焦子涵，鄧　帆,2，袁　武，王雪英，陳　林，董　昊

(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　100076；2.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國(guó)；3.中國(guó)科學(xué)院計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)信息中心 超級(jí)計(jì)算中心，北京　100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京　100076；5.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京　210016)

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高超聲速飛行器二元進(jìn)氣道試驗(yàn)和計(jì)算

焦子涵1，鄧帆1,2，袁武3，王雪英4，陳林1，董昊5

(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，北京100076；2.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國(guó)；3.中國(guó)科學(xué)院計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)信息中心 超級(jí)計(jì)算中心，北京100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京100076；5.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京210016)

設(shè)計(jì)了一種吸氣式面對(duì)稱高超聲速飛行器，針對(duì)進(jìn)氣道性能，分別在兩座風(fēng)洞開(kāi)展通流試驗(yàn)研究。針對(duì)第1次風(fēng)洞試驗(yàn)大攻角狀態(tài)(α=8°)測(cè)量值偏離線性的問(wèn)題，輔助采用數(shù)值模擬手段分析原因，并對(duì)試驗(yàn)方案進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，解決了首次試驗(yàn)出現(xiàn)的問(wèn)題。結(jié)果顯示，在典型狀態(tài)(Ma=5～6)下，進(jìn)氣道起動(dòng)正常，性能良好，具有一定的抗側(cè)滑能力；隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道流量系數(shù)增大，總壓恢復(fù)系數(shù)減小，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果一致；試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算的差異主要表現(xiàn)為基本測(cè)壓方案α>4°后，流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)出現(xiàn)嚴(yán)重的非線性。數(shù)值模擬結(jié)果表明，主要原因?yàn)槟Ｐ椭畏绞郊皽y(cè)壓方式所引起的偏差， 通過(guò)改進(jìn)試驗(yàn)方案，解決了大攻角狀態(tài)下測(cè)量值偏離正常趨勢(shì)的問(wèn)題。

二元進(jìn)氣道； 巡航飛行器； 通流試驗(yàn)；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

吸氣式高超聲速飛行器[1]是未來(lái)最有可能實(shí)現(xiàn)高超聲速單級(jí)入軌和巡航的飛行器。世界發(fā)達(dá)國(guó)家積極探索超燃發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的吸氣式高超聲速飛行器[2-3]，取得了重大進(jìn)展，并先后進(jìn)行了多次地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵部件之一，主要部件為進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管[4-5]。進(jìn)氣道是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣裝置，其主要功能是為發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲足夠的空氣流量，并進(jìn)行高效壓縮，是發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生足夠推力的重要保證[6-7]，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)大多采用定幾何進(jìn)氣道[8-9]。高超聲速飛行器作戰(zhàn)效能的發(fā)揮依賴于發(fā)動(dòng)機(jī)以較高性能在整個(gè)飛行包線內(nèi)穩(wěn)定工作。

一般采用流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、進(jìn)氣道阻力和起動(dòng)馬赫數(shù)等參數(shù)描述進(jìn)氣道的性能。其中，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)是進(jìn)氣道性能的關(guān)鍵參數(shù)，進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)的一項(xiàng)重要內(nèi)容便是獲取這2個(gè)參數(shù)。準(zhǔn)確測(cè)量進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，對(duì)開(kāi)展進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)獲取進(jìn)氣道性能參數(shù)和進(jìn)一步改進(jìn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)具有重要意義。超聲速進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)通常采用總/靜壓測(cè)量換算獲得流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)[10-11]。因此，總/靜壓的測(cè)量精度決定了流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)測(cè)量的精度。為了進(jìn)一步提高流量精度，國(guó)內(nèi)多位學(xué)者進(jìn)行了較深入研究。史建邦等在測(cè)量截面加入附面層測(cè)壓耙，并使用面積分塊和附面層修正的方法，得到發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量[12]；王紅、馬明明等研究了測(cè)量截面流場(chǎng)畸變對(duì)流量測(cè)量結(jié)果的影響[13]；樊建超、華杰等在測(cè)量裝置使用前，對(duì)所用流量測(cè)量裝置進(jìn)行了校準(zhǔn)試驗(yàn)研究，獲得測(cè)量裝置誤差精度[14]；王澤江等研究了軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器內(nèi)外流同時(shí)測(cè)力試驗(yàn)，將風(fēng)洞試驗(yàn)的內(nèi)流和外流進(jìn)行了解耦[15]；趙忠良等對(duì)高超聲速飛行器通流試驗(yàn)方法進(jìn)行了研究[16]；肖虹等設(shè)計(jì)了一種吸氣式乘波高超聲速構(gòu)型，并對(duì)其進(jìn)行了測(cè)壓試驗(yàn)研究，考核了進(jìn)氣道和乘波構(gòu)型的相關(guān)性能[17]。但國(guó)內(nèi)大多研究集中于進(jìn)氣道本身的研究，鮮有針對(duì)氣動(dòng)/推進(jìn)系統(tǒng)一體化的面對(duì)稱高超聲速飛行器進(jìn)行通流測(cè)壓/測(cè)力試驗(yàn)研究。

本文設(shè)計(jì)了一種氣動(dòng)/推進(jìn)系統(tǒng)一體化布局面對(duì)稱吸氣式巡航飛行器，并對(duì)該飛行器進(jìn)行通流狀態(tài)測(cè)力/測(cè)壓試驗(yàn)研究，通過(guò)2次風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比研究，并結(jié)合CFD仿真分析，不僅驗(yàn)證了進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的可行性，而且針對(duì)第1次通流試驗(yàn)測(cè)壓方案不足進(jìn)行了改進(jìn)，獲得了與數(shù)值模擬結(jié)果一致的測(cè)壓結(jié)果。

1　進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

在高超聲速飛行條件下，吸氣式高超聲速飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的合理匹配是提高吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)性能的重要手段之一[18]。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力/速度特性是影響飛行器飛行品質(zhì)和動(dòng)態(tài)特性主要因素之一，而超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的發(fā)揮依賴飛行器的飛行狀態(tài)和姿態(tài)，二者緊密耦合，相互影響。因此，一體化設(shè)計(jì)是吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的最優(yōu)選擇[19]。

一體化設(shè)計(jì)的關(guān)鍵內(nèi)容之一便是飛行器前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，前體/進(jìn)氣道既是吸氣式高超聲速飛行器的重要升力面之一，又是進(jìn)氣道的主要壓縮面，其性能直接影響飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能[20]。進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)如圖1所示，采用等強(qiáng)度波系配置方式，波系配置為3.8°+5.8°+5°，進(jìn)氣道進(jìn)口為矩形，進(jìn)口/前體寬度比為0.58，前體長(zhǎng)度2 089 mm，前緣型線采用超橢圓描述，n取值2.2[21]，機(jī)身前緣頂點(diǎn)距外唇罩前緣的垂直高度為442 mm，喉道高度為75 mm，唇罩兩側(cè)的側(cè)板后掠，后掠角度為57°。

(a) 側(cè)視圖

(b) 俯視圖

圖2～圖4給出了飛行器頭部Ma=6.0、α=4°狀態(tài)下的馬赫數(shù)分布及流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜。對(duì)稱面馬赫數(shù)分布情況顯示，設(shè)計(jì)狀態(tài)下前體外壓縮波系基本匯聚在進(jìn)氣道唇罩前緣附近，且進(jìn)氣道內(nèi)通道激波及其反射激波未導(dǎo)致明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象[22]。圖3顯示，前體波面在一定寬度范圍內(nèi)接近平直，僅兩側(cè)呈現(xiàn)局部彎曲。圖4顯示，與前體邊界層的分布一致，喉道截面的總壓圖譜中，邊界層氣流同樣呈現(xiàn)出中間厚、兩邊薄的分布特征。絕大部分低能流被堆積在內(nèi)通道的壓縮面一側(cè)。隨后，當(dāng)氣流進(jìn)入內(nèi)通道，兩側(cè)橫向掃略激波和內(nèi)通道上、下壁面壓差引起的二次旋流影響逐漸增強(qiáng)。最終，在隔離段出口截面處形成了較大面積的低能流堆積區(qū)。綜合評(píng)估，進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能滿足設(shè)計(jì)要求。由于采用半模計(jì)算，所以圖4中的流場(chǎng)左右不對(duì)稱。

圖2　對(duì)稱面馬赫數(shù)分布圖譜

(a) 喉道

(b) 隔離段出口

2　試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

2.1基本試驗(yàn)方案

在第一座高超聲速風(fēng)洞開(kāi)展的試驗(yàn)，采用尾支撐方式，檢驗(yàn)不同來(lái)流條件下進(jìn)氣道的起動(dòng)性能，在保證進(jìn)氣道正常起動(dòng)的前提下，開(kāi)展測(cè)力試驗(yàn)。為了滿足氣流壅塞度的要求，模型縮比為1∶10，采用測(cè)壓耙測(cè)量總壓和靜壓，測(cè)壓管布置如圖5所示：發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口布置3個(gè)靜壓測(cè)量孔，取3個(gè)測(cè)量值的平均值作為靜壓值；為盡量保證總壓和靜壓在同一位置，在靜壓測(cè)量孔上方，布置2個(gè)總壓測(cè)量孔，取2個(gè)總壓的平均值作為總壓值[21]。試驗(yàn)通過(guò)測(cè)量的總壓值和靜壓值換算進(jìn)氣道的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)[23]，結(jié)合進(jìn)氣道附近的紋影圖，判斷進(jìn)氣道的流場(chǎng)品質(zhì)，若進(jìn)氣道性能符合要求，則去掉測(cè)壓系統(tǒng)，進(jìn)行飛行器測(cè)力試驗(yàn)。

圖5　基本方案測(cè)壓裝置示意圖

圖6和圖7分別對(duì)比了試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)通道流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)的數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)值。圖6和圖7結(jié)果顯示，數(shù)值計(jì)算結(jié)果表現(xiàn)出較好的線性增長(zhǎng)趨勢(shì)，同一馬赫數(shù)條件下，在小攻角范圍內(nèi)(α=-4°～4°)，數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果表現(xiàn)出良好的一致性，但在8°攻角下，差異顯著，試驗(yàn)結(jié)果表現(xiàn)出很大的非線性。

圖6　流量系數(shù)隨攻角的變化曲線

針對(duì)大攻角狀態(tài)的發(fā)展趨勢(shì)差異，本文模擬試驗(yàn)條件進(jìn)行了數(shù)值模擬。圖8給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀膊繉?duì)稱面典型流場(chǎng)分析結(jié)果，橫坐標(biāo)為模型沿流向的長(zhǎng)度。

圖7　總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角的變化曲線

(a) α=0°

(b) α=8°

由圖8可見(jiàn)，內(nèi)流道氣流經(jīng)喉道后急劇膨脹，但在對(duì)稱面附近，氣流受到尾支撐的阻滯形成斜激波，并反射至噴管出口端面。在測(cè)壓試驗(yàn)方案中，靜壓測(cè)量點(diǎn)布置在進(jìn)氣道下側(cè)，沿軸向位置依次為0.675、0.683、0.691 m，該處受喉道處膨脹波系和尾支撐激波同時(shí)作用，流動(dòng)參數(shù)梯度較大，致使3個(gè)測(cè)壓點(diǎn)數(shù)據(jù)相差較大，計(jì)算值與試驗(yàn)值表現(xiàn)一致。由于尾支撐激波是風(fēng)洞試驗(yàn)中另外引入的，與真實(shí)飛行情況不符，將使出口端面測(cè)量的總壓數(shù)據(jù)小于真實(shí)飛行情況的總壓數(shù)據(jù)，導(dǎo)致獲取的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等產(chǎn)生了誤差。

2.2試驗(yàn)方案改進(jìn)

針對(duì)測(cè)壓試驗(yàn)中出現(xiàn)的問(wèn)題，數(shù)值模擬結(jié)果顯示，其原因應(yīng)是在尾噴管擴(kuò)張段處尾撐天平的干擾以及靜壓測(cè)量點(diǎn)的布排，由此對(duì)試驗(yàn)方案進(jìn)行了針對(duì)性改進(jìn)，改進(jìn)試驗(yàn)在另一座高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃淼酪院蟮膬?nèi)管道盡量幾何模擬，但在模型出口段部分，由于天平支桿存在，很難真實(shí)模擬內(nèi)管道流動(dòng)情況，且內(nèi)管道一直在擴(kuò)展，出口壓力分布不均勻。設(shè)計(jì)時(shí)，在該段加一等直隔板，盡量使出口氣流方向平直、壓力均勻，以提高出口氣流參數(shù)測(cè)量的準(zhǔn)確度；同時(shí)，避免氣流在內(nèi)管道中直接吹掃到天平支桿和元件，從而減小天平溫度效應(yīng)。

首先，對(duì)靜壓測(cè)量方式進(jìn)行了改進(jìn)，在尾噴管出口兩側(cè)壁，各打5個(gè)靜壓孔來(lái)測(cè)量出口靜壓。為了避開(kāi)過(guò)于靠近出口因膨脹造成的不確定性，靜壓孔開(kāi)在了距出口端面3 mm處的內(nèi)壁面上。其次，出口總壓由5×5=25針總壓耙來(lái)測(cè)量，考慮到出口因膨脹不確定性和堵塞度，總壓探針前端則與出口端面平齊。測(cè)壓管的排列規(guī)則為沿航向，左側(cè)靜壓自上而下編為1～5；右側(cè)靜壓自上而下編為6～10；總壓耙自左列向右列、每列自上而下編為11～35。測(cè)壓系統(tǒng)安裝于模型，如圖9所示。

(a)

(b)

2.3試驗(yàn)結(jié)果分析

圖10為Ma=6.0、α=0～8°條件下試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道紋影圖片。紋影錄像顯示，在設(shè)計(jì)狀態(tài)，進(jìn)氣道激波未發(fā)生吞吐現(xiàn)象，波系穩(wěn)定，并在唇口內(nèi)相交，表明進(jìn)氣道起動(dòng)性能良好，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

圖11是各靜壓測(cè)點(diǎn)計(jì)算值與試驗(yàn)值的比較情況。從分布來(lái)看，第1個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)和第6個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)計(jì)算值與試驗(yàn)值最大誤差在30%左右(尾噴管頂部位置，氣流受邊界層影響較大)，其余測(cè)點(diǎn)最大誤差在15%以內(nèi)，與基本方案相比，偏差明顯減小。

(a) α=0°　　　 　　　　(b) α=4°　　　 　　　　(c) α=8°

(a) Ma=5.0，β=0°　　　　 　　　　　　　　(b) Ma=5.0，β=4°

(c) Ma=6.0，β=0°　　　　　 　　　　　　(d) Ma=6.0，β=4°

由圖12及圖13可見(jiàn)，在同一攻角條件下，隨著馬赫數(shù)的增大，流量系數(shù)隨之增大，總壓恢復(fù)系數(shù)降低。主要原因?yàn)轳R赫數(shù)增大后，激波角變小，進(jìn)氣道溢流減少，斜激波變強(qiáng)，激波損失加大，總壓恢復(fù)系數(shù)隨之減小。測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果對(duì)測(cè)壓耙的位置和數(shù)量較敏感，兩次風(fēng)洞試驗(yàn)是在兩座不同的風(fēng)洞中進(jìn)行的，且測(cè)壓方式做了優(yōu)化。所以，前后2次測(cè)量的數(shù)值有所差異，換算的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)也有所差異。

進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)的CFD模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果一致，二者均表明內(nèi)部氣流在進(jìn)氣道中未發(fā)生壅塞；在較大攻角狀態(tài)下，試驗(yàn)數(shù)據(jù)并未出現(xiàn)非線性，證明此輪試驗(yàn)方案避免了上輪試驗(yàn)所出現(xiàn)的測(cè)壓?jiǎn)栴}，預(yù)示值和測(cè)量值的變化趨勢(shì)吻合良好，出口處總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等相對(duì)誤差不超過(guò)11%?？傮w評(píng)價(jià)試驗(yàn)和計(jì)算的符合度，優(yōu)于基本試驗(yàn)方案，尤其是在大攻角工況下。

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

3　結(jié)論

(1)風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果均表明，進(jìn)氣道在Ma=5.0～6.0范圍內(nèi)，均能正常起動(dòng)，并具有一定的抗側(cè)滑能力，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案可行，滿足設(shè)計(jì)要求。

(2)在設(shè)計(jì)工況下，同一攻角條件，隨著馬赫數(shù)的增大，流量系數(shù)增大，總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

(3)基本試驗(yàn)方案中，尾支撐干擾及靜壓測(cè)量方式對(duì)測(cè)壓結(jié)果影響較大，改進(jìn)試驗(yàn)方案后，各靜壓測(cè)量點(diǎn)平均相對(duì)誤差小于15%，總壓測(cè)量誤差小于11%，試驗(yàn)誤差顯著減小。

(4)為保證測(cè)力試驗(yàn)是在進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)下進(jìn)行進(jìn)行，在測(cè)力試驗(yàn)前，須進(jìn)行測(cè)壓試驗(yàn)，吸氣式高超聲速飛行器對(duì)壓力的測(cè)量方式較敏感，在測(cè)壓試驗(yàn)中，應(yīng)仔細(xì)選擇測(cè)壓方案，包括測(cè)壓點(diǎn)的數(shù)量和位置等。

(5)本文改進(jìn)后的測(cè)壓方案需根據(jù)模型縮比和進(jìn)氣道出口氣流壅塞度仔細(xì)權(quán)衡后使用，應(yīng)注意避免測(cè)壓管布放過(guò)密，引起進(jìn)氣道出口處氣流阻塞，從而影響進(jìn)氣道特性的正確測(cè)量。

在下一步研究中，將采用腹部支撐或者背支撐方式，以便更好地模擬尾噴管特性。

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(編輯：崔賢彬)

Through-flow experiment and calculation of two-dimensional inlet for hypersonic cruise vehicles

JIAO Zi-han1, DENG Fan1,2, YUAN Wu3,WANG Xue-ying4,CHEN Lin1, DONG Hao5

(1.Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing100076, China;2.Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield, United Kingdom;3.Supercomputing Center, Computer Network Information Center, Chinese Academy of Sciences, Beijing100190, China;4.Beijing Institute of Nearspace Vehicle Systems Engineering, Beijing 100076, China;5.College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing210016, China)

The performances of a two-dimensional inlet with hypersonic cruise vehicles configuration were investigated by wind tunnel experiments and CFD simulations in this article. A hypersonic cruise vehicle integrated aerodynamics and propulsion was designed. CFD simulations and two wind tunnel tests were carried out in two different wind tunnels to examine the hypersonic performances of the inlet. Though analyzing the results of the first wind tunnel experiment, an improved test scheme was carried out. The pressure measuring experiments results show that: The inlet was able to start under free stream mach number from 5.0 to 6.0 at interval of 1.0 , even considering the yaw angle of 4°. The total pressure recovery coefficient and mass flow ratio of the inlet satisfied the requirements of design through analyzing the monitoring results. The total pressure recovery coefficient of the inlet decreased as the mach number of flow increased, mass flow ratio increased linearly as the angle of attack increased; the total pressure recovery coefficient and the mass flow ratio of experiment agreed well with the CFD results, even the angle of attack is more than 4°. There were differences of the changing trend of total pressure recovery coefficient and mass flow ratio between the two experiment results when the angle of attack is more than 4° because of the differences of the two test scheme, the problem of departure from the regular changing trend was solved after improving the test scheme.

two-dimensional inlet；cruise vehicle；through-flow experiment；scramjet engine

2015-08-17；

2016-03-02。

焦子涵(1988—)，男，工程師，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)和空氣動(dòng)力學(xué)。E-mail:zihan325@126.com

V430

A

1006-2793(2016)04-0470-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.004