，吸氣式高超聲速飛行器的起飛總重大大降低了，而且吸氣式系統(tǒng)提供了更大安全性和靈活性并降低了飛行成本。

2.2 升阻比

升阻比是飛行器氣動布局設(shè)計(jì)的重要參數(shù)。傳統(tǒng)的飛行器薄機(jī)翼布局設(shè)計(jì)，在執(zhí)行高超聲速飛行條件下，升阻比極低，不能滿足設(shè)計(jì)要求。 目前許多研究者都把注意力轉(zhuǎn)移到PAI 布局的升力體和乘波體布局設(shè)計(jì)上[19－21]。

圖3 中，實(shí)線表示一般飛行器在高超聲速條件下，難以打破的L/D 阻礙，表達(dá)式為式(1)[22]:

式中，L為升力，D為阻力，Ma為馬赫數(shù)；從上式可以看出，當(dāng)Ma無窮大時， (L/D)max只有4，這就是飛行器難以跨越的高超聲速升阻比屏障(圖3 中，空心符號表示一般飛行器的升阻比)。 而采用“乘波體”布局設(shè)計(jì)，可使飛行器在高超聲速下升阻比值達(dá)到5～8，其(L/D)max表示為式(2)[22]:

圖3 中，虛線表示采用乘波體飛行器的最大升阻比線，圓形黑實(shí)心符號和方形黑實(shí)心符號分別表示半指數(shù)流乘波體和錐形流乘波體在高超聲速飛行時的升阻比[22]。 文獻(xiàn)研究結(jié)果表明，即使在非設(shè)計(jì)條件下，乘波體飛行器仍然保持很高的升阻比值[22]。 而且前緣鈍度對升阻比影響很??；乘波體布局對進(jìn)氣道提供算法均勻的流場，并不產(chǎn)生橫向流動，這一點(diǎn)對發(fā)動機(jī)有效燃燒非常重要。

圖3 傳統(tǒng)飛行器和兩種乘波體飛行器的升阻比[22]Fig.3 Lift-to-drag ratio of conventional aircraft and two types of waverider[22]

高超聲速概念飛行器分為巡航飛行器和加速飛行器。 “全球到達(dá)”的巡航飛行器設(shè)計(jì)目標(biāo)是達(dá)到最大航程。 根據(jù)式(3)所示Breguet 航程公式[14]:

式中，R為航程；V0為來流速度；Isp為比沖；WI為巡航起始重量；WF為巡航結(jié)束重量。 從式(3)可以看出，在高超聲速飛行器概念方案設(shè)計(jì)階段，為了達(dá)到最大航程，必須對(L/D)×Isp實(shí)行優(yōu)化，單獨(dú)采用L/D或Isp來評估飛行器氣動外形或發(fā)動機(jī)性能是不合理的，因?yàn)轱w行器氣動界面與推進(jìn)系統(tǒng)劃分方式不同會導(dǎo)致升阻比不同。乘波體具有較大升阻比，是全球到達(dá)的巡航飛行器理想的布局形式。

2.3 吸氣式高超聲速飛行器PAI 設(shè)計(jì)分析

基于PAI 概念設(shè)計(jì)的X-43A 吸氣式高超聲速飛行器(如圖4 所示)，在氣動布局上的一個顯著特點(diǎn)是機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)高度綜合成一體，產(chǎn)生升力的部件、推進(jìn)系統(tǒng)和機(jī)身的功能不再相互獨(dú)立，而是以高度集成的升力體出現(xiàn)，這是目前高超聲速飛行器的一種優(yōu)選的布局型式。

圖4 X-43A 高超聲速飛行器PAI 布局[23]Fig.4 Airframe/propulsion integrated aerodynamic configuration of X-43A hypersonic vehicle[23]

前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)不僅僅考慮發(fā)動機(jī)推力和流場要求，還需綜合考慮氣動力、結(jié)構(gòu)和內(nèi)部容積等其他限制條件。

機(jī)體/推進(jìn)一體化的另一特點(diǎn)是機(jī)體的后體被用作發(fā)動機(jī)的延伸部分。 后體噴管的作用使發(fā)動機(jī)出口氣流得到進(jìn)一步膨脹產(chǎn)生的推力貢獻(xiàn)，這是由于發(fā)動機(jī)循環(huán)性能改善引起的，其設(shè)計(jì)性能關(guān)鍵參數(shù)包括:

1)捕獲面積。 前體對進(jìn)入發(fā)動機(jī)氣流提供預(yù)壓縮，提高了發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率。 進(jìn)氣道特性可用兩個參數(shù)衡量，一是發(fā)動機(jī)捕獲的質(zhì)量流量比，即A1/A0要大，二是進(jìn)氣道的壓力恢復(fù)要高。高超聲速飛行要求Scramjet 發(fā)動機(jī)產(chǎn)生足夠大推力，因此，前體進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)中，必須考慮到增大進(jìn)氣道氣流的捕獲面積。 高度集成的高超聲速飛行器設(shè)計(jì)概念吸引力在于它可以提供最大的進(jìn)氣道捕獲面積和最大的噴管膨脹面積。

如式(5)所示，吸氣式發(fā)動機(jī)的推力F與前體捕獲的氣流質(zhì)量流量直接相關(guān)[24]:

式中，ρ0V0是飛行器前方未受擾動自由流每單位面積質(zhì)量流速率，A1是發(fā)動機(jī)捕獲面積。

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道置于飛行器下表面，位于前體頭部弓形激波產(chǎn)生的預(yù)壓縮面內(nèi)，進(jìn)一步提高了發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道入口處每單位面積質(zhì)量流速率ρ0V0，它對全機(jī)推力貢獻(xiàn)約占總推力的35%[24]。圖5 為X-43A 的三級前體斜板和進(jìn)氣道捕獲面積示意圖。

圖5 三級前體斜板和進(jìn)氣道捕獲面積示意圖[24]Fig.5 Schematic diagram of X-43A three-stage prea cu[2r4s]o r inclined plate and inlet captured are-

從式(5)可以看出，捕獲面積增加，可增加捕獲流量進(jìn)而增加發(fā)動機(jī)推力；但捕獲流量增加必增大前體面積，導(dǎo)致氣動阻力、抬頭力矩及靜不穩(wěn)定性均增加。 因此，必須從總體性能上綜合考慮，當(dāng)捕獲面積在一定范圍內(nèi)增加時，發(fā)動機(jī)推力增加更明顯，推阻裕量變大；若捕獲面積超過一定值，氣動阻力增加更明顯，推阻裕量變小。 捕獲面積的最優(yōu)值需結(jié)合總體性能來確定。

2)前體最大寬度。 根據(jù)發(fā)動機(jī)運(yùn)行要求，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的入流品質(zhì)應(yīng)最佳，沿展向氣流所有參數(shù)變化梯度小，即畸變度小。 飛行器的前體寬度和發(fā)動機(jī)的相對寬度對進(jìn)氣道入口的均勻性影響很大，如果發(fā)動機(jī)質(zhì)量流量梯度很大，就不可能獲得發(fā)動機(jī)的最佳性能。 發(fā)動機(jī)尺寸和流場要求，對于良好的前體設(shè)計(jì)不是唯一必須考慮的因素，對于最佳的前體設(shè)計(jì)必需綜合考慮氣動力、結(jié)構(gòu)等多方面的要求。

3)前體長度。 X-43A 只能在十分狹小的吸氣走廊范圍(見圖6 所示的X-43A 速度－高度曲線)沿恒值動壓q0的飛行軌跡飛行，其相應(yīng)動壓范圍[500， 2000](psf)，其下邊界受最大允許升力面面積限制，上邊界受結(jié)構(gòu)極限限制。 與單位面積質(zhì)量流速率、當(dāng)?shù)芈曀賏0、來流速度V0、來流馬赫數(shù)M0有式(7)所示關(guān)系:

圖6 X-43A 速度－高度曲線[25]Fig.6 Velocity-altitude curve for X-43A[25]

從式(7)中可以看出，隨M0增大，每單位面積質(zhì)量流速率ρ0V0迅速下降(X-43A 速度－質(zhì)量流速率曲線如圖7 所示)，雖然這與大氣密度減少有關(guān)，然而這樣的變化趨勢與發(fā)動機(jī)工作需求是相違背的。 為維持質(zhì)量流量和推力不變，就必須在設(shè)計(jì)上采取相應(yīng)措施，譬如，高超聲速飛行器使用很長的前體壓縮面，其最重要作用就是增大自由流捕獲面積；或在特定M0下，增大動壓q0，也可維持推力不變。

圖7 X-43A 速度-質(zhì)量流速率曲線[25]Fig.7 Velocity-mass flow rate curve for X-43A[25]

4)前體下表面斜板傾斜角。 前體是產(chǎn)生飛行器升力的主要部件，利用機(jī)體下表面三級前體斜板和進(jìn)氣道產(chǎn)生的壓力升力和有限的前體阻力設(shè)計(jì)可有效提高飛行器升阻比。 借助前體弓形激波和前體設(shè)計(jì)可為升力體/乘波體飛行器提供足夠升力，因此，前體下表面斜板傾斜角的合理設(shè)計(jì)，是前體進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的另一個重要參數(shù)，其對發(fā)動機(jī)流量系數(shù)、全機(jī)升阻比特性及設(shè)計(jì)條件下全機(jī)配平特性都有重要影響。

為協(xié)調(diào)這些不同要求，前體下表面斜板從機(jī)頭到進(jìn)氣道口可分成若干段，稱多級斜板，每級斜板相對來流都是小角度偏轉(zhuǎn)。 如圖5 所示，X-43A 用三級前體斜板，其偏角δ1＝5°，δ2＝6°，δ3＝3° 。 既協(xié)調(diào)了不同需求，也滿足了在進(jìn)氣道入口處所要求的減速、增壓氣流條件。 相比而言，如果為滿足全機(jī)升力特性要求必須使用δ1＝5°的前體斜板，而不用多級斜板設(shè)計(jì)；為滿足在巡航設(shè)計(jì)條件下，弓形激波搭在進(jìn)氣道唇緣上，而不產(chǎn)生進(jìn)氣道溢流阻力，前體長度需進(jìn)一步向前延伸，盡管流量系數(shù)增加了，但會導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)重量增加、柔性變形大、前體壓力中心前移，可能導(dǎo)致配平損失增加、飛行器性能惡化。 前體流場品質(zhì)對發(fā)動機(jī)流場品質(zhì)也有重要影響，進(jìn)入燃燒室的氣流流場均勻性將直接影響發(fā)動機(jī)推力[26]。

5)后體/噴管一體化設(shè)計(jì)。 PAI 另一個特點(diǎn)是機(jī)體后部部分被用作發(fā)動機(jī)的延伸部分(或稱外噴管)。 如圖4 所示，把進(jìn)氣道集成在前體下表面是為發(fā)動機(jī)獲得最大質(zhì)量流量，后體－噴管設(shè)計(jì)也是為從膨脹的后體排氣流中獲得最大推力。 機(jī)體后部下表面作為單斜壁噴管的上邊界，其下邊界由周圍空氣的自由流剪切層構(gòu)成，剪切層位置由排氣羽流靜壓與自由靜壓相平衡決定。擴(kuò)張的外噴管使發(fā)動機(jī)出口的高溫、高壓氣體進(jìn)一步膨脹，如果噴管長度太短，不足以使儲存的位勢能得到充分恢復(fù)，稱“欠膨脹”，其結(jié)果是降低了推力。 一旦后體過度膨脹，致使后體壓力降低，從而使前、后體正向壓差增大，則使全機(jī)阻力增加。 NASP 研究表明，后體產(chǎn)生的推力貢獻(xiàn)約占總推力的25～35%[27－28]。 這種貢獻(xiàn)是由于改善了發(fā)動機(jī)性能增大比沖引起的。

后體噴管設(shè)計(jì)主要受推力和穩(wěn)定性支配。 為獲得全機(jī)的推力減阻力的差額盡可能大，則后體噴管的推力貢獻(xiàn)將起到關(guān)鍵作用。 飛行器后體作為噴管的膨脹面，作用著由發(fā)動機(jī)排出的高壓排氣流，對后體產(chǎn)生的升力和俯仰力矩也有顯著影響。 因此，發(fā)動機(jī)位置、推力矢量方向和所產(chǎn)生的配平損失都必須在整個飛行包線范圍內(nèi)進(jìn)行檢查。

后體噴管提供的附加推力，基本上是在不增加阻力情況下獲得的“純凈推力”。 對高超聲速飛行器，全機(jī)“凈推力”只是全機(jī)總推力和全機(jī)總阻力兩個大量中很小的差量，所以任何阻力增加都可能顯著影響飛行器性能。 這種獨(dú)特的后體構(gòu)型設(shè)計(jì)對于全機(jī)凈推力和升阻比都很重要。

高超聲速飛行器為了獲得大推力，要求很大的膨脹比，必然導(dǎo)致噴管出口面積很大。 為減輕重量，在實(shí)際設(shè)計(jì)中，去除噴管側(cè)壁和罩的實(shí)體部分，長度也被截短，噴管的長度必須在性能要求和綜合約束之間尋求折衷[29－30]。 另外，在后體下表面受發(fā)動機(jī)高壓排氣流施加的力和力矩(圖5)可能很大，在布局設(shè)計(jì)中必須合理配置，如果設(shè)計(jì)不當(dāng)可能導(dǎo)致配平損失很大。

3 關(guān)于機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化與機(jī)體氣動力干擾評述

Hyper-X 等吸氣式高超聲速飛行器利用Scramjet 進(jìn)行推進(jìn)，發(fā)動機(jī)位于機(jī)體下。 對于這類推進(jìn)系統(tǒng)和機(jī)體高度一體化的飛行器的布局設(shè)計(jì)和使用，一個關(guān)鍵問題是推進(jìn)系統(tǒng)和飛機(jī)機(jī)體空氣動力學(xué)之間的相互干擾作用，該問題主要與PAI 有關(guān)。 通常前體作為Scramjet 進(jìn)氣道，后體作為Scramjet 噴管。

高超聲速飛行要求發(fā)動機(jī)能夠產(chǎn)生足夠大的推力，而且與飛行器重心位置間的力臂很大，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力對俯仰力矩影響。 同時，推進(jìn)系統(tǒng)對飛行器橫向操穩(wěn)特性也有重大影響[31－32]。

吸氣式高超聲速飛行器的氣動力也會影響推進(jìn)系統(tǒng)。 飛行器前體下表面弓形激波性質(zhì)確定了進(jìn)入進(jìn)氣道的壓縮氣流和前體進(jìn)氣道捕獲的空氣質(zhì)量流量，而弓形激波性質(zhì)是由氣流的迎角、動壓和自由流特性確定的[33]。 氣流的迎角和動壓也影響燃燒動力學(xué)和排氣流/自由流的剪切層。

吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)動態(tài)耦合來源于結(jié)構(gòu)的氣動彈性模態(tài)、前體和后體及其在整個機(jī)體上的傳播，影響了通過進(jìn)氣道和排氣噴管的流量，因此也影響了氣動力性能。 精確確定結(jié)構(gòu)的氣動彈性模態(tài)對于飛行控制，尤其是精確控制迎角是很苛刻的要求。

4 高超聲速飛行器地面試驗(yàn)要求與設(shè)備能力限制

在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中，由于使用非傳統(tǒng)、高集成度布局，導(dǎo)致各部件之間相互影響靈敏度增強(qiáng)，加之飛行速度范圍寬(Ma＝3～25)，飛行環(huán)境嚴(yán)酷。

圖8 給出了幾類高超聲速地面試驗(yàn)設(shè)備在X-43A 飛行走廊區(qū)域內(nèi)的模擬能力。 這些地面設(shè)備包括下吹式風(fēng)洞、暫沖式風(fēng)洞和脈沖風(fēng)洞。 暫沖式風(fēng)洞設(shè)備運(yùn)行持續(xù)時間較長，但焓值增加受到限制，最大馬赫數(shù)不超過8Ma，實(shí)際可達(dá)到的Re數(shù)以及溫度都受到很大限制，風(fēng)洞總溫和試驗(yàn)Re數(shù)都低于飛行條件；脈沖加熱設(shè)備，例如激波風(fēng)洞，可以短時間模擬更高焓值，最高馬赫數(shù)可以達(dá)到10Ma或更高，但為減少高能氣體損耗并防護(hù)噴管燒蝕，其運(yùn)行時間極短，以毫秒計(jì)算，這就限制了激波風(fēng)洞性能，無法模擬更多飛行狀態(tài)下熱力學(xué)參數(shù)，無法測熱流及火焰穩(wěn)定性。 對于運(yùn)行時間較長的設(shè)備，速度為8Ma或小于8Ma，風(fēng)洞設(shè)備質(zhì)量流量能力限制了試驗(yàn)段尺寸，也就限制了試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽纭?對于激波加熱設(shè)備，速度為10Ma或更高，試驗(yàn)持續(xù)時間限制了試驗(yàn)件長度[23]。

圖8 X-43A 飛行走廊及目前地面設(shè)備模擬能力圖[23]Fig. 8 Simulation capability diagram of flight corridor and current ground equipment for X-43A[23]

根據(jù)目前美國地面設(shè)備的尺寸能力和設(shè)備持續(xù)運(yùn)行時間可以推斷:現(xiàn)有的地面設(shè)備只適合于小型高超聲速飛行器試驗(yàn)，不能滿足全尺寸飛行器性能評估，也不適用于“全球到達(dá)”高超聲速飛行器的試驗(yàn)工作。 對于高超聲速飛行器PAI 的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，由于受現(xiàn)有地面設(shè)備尺寸限制，試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽缧?，不能進(jìn)行帶Scramjet 發(fā)動機(jī)運(yùn)行的、完整的一體化布局試驗(yàn)，因此，無法獲得對“一體化”飛行器性能有重大影響的機(jī)體和發(fā)動機(jī)系統(tǒng)之間全部干擾作用。

當(dāng)前高超聲速飛行器大量風(fēng)洞試驗(yàn)是采用縮尺模型進(jìn)行的，但高超聲速飛行器縮尺模型試驗(yàn)存在兩個問題值得特別注意:①縮尺模型性能和適應(yīng)性不同于全尺寸試驗(yàn)件，這里所指的“性能”是指用氣流流量、燃油流量和推力表示的總推力性能。 這說明用風(fēng)洞縮尺模型試驗(yàn)評估得到的推力性能和全尺寸試驗(yàn)得來的總推力性能是不同的[34]；②受風(fēng)洞總溫、總壓等條件限制，縮尺模型和全尺寸試驗(yàn)件的自然現(xiàn)象和流態(tài)會有明顯差異，沿著前體下表面流路將導(dǎo)致邊界層厚度、熵層厚度、粘性層厚度、層流到湍流的轉(zhuǎn)捩位置、激波和邊界層干擾以及激波和激波干擾等流動特性發(fā)生變化，特別是當(dāng)邊界層流入發(fā)動機(jī)內(nèi)部，由于湍流摻混和化學(xué)反應(yīng)相互作用，也將影響燃燒過程和化學(xué)組分。

地面推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)只能利用控制體積和參考平面將把發(fā)動機(jī)系統(tǒng)從飛行器上分割出來，分解成無連系的“可試驗(yàn)單元”，這種試驗(yàn)方法可能涉及兩個問題:①分界面上的邊界條件必須用高保真度方法仿真計(jì)算，特別在中、高的高超聲速條件下(即Ma≥10)下，燃燒室或噴管的進(jìn)口條件依靠現(xiàn)有地面設(shè)備進(jìn)行仿真試驗(yàn)是很難實(shí)現(xiàn)的；②凈推力很難在地面試驗(yàn)中測定。 因?yàn)閮敉屏κ强偼屏涂傋枇蓚€大量中的小差量，由每個可試驗(yàn)單元估算整個系統(tǒng)總性能的過程有太多不確定性，如果估算誤差為1%～2%，都將使凈推力產(chǎn)生很大變化[35]，因此，凈推力只能由飛行試驗(yàn)測定。

與大氣中飛行相比，所有地面設(shè)備氣體成分都有污染，這種污染會影響發(fā)動機(jī)燃燒過程，包括點(diǎn)火特性、火焰穩(wěn)定性和燃料混合特性等，其終將對發(fā)動機(jī)推力貢獻(xiàn)產(chǎn)生影響。 X-43A 在速度為7Ma飛行時，為降低飛行風(fēng)險(xiǎn)，在不同設(shè)備中進(jìn)行了重復(fù)性試驗(yàn)，辨識出了數(shù)據(jù)反常是由于設(shè)備污染所致[35]。

地面試驗(yàn)的另外一個限制體現(xiàn)在研究內(nèi)容上，Scramjet 發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)研究幾乎都集中在發(fā)動機(jī)推力、部件效率和燃燒效率等方面。 實(shí)際上，帶動力條件下，高超聲速吸氣飛行器的氣動力分析和試驗(yàn)是PAI 的一個重要方面。 但設(shè)備尺寸限制，且燃燒過程不是幾何可縮比，排除了帶Scramjet 運(yùn)行的可能性。

實(shí)現(xiàn)Scramjet 發(fā)動機(jī)縮尺試驗(yàn)，必須處理兩個問題:①反應(yīng)時間(或長度)，②混合長度。 由于燃料注射、點(diǎn)火和燃燒機(jī)理很復(fù)雜，而且湍流度模擬也是很不確定的，因此需進(jìn)行全尺寸的Scramjet 發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)。

5 增量方法論發(fā)展

5.1 增量方法論

高超聲速飛行器PAI 布局是一種非傳統(tǒng)布局型式，機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)之間強(qiáng)耦合，必須評估推進(jìn)系統(tǒng)和機(jī)體之間相互干擾作用及其對飛行器性能影響。 為了滿足這類飛行器研制需要，必須綜合利用現(xiàn)有地面設(shè)備、飛行試驗(yàn)以及大型計(jì)算機(jī)開發(fā)出適用的新設(shè)計(jì)方法。 Boudreau 等提出“增量方法論”，即依靠地面試驗(yàn)和計(jì)算的增量，再與基準(zhǔn)的流動相加[36]。 這種一體化方法的關(guān)鍵是在增量形式下，采用CFD 方法把風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境下的氣動力數(shù)據(jù)外推到飛行環(huán)境的數(shù)據(jù)，可表示為式(8):

式中，下標(biāo)飛行指飛行條件，基準(zhǔn)指風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)值，Test 指風(fēng)洞試驗(yàn)值，CFD 指CFD 計(jì)算值。

這種方法論既立足于現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)值并能計(jì)及由于地面試驗(yàn)環(huán)境與飛行環(huán)境差異，地面模擬不足產(chǎn)生的增量差。 文中所指“增量”意義是明確的，不是單獨(dú)依靠CFD 代碼絕對值外插能力，因此不受當(dāng)前CFD 在絕對意義上的模擬分離流、湍流度和化學(xué)作用的弱點(diǎn)限制。

飛行器基準(zhǔn)數(shù)據(jù)應(yīng)在高質(zhì)量、完全氣體高超聲速風(fēng)洞中試驗(yàn)確定，并用增量設(shè)計(jì)代碼修正與設(shè)備有關(guān)試驗(yàn)條件引起的偏差，如氣流非均勻性、支撐系統(tǒng)影響等。 此外，在開發(fā)增量方法中，第一步工作就是核實(shí)CFD 工具，要求其包括足夠物理和化學(xué)能力，能精確預(yù)測增量效應(yīng)，計(jì)及地面試驗(yàn)和飛行之間差異。

NASA 的Hyper-X 計(jì)劃，亦稱高超聲速增量技術(shù)計(jì)劃，目的是驗(yàn)證和確認(rèn)PAI 飛行器研制所需的試驗(yàn)技術(shù)、計(jì)算方法和設(shè)計(jì)工具。 為達(dá)此目的，NASA 還開展了帶Scramjet 動力的飛行試驗(yàn)，利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證設(shè)計(jì)預(yù)測值和設(shè)計(jì)方法論。 依托Hyper-X 計(jì)劃，高超聲速飛行器研制歷史上第一次建立了PAI 布局分析、CFD 數(shù)值計(jì)算、地面風(fēng)洞試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性研究，更重要的是X-43A 飛行數(shù)據(jù)驗(yàn)證了基于風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)給出的預(yù)測數(shù)據(jù)，也驗(yàn)證了高超聲速飛行器設(shè)計(jì)方法，使得高超聲速飛行獲得成功。

5.2 數(shù)據(jù)庫開發(fā)

NASA 為分析X-43A 的氣動特性，在飛行器設(shè)計(jì)初期方案設(shè)計(jì)階段使用了分析或數(shù)值方法評估，最終性能評估則是利用基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立的數(shù)據(jù)庫方法。 該數(shù)據(jù)庫發(fā)展流程如圖9 所示，圖中數(shù)據(jù)庫由風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)、CFD 數(shù)值分析及飛行數(shù)據(jù)組成。

圖9 Hyper-X 氣動力數(shù)據(jù)庫發(fā)展過程Fig. 9 Development process of Hyper-X aerodynamic database

基于風(fēng)洞數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算機(jī)分析的目的在于:①對非飛行試驗(yàn)件的地面風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正以計(jì)入環(huán)境、試驗(yàn)件和試驗(yàn)持續(xù)時間等影響因素；②預(yù)測飛行包線范圍內(nèi)馬赫數(shù)變化影響，包括內(nèi)插獲得非試驗(yàn)點(diǎn)性能。

由于風(fēng)洞模型尺寸相對較小，不可能進(jìn)行進(jìn)氣道打開試驗(yàn)(包括無動力或帶動力的)，因此，現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)氣動力試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫都是用關(guān)閉進(jìn)氣口的幾何外形獲得的，然而，缺少帶動力風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)是不足以建構(gòu)一個完整氣動力數(shù)據(jù)庫的。 對于進(jìn)氣道打開，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火情況下氣動力增量，利用CFD 技術(shù)，把計(jì)算結(jié)果以相對于數(shù)據(jù)增量形式引入數(shù)據(jù)庫，可見，這樣的氣動力數(shù)據(jù)庫基礎(chǔ)仍然是風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。 NASA Langley 8 英尺高溫風(fēng)洞全尺寸推進(jìn)流道試驗(yàn)證實(shí)了該方法所得到預(yù)測結(jié)果的正確性[37]。

此外，利用CFD 數(shù)值分析方法研究還可去除風(fēng)洞試驗(yàn)影響，例如Re數(shù)的尺度效應(yīng)、Scramjet推進(jìn)流場誘導(dǎo)效應(yīng)(這與進(jìn)氣口打開引起的力和力矩變化有關(guān))以及風(fēng)洞支撐干擾影響等。 飛行數(shù)據(jù)也會被用來修正和改善Hyper-X 飛行器的氣動力數(shù)據(jù)庫。

6 結(jié)論

通過分析評述類X-43A 吸氣式高超聲速飛行器PAI 相關(guān)設(shè)計(jì)、“一體化”構(gòu)型地面設(shè)備要求、風(fēng)洞能力和限制以及增量方法論發(fā)展，可得出如下結(jié)論:

1)對于X-43A 這類PAI 布局的高超聲速飛行器，傳統(tǒng)飛機(jī)設(shè)計(jì)方法、試驗(yàn)方法和理論分析方法都有其限制性。 為了滿足這類飛行器研制需要，必須綜合利用現(xiàn)有地面設(shè)備、飛行試驗(yàn)以及大型計(jì)算機(jī)，依靠地面試驗(yàn)和計(jì)算的增量，再與基準(zhǔn)的流動相加，這就是“增量方法論”。 這種“一體化”設(shè)計(jì)方法論的關(guān)鍵點(diǎn)是:在增量形式下，采用CFD 方法把風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境下的氣動力數(shù)據(jù)外推到飛行環(huán)境的數(shù)據(jù)。

2)由于飛行器氣動界面與推進(jìn)系統(tǒng)劃分方式不同會導(dǎo)致升阻比不同，因此，高超聲速飛行器概念方案設(shè)計(jì)階段，單獨(dú)采用L/D或Isp來評估飛行器氣動外形或發(fā)動機(jī)性能是不合理的，而必須對(L/D)×Isp實(shí)行優(yōu)化。

3)高超聲速飛行器的前體是產(chǎn)生升力的主要部件，利用壓力升力和有限阻力的前體設(shè)計(jì)是提高升阻比的主要途徑；后體－噴管一體化設(shè)計(jì)對于提高全機(jī)升阻比，增大凈推力具有重要意義；同時，后體－噴管一體化設(shè)計(jì)還必須考慮配平影響，減輕配平阻力損失；

4)由于受設(shè)備尺寸能力和持續(xù)運(yùn)行時間短的限制，現(xiàn)有地面風(fēng)洞設(shè)備只能實(shí)現(xiàn)小型、低高超聲速馬赫數(shù)試驗(yàn)，全尺寸或高馬赫數(shù)實(shí)驗(yàn)則超出了現(xiàn)有設(shè)備能力。

5)美國現(xiàn)有設(shè)備不能實(shí)現(xiàn)PAI 布局帶動力運(yùn)行的完整一體化布局試驗(yàn)。 這意味著現(xiàn)有設(shè)備不能滿足具有“一體化”布局特點(diǎn)的所有試驗(yàn)要求，包括機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)的相互干擾、發(fā)動機(jī)位置影響以及后體設(shè)計(jì)影響等。

6)現(xiàn)有設(shè)備對于推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)有更多限制，無法測定前、后流路對發(fā)動機(jī)影響，無法確定發(fā)動機(jī)“凈推力”，無法確定試驗(yàn)氣體成分污染影響。