郭大鵬 季軍 李鵬 劉帥 宋孝宇

摘要：針對高超聲速飛行器組合噴管與后體的一體化性能測試的需求，發(fā)展了一種后體推減阻試驗技術(shù)，研制了雙波紋管天平系統(tǒng)和基于高精度數(shù)字閥的噴流質(zhì)量流量控制系統(tǒng)，在FL-60風(fēng)洞建立了由通氣腹部支桿實現(xiàn)模型支撐及供氣、內(nèi)置單天平實現(xiàn)氣動力及推力測量、雙金屬波紋管實現(xiàn)雙路噴流獨立模擬且不傳力等組成的雙發(fā)飛行器后體推減阻試驗系統(tǒng)，實現(xiàn)了飛行器后體推減阻特性的測量，也可實現(xiàn)雙發(fā)噴管推力特性測量。系統(tǒng)調(diào)試和風(fēng)洞試驗結(jié)果表明，試驗系統(tǒng)運行穩(wěn)定、可靠、質(zhì)量流量測量精度優(yōu)于0.3%；后體推減阻特性規(guī)律合理，重復(fù)性精度達(dá)到國軍標(biāo)常規(guī)測力合格指標(biāo)；建立的試驗系統(tǒng)可用于來流馬赫數(shù)0.3～4.0、迎角0°、噴流總質(zhì)量流量0～2.0kg/s的雙發(fā)高超聲速飛行器后體推減阻試驗和帶外流的推力特性試驗；提出的試驗技術(shù)可進(jìn)一步發(fā)展為全機(jī)推減阻試驗技術(shù)。

關(guān)鍵詞：組合噴管；推減阻；后體；推力；流量；波紋管天平

中圖分類號：V211.73文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.009

吸氣式高超聲速飛行器打破了空氣動力學(xué)傳統(tǒng)的外流與內(nèi)流的界限，飛行器機(jī)體和發(fā)動機(jī)形成的流場存在強(qiáng)烈的耦合影響，其中之一便是發(fā)動機(jī)排出的燃?xì)饨?jīng)尾噴管和后體產(chǎn)生額外的氣動力和力矩作用，并對推力做出貢獻(xiàn)，同時也會和氣動控制面相互作用，影響飛行器的飛行狀態(tài)、穩(wěn)定性和操縱性。因此需要同時提供飛行條件下發(fā)動機(jī)推進(jìn)特性及其對飛行器氣動特性的影響，要求風(fēng)洞試驗?zāi)芡瑫r提供內(nèi)外流相互影響條件下的氣動載荷以及噴管推進(jìn)特性。另外，由于發(fā)動機(jī)噴管射流與飛行器外流相互干擾的緣故，噴管對飛行器后體布局很敏感，不合理的布局會使噴管推力減小，或者使噴管阻力和機(jī)身后體阻力增大[1-3]。因此發(fā)動機(jī)噴管的安裝特性和飛行器后體推阻評估技術(shù)具有重要意義。

高超聲速飛行器對機(jī)身和發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計要求高、后體與噴管耦合影響強(qiáng)烈、內(nèi)外流相互干擾使得后體與噴管的布局優(yōu)化迫在眉睫，客觀上對發(fā)動機(jī)噴管推進(jìn)特性及飛行器全機(jī)/后體氣動特性同時測量提出了需求。

推力矢量/后體推減阻試驗的主要內(nèi)涵是指試驗?zāi)Ｐ驮谟袃?nèi)流與外流共同作用、相互干擾的情況下對模型的外部氣動載荷和內(nèi)流特性進(jìn)行測試。根據(jù)不同的試驗需求，可以將飛行器外載劃分為全機(jī)載荷和后體（噴管）載荷，前者主要關(guān)心飛機(jī)的推力矢量控制律設(shè)計，后者主要關(guān)注飛機(jī)的后體（推減阻）選型優(yōu)化。從試驗技術(shù)上來說，兩者本質(zhì)上是一樣的，區(qū)別只在飛機(jī)外部載荷界面的劃分，影響測量天平的設(shè)計載荷。

國外對推力矢量/后體推減阻試驗研究開展較早，美國在20世紀(jì)70年代就開始研究推力矢量試驗技術(shù)，美國國家航空航天局（NASA）蘭利中心的16ft跨聲速風(fēng)洞及美國阿諾德工程發(fā)展中心（AEDC）下轄的推進(jìn)風(fēng)洞16S和16T是國外研究軸對稱及非軸對稱噴管靜推力特性、矢量特性、安裝特性、飛機(jī)后體推阻特性試驗的最著名單位。以美國國家航空航天局蘭利中心為例，其建設(shè)有16ft跨聲速風(fēng)洞的靜態(tài)試驗系統(tǒng)、噴流試驗臺、5套單噴試驗系統(tǒng)、三套雙噴試驗系統(tǒng)等，依靠于強(qiáng)大的風(fēng)洞及地面臺對多種構(gòu)型的飛機(jī)和噴管開展了大量的推力矢量/后體推減阻試驗研究，為F-15、F-18、F-22、F-35等型號推力矢量技術(shù)的應(yīng)用提供了強(qiáng)大的試驗及設(shè)計技術(shù)支撐[4-6]。

國內(nèi)中國空氣動力研究與發(fā)展中心對推力矢量/后體推減阻風(fēng)洞試驗技術(shù)的研究開展較多，從參考文獻(xiàn)[7]來看，其在推力矢量試驗技術(shù)方面研究較多，未見其在后體推減阻試驗技上，尤其是在寬速域推減阻試驗技術(shù)上的研究內(nèi)容。中國航天空氣動力技術(shù)研究院在噴流試驗方向的主要研究發(fā)展重點為橫向噴流，未有公開文獻(xiàn)顯示其在推力矢量/后體推減阻試驗技術(shù)上的研究內(nèi)容。

考慮到高超聲速飛行器馬赫數(shù)高、速域?qū)挼忍攸c，航空工業(yè)空氣動力研究院充分利用1.2m量級FL-60風(fēng)洞的試驗段尺寸、結(jié)構(gòu)以及最高馬赫數(shù)4.0的特點，開展了高超聲速飛行器后體推減阻試驗技術(shù)研究，策劃了后體推減阻試驗及帶外流推力特性試驗方案，建立了相應(yīng)的試驗設(shè)備，實現(xiàn)了馬赫數(shù)0.3～4.0寬速域的飛行器后體氣動力與雙發(fā)噴管推進(jìn)特性同時測量。

1總體技術(shù)方案

根據(jù)給定的組合噴管和后體結(jié)構(gòu)，以實現(xiàn)雙噴管噴流同時獨立精確模擬、推減阻特性和帶外流推力特性的測量為目的，結(jié)合FL-60亞跨超三聲速風(fēng)洞尺寸及結(jié)構(gòu)，制訂了以單天平+雙波紋管天平測力系統(tǒng)為核心的推減阻及帶外流推力特性試驗技術(shù)方案（見圖1）。方案采用通氣腹撐轉(zhuǎn)尾撐的形式將試驗?zāi)Ｐ椭斡陲L(fēng)洞試驗段中，模型內(nèi)部設(shè)計雙通道供氣管路分別向兩個噴管提供用于噴流模擬的氣流，通過波紋管實現(xiàn)非測量端與測量端的連接，既保證了氣流的傳遞及密封，又消除了非測量端對測量端的干擾，內(nèi)置六分量桿式天平與支撐、波紋管共用同一非測量端，天平測量端同時與兩個波紋管的測量端的一端連接，波紋管測量端的另一端分別連接噴管/后體。

2模型及支撐系統(tǒng)設(shè)計

為實現(xiàn)雙噴管噴流同時獨立模擬，模型內(nèi)部布置了兩條獨立的供氣管路；為實現(xiàn)后體氣動力和雙噴管推力特性同時測量，模型內(nèi)部布置了一臺六分量桿式測量天平；為實現(xiàn)噴流落壓比的精確模擬，噴管入口前分別設(shè)置有總壓耙及整流裝置（孔板、蜂窩器）。由于模型內(nèi)部軸向空間有限，天平、波紋管、整流裝置的尺寸及布置十分困難，天平與波紋管采用并聯(lián)式布局，既解決了軸向尺寸不足的問題，又減小了兩心距（天平校心與氣動中心的距離），大大降低了試驗中后體與非測量部件干涉的風(fēng)險。圖2為模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)布局。

模型采用通氣腹撐轉(zhuǎn)尾撐支撐形式（見圖3）與彎刀機(jī)構(gòu)相連，高壓空氣通過尾支桿上的通氣接頭分別進(jìn)入雙側(cè)通氣的支撐系統(tǒng)，在模型內(nèi)部經(jīng)過轉(zhuǎn)折后，經(jīng)整流裝置整流后再由尾噴管噴出。

為了確保試驗安全，利用正激波法對風(fēng)洞試驗沖擊載荷進(jìn)行估算，并對支撐的強(qiáng)度進(jìn)行了校核。最大沖擊載荷作用下計算得到的最大位移發(fā)生在支撐與模型連接處，約24.27mm，對應(yīng)的支撐與托板機(jī)構(gòu)連接處平均應(yīng)力約為400MPa，材料屈服應(yīng)力為880MPa，2.2倍安全系數(shù)滿足使用要求。

后體推減阻試驗是以后體+噴管作為測力部件，后體和噴管為一體形式，與其他非測力部件不干涉，天平同時測得后體氣動力及噴管推力。測力部件與非測力部件之間留有間隙并采用特氟龍（Teflon）進(jìn)行接觸式密封，既可以保證密封性能又消除了對測力天平的干擾，圖4為推減阻試驗結(jié)構(gòu)。

帶外流推力特性試驗是以噴管作為測力部件，后體和噴管為套筒形式，此時后體作為非測力部件與噴管外壁面留有間隙，噴管內(nèi)壁面型面及尺寸保持不變，圖5為帶外流推力特性試驗結(jié)構(gòu)。

3波紋管天平系統(tǒng)設(shè)計及校準(zhǔn)

推減阻/帶外流推力特性試驗需要引入高壓空氣來模擬噴流的同時測量噴管推力。采用波紋管的目的正是為了引入高壓空氣的同時又不影響天平測力，但波紋管內(nèi)空氣的流通以及波紋管承壓等因素都會影響波紋管剛度，從而影響天平的測量。合理的波紋管天平優(yōu)化設(shè)計可以大大減小波紋管對天平測量的影響，但仍無法完全消除，必須進(jìn)行相應(yīng)的修正，因此在設(shè)計時就應(yīng)盡量減小波紋管對天平的影響，而在使用前必須通過校準(zhǔn)獲得修正量才能保證試驗數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度。波紋管天平系統(tǒng)的性能好壞直接決定試驗的成敗，是推減阻試驗關(guān)鍵設(shè)備，其設(shè)計及校準(zhǔn)技術(shù)是推減阻試驗技術(shù)的核心。

3.1波紋管天平系統(tǒng)設(shè)計

天平與波紋管采用并聯(lián)式布局（見圖6），即天平與波紋管處于同一水平面，天平位于整個系統(tǒng)的中心，波紋管對稱分布于天平兩側(cè)。天平非測量端與供氣管路共同固定于通氣支撐上，測量端通過連接件分別與波紋、整流段、噴管/后體連接。為了使波紋管對天平的影響盡量小且易于修正，將波紋管和天平視為一個整體（波紋管天平系統(tǒng)）進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計和校準(zhǔn)，并使用波紋管天平系統(tǒng)的靜校公式[8-9]進(jìn)行試驗。

波紋管天平系統(tǒng)的設(shè)計主要包含天平設(shè)計、波紋管設(shè)計以及波紋管和天平組合優(yōu)化設(shè)計。天平設(shè)計參數(shù)主要有材質(zhì)、設(shè)計載荷、應(yīng)變、剛度和強(qiáng)度等；波紋管設(shè)計參數(shù)主要有材質(zhì)、承壓、長度、內(nèi)徑、外徑、波距、波厚、波高、波數(shù)、層數(shù)、剛度等；組合優(yōu)化設(shè)計參數(shù)主要是波紋管與天平的剛度比，可見，波紋管天平系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計是十分復(fù)雜的，為此開發(fā)了一套基于ANSYS Work Bench的專門用于波紋管天平系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計軟件，并研發(fā)了一種波紋管檢測試驗裝置。圖7是光天平剛度有限元計算結(jié)果，圖8為波紋管有限元模型，表1為波紋管剛度計算與試驗（阻力）結(jié)果對比，圖9為波紋管天平組合優(yōu)化設(shè)計有限元模型，表2為波紋管天平組合剛度計算結(jié)果（阻力）。

3.2波紋管天平系統(tǒng)校準(zhǔn)

波紋管天平系統(tǒng)校準(zhǔn)的目的是獲得波紋管天平公式以及壓力、靈敏度、動量的修正量。波紋管天平系統(tǒng)的校準(zhǔn)是在波紋管校準(zhǔn)平臺上進(jìn)行的，校準(zhǔn)的具體內(nèi)容主要有：光天平和波紋管天平系統(tǒng)的靜態(tài)校準(zhǔn)、壓力校準(zhǔn)、靈敏度校準(zhǔn)、動量校準(zhǔn)和系統(tǒng)聯(lián)合調(diào)試。

光天平和波紋管天平的靜態(tài)校準(zhǔn)是為了獲得天平公式，校準(zhǔn)是在波紋管校準(zhǔn)平臺上完成的，表3為綜合加載重復(fù)性結(jié)果，表4為綜合加載誤差結(jié)果。結(jié)果表明波紋管天平精準(zhǔn)度達(dá)到國軍標(biāo)合格指標(biāo)。

壓力校準(zhǔn)是為了確定波紋管在承壓條件下對天平的影響量。一個性能優(yōu)良的波紋管天平具有承壓條件下對天平零點影響小、線性、重復(fù)性好等特點。壓力校準(zhǔn)分為左側(cè)波紋管充壓校準(zhǔn)、右側(cè)波紋管充壓校準(zhǔn)、兩側(cè)波紋管同時充壓校準(zhǔn)以及重復(fù)性校準(zhǔn)。表5～表8分別是左側(cè)、右側(cè)、雙側(cè)波紋管校準(zhǔn)結(jié)果及重復(fù)性結(jié)果。

由上述結(jié)果可知，波紋管充壓對天平零點影響較小、影響量隨壓力變化線性度好、重復(fù)性良好，且兩側(cè)波紋管壓力影響互相不耦合，易于數(shù)據(jù)修正。

靈敏度校準(zhǔn)是為了獲得帶載條件下波紋管承壓對天平的影響量。該影響量國外稱之為“給天平加力時波紋管壓力影響”。對兩側(cè)波紋管分別在正負(fù)方向上施加單獨的六元載荷，每個載荷分為兩個階梯，在施加載荷的同時對波紋管充壓，充壓范圍為0.1～0.7MPa。共計進(jìn)行48組校準(zhǔn)，獲得2016個數(shù)據(jù)點，進(jìn)而可繪制出36組修正曲線，但是得利于波紋管天平的優(yōu)化設(shè)計，靈敏度影響非常?。ㄗ畲笥绊懥渴荕z=36N·m，P=0.7MPa時Y=2.7N），大部分不需要修正，本文僅對靈敏度影響量超過0.5N/（N·m）的天平分量進(jìn)行修正，包括施加Mz時充壓對Y的修正、施加Z時充壓對Z的修正、施加My時充壓對Z的修正。

動量校準(zhǔn)是為了獲得波紋管在通氣條件下對天平的影響量。利用臨界流文氏管進(jìn)行流量影響校準(zhǔn)，扣除相應(yīng)的壓力影響量后即得動量影響量，對常用的流量700～1600g/s進(jìn)行了動量校準(zhǔn)，并擬合出修正曲線，結(jié)果如圖10所示，其他天平分量的動量影響量不足0.3N/（N·m），不予修正。

系統(tǒng)聯(lián)合調(diào)試主要是為了確定系統(tǒng)的可靠性、穩(wěn)定性。在推力測量平臺中進(jìn)行不同落壓比條件下的通氣聯(lián)調(diào)試驗，動態(tài)檢驗天平測力數(shù)據(jù)的重復(fù)性、流量測量重復(fù)性以及天平回零情況。表9給出了左側(cè)噴管流量系數(shù)Cm_L、右側(cè)噴管流量系數(shù)Cm_R以及推力系數(shù)Cfx的重復(fù)性試驗均方根偏差，結(jié)果表明天平回零正常，天平測力系統(tǒng)及流量測量重復(fù)性良好。總之，通過以上校準(zhǔn)數(shù)據(jù)可看出：波紋管天平系統(tǒng)的天平公式滿足國軍標(biāo)指標(biāo)、壓力對天平零點的影響及靈敏度的影響量小且線性、動量影響小且趨于線性，易于數(shù)據(jù)修正，重復(fù)性好。

4高精度流量測量及控制系統(tǒng)

噴流落壓比和質(zhì)量流量是動力模擬風(fēng)洞試驗必不可少的參數(shù)，直接參與推力的計算，必須對其精確的測量和模擬。為此采用高精度數(shù)字閥[10]（見圖11）精確模擬噴流總壓/流量，數(shù)字閥是由按二進(jìn)制規(guī)則排列的文氏管組和電磁閥組成，利用PID反饋控制電磁閥的快速開關(guān)來控制各個噴管的通斷從而實現(xiàn)流量/壓力的精確控制。數(shù)字閥最大承壓10MPa；流量可調(diào)范圍0.001～8kg/s；噴流總壓可調(diào)范圍0.02～0.8MPa。圖12是數(shù)字閥壓力調(diào)試結(jié)果，噴流總壓分別為260kPa和360kPa，分別對應(yīng)流量為1698g/s和2200g/s，圖13是數(shù)字閥階梯變流量調(diào)試結(jié)果。

流量計是噴流質(zhì)量流量精確測量的關(guān)鍵設(shè)備，噴流流量的主要特點是工作壓力高、流量大、精度要求高。而流量計的校準(zhǔn)壓力均無法與試驗中流量計真實工作壓力相匹配，從而影響實際測量精度，此外，不同的安裝環(huán)境也會大大影響各類流量計的測量精度，為此對科式流量計、文氏管流量計和CLJ槽道流量計[11]在實際工作條件下進(jìn)行了系統(tǒng)的調(diào)試，鑒于科式流量計的抗振動能力差、文氏管流量計更換條件復(fù)雜等問題，最終選用CLJ槽道流量計。在實際工況下，流量輸出范圍為0.42～1.67kg/s，槽道流量計單個測點的重復(fù)性精度最差為0.20%，最優(yōu)為0.05%，表10給出了CLJ槽道流量計調(diào)試結(jié)果。

5風(fēng)洞試驗及結(jié)果

為驗證試驗技術(shù)和試驗設(shè)備能力，在FL-60風(fēng)洞進(jìn)行了某高超聲速飛行器雙發(fā)后體推減阻和帶外流推力特性測力風(fēng)洞試驗[12-13]，試驗馬赫數(shù)為2.0、3.0、4.0，模型名義迎角為0°，名義偏航角為0°，左側(cè)噴流落壓比為1、5.6、12、21；右側(cè)噴流落壓比為5.6、12、21、93。

圖14為Ma=2.0、α=0°、NPR_L=1.0、5.6、12、21、NPR_R=5.6時，推減阻試驗軸向力系數(shù)Cx和側(cè)向力系數(shù)Cz重復(fù)性曲線，其中Cx重復(fù)性均方根誤差在0.0007～0.00020之間，Cz重復(fù)性均方根誤差在0.0001～0.00045之間，結(jié)果表明：試驗重復(fù)性達(dá)到國軍標(biāo)常規(guī)測力實驗精度合格指標(biāo)，說明試驗系統(tǒng)正常、穩(wěn)定，數(shù)據(jù)可信[14-15]。

圖15給出了帶外流推力特性試驗左側(cè)噴管流量系數(shù)Cm_L和推力系數(shù)Cfx重復(fù)性曲線，其中Cm_L重復(fù)性均方根誤差在0.0006～0.0025之間，Cfx重復(fù)性均方根誤差在0.0022～ 0.0034之間，結(jié)果表明：波紋管天平系統(tǒng)性能優(yōu)異，數(shù)據(jù)修正方法科學(xué)、合理，推力系數(shù)重復(fù)性優(yōu)于0.4%，流量系數(shù)重復(fù)性優(yōu)于0.3%，均處于國內(nèi)領(lǐng)先水平。

圖16給出了推減阻試驗軸向力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律曲線，結(jié)果表明NPR=1.0表示無噴流試驗狀態(tài)，與之對應(yīng)的Cx值為負(fù)代表后體所受軸向載荷為阻力，隨著噴流落壓比逐漸增加，尾噴管產(chǎn)生的推力逐漸增大且大于阻力，與之對應(yīng)的Cx值為正表示后體所受軸向載荷為推力，數(shù)據(jù)變化規(guī)律合理。

圖17給出了推力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律曲線，結(jié)果表明：各馬赫數(shù)下Cfx隨落壓比變化規(guī)律基本一致，只是在Ma=2.0和Ma=3.0時的最后一個壓比處出現(xiàn)稍許波動，如果繼續(xù)增加落壓比，其變化趨勢應(yīng)該與Ma=4.0的規(guī)律類似。

6結(jié)論

本文發(fā)展了一種適合雙發(fā)飛行器后體推減阻測量的試驗技術(shù)，研制了單天平雙波紋管測力系統(tǒng)和高精度流量測量及控制系統(tǒng)，并在FL-60風(fēng)洞完成了對該試驗技術(shù)的驗證，可以得到如下結(jié)論：

（1）后體推減阻試驗技術(shù)已達(dá)到應(yīng)用水平，可用于噴管與后體的一體化性能測試試驗。

（2）波紋管天平系統(tǒng)及其修正方法是推減阻試驗技術(shù)的核心之一，本文采用軟件優(yōu)化、理論計算和實物檢測相結(jié)合的方式對波紋管天平系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計，將波紋管對天平的影響降到最小，試驗結(jié)果表明：波紋管天平系統(tǒng)性能優(yōu)異，修正方法科學(xué)、合理。

（3）系統(tǒng)調(diào)試和風(fēng)洞試驗表明：試驗設(shè)備運行正常、穩(wěn)定，可用于來流馬赫數(shù)0.3～4.0、迎角0°、噴流總質(zhì)量流量0～ 2.0kg/s的雙發(fā)高超聲速飛行器后體推減阻試驗和帶外流的推力特性試驗。

（4）后體推減阻試驗輔之以帶外流推力特性試驗和噴管靜推力試驗可以將后體氣動力、帶外流的噴管推力、靜推力、內(nèi)流對外流的干擾以及外流對內(nèi)流的干擾區(qū)分開來，更有利于噴管和后體一體化設(shè)計。

目前，本技術(shù)主要應(yīng)用于冷噴試驗，未來將進(jìn)一步研究溫度、組分的影響。此外，可進(jìn)一步將其發(fā)展為全機(jī)推減阻試驗技術(shù)以滿足不同的試驗需求。

參考文獻(xiàn)

[1]羅世彬.高超聲速飛行器機(jī)體/發(fā)動機(jī)一體化及總體多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化方法研究[D].長沙：國防科技大學(xué)，2004. Luo Shibin. Airframe design and multidisciplinary design optimization method research of hypersonic integrated vehicle[D]. Changsha： National University of Defense Technology， 2004.（in Chinese）

[2]李曉宇.高超聲速飛行器一體化布局氣動外形設(shè)計[D].長沙：國防科技大學(xué)，2007. Li Xiaoyu. Airframe design of hypersonic integrated vehicle[D]. Changsha： National University of Defense Technology， 2007.（in Chinese）

[3]徐大軍，蔡國飆.高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)量化評估方法[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2010，36（11）：110-113. Xu Dajun， Cai Guobiao. Quantificational evaluation method for key technologies of hypersonic vehicle[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics， 2010， 36（11）： 110-113.（in Chinese）

[4]Capone F J. The effects on propulsion-induced aerodynamic forces of vectoring a partial-span rectangular jet at mach numbers from 0.40 to 1.2[R].NASA TN D-8039，Washington， D.C.： NationalAeronautics and SpaceAdministration，1975.

[5]Capone F J， Donald L M. Performance of twin two-dimensional wedge nozzles including thrust effects at speeds up to Mach 2.20[R].NASA TND-8449， Washington， D.C.：National Aeronautics and SpaceAdministration，1977.

[6]Zhang Yi， Li Jianqiang， Guo Danping， et al. Research of thrust vector experimental simulation technology and“balance and airline bridge”system calibration[C]//21st AIAA International Space Planes and Hypersoonic Systems and Technologies Conferences， 2017：1-7.

[7]李建強(qiáng)，李耀華，郭旦平. 2.4m跨聲速風(fēng)洞推力矢量試驗技術(shù)[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2016，34（1）：20-26. Li Jianqiang， Li Yaohua， Guo Danping.The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4m transonic wind tunnel[J]. Acta Aerodynamic Sinica， 2016， 34（1）： 20-26. （in Chinese）

[8]章榮平，王勛年，黃勇，等.低速風(fēng)洞全模TPS試驗空氣橋的設(shè)計與優(yōu)化[J].實驗流體力學(xué)，2012，26（6）：48-52. Zhang Rongping， Wang Xunnian， Huang Yong， et al. Design and optimization of the air bridge for low speed full-span TPS test[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2012， 26（6） ：48-52. （in Chinese）

[9]Becle J P， Girard D. Development of strain gage balances with air flow-through system for ONERA wind tunnels[C]// Seventy-first Simi-annual S.T.A.-Meeting， 1989.

[10]季軍，鄧祥東，白玉平，等.FL-3風(fēng)洞噴流試驗高精度數(shù)字閥的設(shè)計與實現(xiàn)[J].實驗流體力學(xué)，2014，28（5）：76-80. Ji Jun， Deng Xiangdong， Bai Yuping， et al. Design and implementation of high accurate digital valve for FL-3 wind tunnel[J].Jouranl of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（5）：76-80. （in Chinese）

[11]白亞磊，明曉.槽道式氣體流量計及其不確定度分析[J].計量學(xué)報，2008，29（5）：441-444. Bai Yalei， Ming Xiao. Channel gas flowmeter and its precision analysis[J].Acta Metrologica Sinica， 2008，29（5）：441-444. （in Chinese）

[12]范潔川.風(fēng)洞試驗手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002. Fan Jiechuan. Handbook of wind tunnel test [M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2002. （in Chinese）

[13] Little F K.內(nèi)流空氣動力學(xué)手冊[M].錢翼稷，等，譯.北京：國防工業(yè)出版社，1982. Little F K. Interanl aerodynemics manual[M]. Qian Yiji， et al，Translated.Beijing： National Defense Industry Press， 1982. （in Chinese）

[14]瞿麗霞，李巖，白香君.流體推力矢量技術(shù)的應(yīng)用驗證研究進(jìn)展[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（5）：64-72. Qu Lixia， Li Yan， Bai Xiangjun. Application verification research progress on fluid thrust vectoring technology [J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（5）： 64-72. （in Chinese）

[15]鄧文劍，代瑛，王家啟.引射噴管流量及推力特性數(shù)值研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2014，25（6）：9-13. Deng Wenjian， Dai Ying， Wang Jiaqi. Numerical investigation on mass-flow and thrust performance of the ejector-nozzle[J]. Aeronautical Science & Technology， 2014， 25（6）： 9-13. （in Chinese）

（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡介

郭大鵬（1985-）男，碩士，工程師。主要研究方向：高速動力模擬試驗技術(shù)、推力矢量試驗技術(shù)、氣體流量測量及校準(zhǔn)技術(shù)。

Tel：13654212114

E-mail：379450304@qq.com

The Thrust-minus-afterbody-drag Wind Tunnel Experiment Technique of Hypersonic Vehicle

Guo Dapeng*，Ji Jun，Li Peng，Liu Shuai，Song Xiaoyu

Aeronautic Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Research，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China

Abstract： In order to meet the requirements on the testing of the characteristics of the nozzle and afterbody integration， the flexible metal twin-bellow balance system and the mass flow control system based on the high precision digital flow valve were developed. A test system for twin-engine aircraft thrust-minus-afterbody drag， including supply strut support for realizing the model support and jet air supply， a balance for realizing aerodynamic and thrust measurement， a flexible metal twin-bellow for realizing twin-nozzle jet NPR simulation independently， was established in FL-60. The measurement of twin-engine nozzle thrust characteristics and thrust-minus afterbody drag characteristics was achieved separately. The system adjustment and the results of wind tunnel test show that， the experimental equipment and overall system operate accurately and steadily， the precision of jet mass flow measurement is better than 0.3%. The experimental results of the thrust-minus-afterbody drag aerodynamic characteristics are normative and reasonable， and the precision of repeatability tests is up to the standard of GJB. The test condition is within the margin of 3.0～4.0 Mach number， 0°angle attack， 0～2.0kg/s jet mass flow . The system can be used in twin-engine hypersonic vehicle thrust-minus-afterbody drag test and thrust characteristics wind tunnel test. In future， the technique will be developed to meet the requirements on integrated aircraft aerodynamic characteristics test.

Key Words： combined nozzle； thrust-minus- drag； afterbody； thrust； mass flow； bellow balance