高超声速一体化飞行器推阻特性测量研究

贺 伟,于时恩,李宏斌

(1.西北工业大学,西安 710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000)

0 引 言

吸气式高超声速飞行器通常采用机体和推进系统的高度一体化设计,以使飞行器获得最佳的气动和推进性能,从而满足高超声速飞行任务对飞行器航程、重量的要求。高超声速飞行器机体和推进系统高度一体化的布局特点决定了它的机体和推进流道之间产生紧密的耦合作用,飞行器基本性能、稳控特性和推进性能之间相互强烈影响,飞行器设计必须分析与掌握整个外流与推进流道的特性,并深入研究气动和推进之间的相互影响。由于一体化飞行演示试验的高难度和高风险度,世界发达国家都十分强调地面试验的重要性。吸气式高超声速飞行器由于机体/推进高度一体化,飞行器前体与后体,就是发动机的进气道与尾喷管,它们是发动机产生推力和阻力的主要部件,与此同时前体/进气道和后体/尾喷管对飞行器空气动力特性也产生很大影响。机体/推进系统从各自的角度相互影响飞行器的气动力和推力特性。只有通过大量的地面试验和有限的飞行试验考核,确认设计方法的正确性,才能进一步考虑高超声速技术的各类实际应用。

“十一五”期间,综合一体化飞行器外形和发动机研究结果,中国空气动力研究与发展中心研制了适合脉冲风洞试验的缩比一体化飞行器试验模型,并在Φ 600mm脉冲燃烧风洞开展了燃料供应方法和相应的点火燃烧措施研究、一体化飞行器推阻性能试验研究等[1-3]。由于带动力一体化飞行器推阻特性试验,不仅要保证所设计飞行器与发动机最佳匹配,确保发动机能够点火、稳定燃烧,产生较高的推力水平,而且还受到现有地面模拟设备条件的限制,目前只能利用现有的 Ф 600mm脉冲燃烧风洞进行带动力一体化飞行器推阻特性测量试验,模型尺寸受设备口径的限制,完成缩比带动力机体/推进一体化飞行器推阻性能试验研究并获得较高的推力收益,实现飞行器的推阻平衡,是对冲压发动机和一体化飞行器技术严格、全面的检验。

1 试验设备、运行参数及试验模型

试验在中国空气动力研究与发展中心超高速所的 Ф 600mm脉冲燃烧风洞中进行。设备由富氧空气管、稳压供氢装置、加热器、试验段、真空箱等组成,设备简图见图1,运行原理参见文献[4]。

图1 Φ 600mm脉冲燃烧风洞示意图Fig.1 Sketch of the Φ 600mm impulse combustion wind tunnel

Ф 600mm脉冲燃烧风洞喷管出口马赫数为4、5、6,试验时间大于0.3s,加热方式为燃烧加热,总温范围为1000～2000K。

试验模型为前体进气道四波系纵向压缩为主的一体化飞行器模型,模型配备了水平翼和垂直舵,可根据试验需要及流场条件安装和拆卸。图2为加工完成的飞行器模型照片。

图2 一体化飞行器模型Fig.2 Sketch of the integrative vehicle

超燃发动机燃烧室为突扩式燃烧室,受飞行器外形要求限制,模型只有隔离段入口注油点和隔离段出口注油点(主注油点),在主注油点能同时注入煤油和氢气。测力天平布置在试验模型内部,采用腹部支撑形式,具体结构见图 3。

图3 天平安装及支撑结构Fig.3 Sketch of the balance&support system

为取得较好的试验结果,在试验模型安装前,根据模型气流干扰计算和CAD进行了模型试验方案的虚拟安装。根据 Φ 600mm脉冲燃烧风洞流场校测结果,风洞出口 0mm和 500mm截面均匀区为Φ 400mm,风洞出口900mm截面均匀区为 Φ 320mm,模型安装时,飞行器前体伸进喷管250mm,模型中心位于风洞喷管轴线。进行M6试验时,模型迎角为4.5°,进行M5试验时,模型迎角为 2.2°,图4给出了模型在风洞中的安装照片。

图4 安装在风洞中的模型Fig.4 Sketch of the model fixed in the wind tunnel

2 测力方案

飞行器推力测量需要全面考核其推阻特性,如果采用腹部支撑加整流罩的测力方案,则与模型横向尺寸大致相当的天平和支架、整流罩,必然会破坏飞行器的外流场,同时腹支天平系统与机身之间相互影响,产生复杂的干扰,严重影响飞行器外部气动特性,无法获取飞行器真实的外部阻力;而将外式天平下移,必然会引入连接支杆,支杆上的气动力与飞行器模型的真实气动力耦合在一起,需要更多的试验研究才能获得此干扰气动力,以还原真实模型的气动力;由于一体化飞行器与发动机高度一体化,如果采用尾支撑形式,尾支杆的存在会影响发动机的喷流,导致获得的推力特性有较大误差。经过论证和调研,测力方案采用腹支内式天平,即将天平布置在试验模型内部,设计腹部支架,在保证刚度的前体下,尽量减小其横截面积和采用合理的外形,最大限度地降低支架干扰。

根据飞行器模型结构要求,天平可以利用的模型内部空间非常有限,而且要求天平外形尺寸必须采用扁平结构,如果采用常规的天平结构形式,天平实现难度较大。本次试验采用分离式天平,即布置几个分离测量点,然后根据系统的相互关系进行合成,得到最终结果。

图5 天平组合测量原理Fig.5 Principile of assembled balance

如图5所示,4个三分量力天平通过刚性平板分别和模型与支架固连在一起,试验时模型上的气动力载荷可以在选定的空间坐标系内分解为与坐标轴平行的三个力分量,类似的力矩可以分解为绕坐标轴的三个分量。在如图所示的测量系统中,坐标系统的原点设在四个力天平的几何中心。假设天平i测得的力分别为 Fxi、Fyi和Fzi,则有

假设4个天平对力矩参考轴的距离为a、b(见图5),则可得到力矩的表达式如下

通常情况下,合力的作用线是不通过系统坐标系原点的(如图6所示),其作用点在系统坐标系的坐标假设为ax、ay和az,则力矩的表达式可以写成

由式(1)～(6)可知,三个力矩和力分量可由天平测得,再由式(7)～(9)可以确定ax、ay和az的值,即可确定空间力矢量的大小和方向。

三分量测力天平采用整体圆柱形结构,其内部结构可细分为内环和外环,内环由带四个对称均布方槽的空心圆柱构成;外环由上、下连接端和中间沿周向对称均布的四个双孔梁构成;内、外环之间通过双孔梁连接,双孔梁与内环的方槽错开45°;对称的两双孔梁构成两组敏感元件,通过弯曲变形分别获得水平面上两相互垂直的力分量;内环四个方槽则利用剪切变形测得竖直方向的力。设计完成的三分量测力天平外形示意图见图7。

图6 力和力矩的分解和合成Fig.6 Analyze/compose force and moment

图7 三分量测力天平结构Fig.7 Structure of three component balance

进行一体化高超声速飞行器试验时,由于飞行器模型内部空间有限,没有足够的空间来布置三个天平,通过分析不难发现,对于推力、升力和俯仰力矩测量只需要2台天平就可以实现,故本次试验研究采用的是两台天平组合,大致对称布置于模型重心的两边。

3 试验结果

进行一体化飞行器推阻特性测量试验前,对前体进气道进行了捕获流量测量,通过测量,在M6状态下,前体进气道捕获的流量为0.75kg/s,在M5状态下为0.93kg/s。

试验时,发动机燃料为氢气,油气比为1.2左右。图8为M6试验状态下发动机内压力测点及天平测量曲线随时间变化规律曲线。由图可以看出,在70ms左右,风洞启动,燃烧室压力升高,天平受到冲击载荷后开始爬升,20ms后天平达到最大值,然后开始衰减,在100ms左右达到平衡,反映出模型所受到的冷态阻力。约在190ms,燃料到达燃烧室,燃烧室壁面压力急剧增加,表明燃料开始燃烧,此时天平测得的阻力减小,在210ms左右天平阻力达到零附近,并基本维持不变,表明燃料燃烧产生了推力,天平准确反映了一体化飞行器模型的受力状况;在整个试验过程中,隔离段压力平稳,表明进气道启动正常,燃料燃烧没有影响到隔离段和进气道,试验点火成功,燃烧稳定。

图8 压力(力)-时间曲线Fig.8 Pressure(force)histories

图9为M6试验状态下飞行器推进流道壁面压力分布。由图可以看出,冷态试验(发动机无燃料注入)时,发动机内最高压比不到80(壁面静压与来流静压比值),且试验重复性很好;有燃料注入(热态试验)后,发动机内最高压比达150,且飞行器阻力约为0,实现了飞行器的推阻平衡。

图9 飞行器推进流道压力分布Fig.9 Pressure distribution of the thrust duct

表1给出了M6试验状态下冷态试验测力数据与计算的对比结果。从测力结果可以看出,计算的预测结果,与试验符合较好。试验结果较好地验证了一体化飞行器和超燃冲压发动机设计、计算分析结果的有效性。带动力飞行器推阻特性的地面风洞试验的成功完成,标志着我部机体/推进一体化高超飞行器和超燃发动机设计、分析与地面试验技术水平达到了一个新的高度。

表1 冷态计算、试验结果对比Table 1 Comparison of test and CFD results

4 结 论

成功地研制了能够在 Φ 600mm脉冲燃烧风洞中进行试验研究的机体/推进一体化飞行器模型,完成了小尺寸带动力飞行器推阻特性的试验测量,试验结果表明,在M6试验状态下,针对长约1.5m的一体化飞行器模型,在风洞试验提供的流动条件下,飞行器冷态轴向力和法向力试验测力结果与计算结果基本吻合,发动机工作时(油气比约为1.2),模型推力与阻力相当,飞行器实现了推阻平衡。试验中,发动机成功进行了点火燃烧,并获得了较好的推力收益,表明设计的飞行器与发动机匹配良好,较好地检验了我部超燃冲压发动机和一体化飞行器综合设计、计算和地面试验技术,标志着吸气式高超声速技术达到了一个较高的水平,为进一步开展满足高超声速飞行器任务要求的较大尺寸飞行器和发动机研究奠定了技术基础。

致谢：

此项研究工作是在乐嘉陵院士的指导下,课题组所有人员共同努力取得的成果,饱含了大家的智慧和汗水,同时,本次试验的圆满成功与各级机关的大力协调和动力站的动力保障密不可分,在此对所有参与研究的人员表示致敬和感谢。

[1]乐嘉陵,胡欲立,刘陵.双模态超燃冲压发动机研究进展[J].流体力学实验与测量,2000,14卷(1)：1-12.

[2]白菡尘,刘开胜,苟永华,焦伟,乐嘉陵.M6双模态冲压模型发动机氢燃料的燃烧试验研究[J].南京航空航天大学学报,2003,35(1)：53-57.

[3]贺伟,童泽润,李宏斌.单模块超燃发动机推力测量天平研制[C].第十二届全国激波与激波管学术会议,2006.

[4]刘伟雄,谭宇,毛雄兵,乐嘉陵.一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制与初步应用[J].实验流体力学,2007,21(4)：59-64.

[5]贺德馨,王建中.风洞天平[M].北京：国防工业出版社.2001.05.