高超声速飞行器二元进气道试验和计算

焦子涵，邓　帆,2，袁　武，王雪英，陈　林，董　昊

(1.中国运载火箭技术研究院 空间物理重点实验室，北京　100076；2.谢菲尔德大学 机械工程学院，谢菲尔德，英国；3.中国科学院计算机网络信息中心 超级计算中心，北京　100190；4.北京临近空间飞行器系统工程研究所，北京　100076；5.南京航空航天大学 航空宇航学院，南京　210016)



高超声速飞行器二元进气道试验和计算

焦子涵1，邓帆1,2，袁武3，王雪英4，陈林1，董昊5

(1.中国运载火箭技术研究院 空间物理重点实验室，北京100076；2.谢菲尔德大学 机械工程学院，谢菲尔德，英国；3.中国科学院计算机网络信息中心 超级计算中心，北京100190；4.北京临近空间飞行器系统工程研究所，北京100076；5.南京航空航天大学 航空宇航学院，南京210016)

设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器，针对进气道性能，分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态(α=8°)测量值偏离线性的问题，辅助采用数值模拟手段分析原因，并对试验方案进行改进设计，解决了首次试验出现的问题。结果显示，在典型状态(Ma=5～6)下，进气道起动正常，性能良好，具有一定的抗侧滑能力；随来流马赫数增加，进气道流量系数增大，总压恢复系数减小，计算结果和试验结果一致；试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α>4°后，流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明，主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差， 通过改进试验方案，解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。

二元进气道； 巡航飞行器； 通流试验；超燃冲压发动机

0　引言

吸气式高超声速飞行器[1]是未来最有可能实现高超声速单级入轨和巡航的飞行器。世界发达国家积极探索超燃发动机为动力的吸气式高超声速飞行器[2-3]，取得了重大进展，并先后进行了多次地面试验和飞行试验。

超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的关键部件之一，主要部件为进气道、燃烧室和尾喷管[4-5]。进气道是超燃冲压发动机的进气装置，其主要功能是为发动机捕获足够的空气流量，并进行高效压缩，是发动机产生足够推力的重要保证[6-7]，冲压发动机大多采用定几何进气道[8-9]。高超声速飞行器作战效能的发挥依赖于发动机以较高性能在整个飞行包线内稳定工作。

一般采用流量系数、总压恢复系数、进气道阻力和起动马赫数等参数描述进气道的性能。其中，总压恢复系数和流量系数是进气道性能的关键参数，进气道风洞试验的一项重要内容便是获取这2个参数。准确测量进气道流量系数和总压恢复系数，对开展进气道风洞试验获取进气道性能参数和进一步改进进气道设计具有重要意义。超声速进气道流量系数和总压恢复系数通常采用总/静压测量换算获得流量系数和总压恢复系数[10-11]。因此，总/静压的测量精度决定了流量系数和总压恢复系数测量的精度。为了进一步提高流量精度，国内多位学者进行了较深入研究。史建邦等在测量截面加入附面层测压耙，并使用面积分块和附面层修正的方法，得到发动机空气流量[12]；王红、马明明等研究了测量截面流场畸变对流量测量结果的影响[13]；樊建超、华杰等在测量装置使用前，对所用流量测量装置进行了校准试验研究，获得测量装置误差精度[14]；王泽江等研究了轴对称吸气式高超声速飞行器内外流同时测力试验，将风洞试验的内流和外流进行了解耦[15]；赵忠良等对高超声速飞行器通流试验方法进行了研究[16]；肖虹等设计了一种吸气式乘波高超声速构型，并对其进行了测压试验研究，考核了进气道和乘波构型的相关性能[17]。但国内大多研究集中于进气道本身的研究，鲜有针对气动/推进系统一体化的面对称高超声速飞行器进行通流测压/测力试验研究。

本文设计了一种气动/推进系统一体化布局面对称吸气式巡航飞行器，并对该飞行器进行通流状态测力/测压试验研究，通过2次风洞试验对比研究，并结合CFD仿真分析，不仅验证了进气道设计的可行性，而且针对第1次通流试验测压方案不足进行了改进，获得了与数值模拟结果一致的测压结果。

1　进气道设计

在高超声速飞行条件下，吸气式高超声速飞行器和发动机的合理匹配是提高吸气式高超声速飞行器气动性能的重要手段之一[18]。超燃冲压发动机的推力/速度特性是影响飞行器飞行品质和动态特性主要因素之一，而超然冲压发动机性能的发挥依赖飞行器的飞行状态和姿态，二者紧密耦合，相互影响。因此，一体化设计是吸气式高超声速飞行器设计的最优选择[19]。

一体化设计的关键内容之一便是飞行器前体/进气道的一体化设计，前体/进气道既是吸气式高超声速飞行器的重要升力面之一，又是进气道的主要压缩面，其性能直接影响飞行器和发动机的性能[20]。进气道设计参数如图1所示，采用等强度波系配置方式，波系配置为3.8°+5.8°+5°，进气道进口为矩形，进口/前体宽度比为0.58，前体长度2 089 mm，前缘型线采用超椭圆描述，n取值2.2[21]，机身前缘顶点距外唇罩前缘的垂直高度为442 mm，喉道高度为75 mm，唇罩两侧的侧板后掠，后掠角度为57°。

(a) 侧视图

(b) 俯视图

图2～图4给出了飞行器头部Ma=6.0、α=4°状态下的马赫数分布及流动结构图谱。对称面马赫数分布情况显示，设计状态下前体外压缩波系基本汇聚在进气道唇罩前缘附近，且进气道内通道激波及其反射激波未导致明显的流动分离现象[22]。图3显示，前体波面在一定宽度范围内接近平直，仅两侧呈现局部弯曲。图4显示，与前体边界层的分布一致，喉道截面的总压图谱中，边界层气流同样呈现出中间厚、两边薄的分布特征。绝大部分低能流被堆积在内通道的压缩面一侧。随后，当气流进入内通道，两侧横向扫略激波和内通道上、下壁面压差引起的二次旋流影响逐渐增强。最终，在隔离段出口截面处形成了较大面积的低能流堆积区。综合评估，进气道在设计点的性能满足设计要求。由于采用半模计算，所以图4中的流场左右不对称。

图2　对称面马赫数分布图谱

(a) 喉道

(b) 隔离段出口

2　试验方案设计

2.1基本试验方案

在第一座高超声速风洞开展的试验，采用尾支撑方式，检验不同来流条件下进气道的起动性能，在保证进气道正常起动的前提下，开展测力试验。为了满足气流壅塞度的要求，模型缩比为1∶10，采用测压耙测量总压和静压，测压管布置如图5所示：发动机尾喷口布置3个静压测量孔，取3个测量值的平均值作为静压值；为尽量保证总压和静压在同一位置，在静压测量孔上方，布置2个总压测量孔，取2个总压的平均值作为总压值[21]。试验通过测量的总压值和静压值换算进气道的流量系数和总压恢复系数[23]，结合进气道附近的纹影图，判断进气道的流场品质，若进气道性能符合要求，则去掉测压系统，进行飞行器测力试验。

图5　基本方案测压装置示意图

图6和图7分别对比了试验模型内通道流量系数、总压恢复系数的数值模拟结果和试验值。图6和图7结果显示，数值计算结果表现出较好的线性增长趋势，同一马赫数条件下，在小攻角范围内(α=-4°～4°)，数值计算和试验结果表现出良好的一致性，但在8°攻角下，差异显著，试验结果表现出很大的非线性。

图6　流量系数随攻角的变化曲线

针对大攻角状态的发展趋势差异，本文模拟试验条件进行了数值模拟。图8给出了试验模型尾部对称面典型流场分析结果，横坐标为模型沿流向的长度。

图7　总压恢复系数随攻角的变化曲线

(a) α=0°

(b) α=8°

由图8可见，内流道气流经喉道后急剧膨胀，但在对称面附近，气流受到尾支撑的阻滞形成斜激波，并反射至喷管出口端面。在测压试验方案中，静压测量点布置在进气道下侧，沿轴向位置依次为0.675、0.683、0.691 m，该处受喉道处膨胀波系和尾支撑激波同时作用，流动参数梯度较大，致使3个测压点数据相差较大，计算值与试验值表现一致。由于尾支撑激波是风洞试验中另外引入的，与真实飞行情况不符，将使出口端面测量的总压数据小于真实飞行情况的总压数据，导致获取的总压恢复系数、流量系数等产生了误差。

2.2试验方案改进

针对测压试验中出现的问题，数值模拟结果显示，其原因应是在尾喷管扩张段处尾撑天平的干扰以及静压测量点的布排，由此对试验方案进行了针对性改进，改进试验在另一座高超声速风洞中开展。

试验模型喉道以后的内管道尽量几何模拟，但在模型出口段部分，由于天平支杆存在，很难真实模拟内管道流动情况，且内管道一直在扩展，出口压力分布不均匀。设计时，在该段加一等直隔板，尽量使出口气流方向平直、压力均匀，以提高出口气流参数测量的准确度；同时，避免气流在内管道中直接吹扫到天平支杆和元件，从而减小天平温度效应。

首先，对静压测量方式进行了改进，在尾喷管出口两侧壁，各打5个静压孔来测量出口静压。为了避开过于靠近出口因膨胀造成的不确定性，静压孔开在了距出口端面3 mm处的内壁面上。其次，出口总压由5×5=25针总压耙来测量，考虑到出口因膨胀不确定性和堵塞度，总压探针前端则与出口端面平齐。测压管的排列规则为沿航向，左侧静压自上而下编为1～5；右侧静压自上而下编为6～10；总压耙自左列向右列、每列自上而下编为11～35。测压系统安装于模型，如图9所示。

(a)

(b)

2.3试验结果分析

图10为Ma=6.0、α=0～8°条件下试验模型进气道纹影图片。纹影录像显示，在设计状态，进气道激波未发生吞吐现象，波系稳定，并在唇口内相交，表明进气道起动性能良好，达到了设计要求。

图11是各静压测点计算值与试验值的比较情况。从分布来看，第1个静压测点和第6个静压测点计算值与试验值最大误差在30%左右(尾喷管顶部位置，气流受边界层影响较大)，其余测点最大误差在15%以内，与基本方案相比，偏差明显减小。

(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°

由图12及图13可见，在同一攻角条件下，随着马赫数的增大，流量系数随之增大，总压恢复系数降低。主要原因为马赫数增大后，激波角变小，进气道溢流减少，斜激波变强，激波损失加大，总压恢复系数随之减小。测压试验结果对测压耙的位置和数量较敏感，两次风洞试验是在两座不同的风洞中进行的，且测压方式做了优化。所以，前后2次测量的数值有所差异，换算的流量系数和总压恢复系数也有所差异。

进气道总压恢复系数和流量系数的CFD模拟结果和试验结果一致，二者均表明内部气流在进气道中未发生壅塞；在较大攻角状态下，试验数据并未出现非线性，证明此轮试验方案避免了上轮试验所出现的测压问题，预示值和测量值的变化趋势吻合良好，出口处总压恢复系数、流量系数等相对误差不超过11%。总体评价试验和计算的符合度，优于基本试验方案，尤其是在大攻角工况下。

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

(a) Ma=5.0　　　　　　　　　　　　　　　　(b) Ma=6.0

3　结论

(1)风洞试验和数值计算结果均表明，进气道在Ma=5.0～6.0范围内，均能正常起动，并具有一定的抗侧滑能力，进气道设计方案可行，满足设计要求。

(2)在设计工况下，同一攻角条件，随着马赫数的增大，流量系数增大，总压恢复系数减小。

(3)基本试验方案中，尾支撑干扰及静压测量方式对测压结果影响较大，改进试验方案后，各静压测量点平均相对误差小于15%，总压测量误差小于11%，试验误差显著减小。

(4)为保证测力试验是在进气道起动状态下进行进行，在测力试验前，须进行测压试验，吸气式高超声速飞行器对压力的测量方式较敏感，在测压试验中，应仔细选择测压方案，包括测压点的数量和位置等。

(5)本文改进后的测压方案需根据模型缩比和进气道出口气流壅塞度仔细权衡后使用，应注意避免测压管布放过密，引起进气道出口处气流阻塞，从而影响进气道特性的正确测量。

在下一步研究中，将采用腹部支撑或者背支撑方式，以便更好地模拟尾喷管特性。

[1]Mcclinton C R, Hunt J L. Airbreathing hypersonic technology vision vehicles and development dreams[C]//9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference and 3rd Weakly Ionized Gases Workshop. AIAA 99-4987.

[2]William H H, David T P. Hypersonic airbreathing propulsion[R]. AIAA Education Series, 1994.

[3]Hiroald Kobyashi, Tetsuya Sato, Nobu-Hiro Tanataugu. Optimization of airbreathing propulsion system for the TSTO spaceplane[R]. AIAA 2001-1912.

[4]Curran E T, Murthy S N B. Scramjet propulsion, progress in astronautics and aeronautics[M]. AIAA, 2001.

[5]Mark A Hagenmaier. Scramjet component optimization using CFD and design of experiments[R]. AIAA 2002-0544.

[6]Chung-Jen Tam, Mark A Hagenmaier. Unsteady analysis of scramjet inlet flow fields using numerical simulations[R]. AIAA 99-0613.

[7]Akihisa D, Masuya G. Effects of airframe integrated configuration on scramjet inlet performance[R]. AIAA 2000-0619.

[8]徐东来，陈凤明，蔡飞超，等. 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析[J]. 固体火箭技术，2010，33(2): 142-147.

[9]蔡飞超，陈凤明，徐东来，等. 宽Ma数范围固定几何进气道设计问题研究[J]. 固体火箭技术，2010，33(2): 163-166.[10]张绍武，关祥东，朱涛，等. 高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究[J]. 推进技术，2013，34(4): 470-476.

[11]唐鑫，张召明．进气道高速风洞试验技术研究[J]. 江苏航空，2007，(3): 2-4.

[12]史建邦，申世才，马燕荣，等．某型涡扇发动机进口空气流量及附面层的测量与计算[J]．测控技术，2012, 31(6): 43-46.

[13]王红，马明明. 某型发动机空气流量计算影响因素研究[J]．燃气涡轮试验与研究，2008，23(3): 22-26.

[14]樊建超，华杰，于昆龙，等. FL-24风洞埋入式进气道试验技术[J]. 实验流体力学，2008, 22(1): 92-94.

[15]王泽江，孙鹏，李绪国，等. 吸气式高超声速飞行器内外流同时测力试验[J]. 航空学报，2015, 36(3): 797-803.

[16]赵忠良，杨晓娟，蒋卫民，等. 高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术[J]. 航空学报，2014, 36(11): 2932-2938.

[17]肖虹，高超，党云卿. 乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究[J]. 实验流体力学，2011, 25(3): 34-40.

[18]张晓嘉，梁德旺，李博，等. 典型二元高超声速进气道设计方法研究[J]. 航空动力学报, 2007, 22(8): 1290-1296.

[19]陈予恕，郭虎，伦钟顺. 高超声速飞行器若干问题研究进展[J]. 飞航导弹, 2009, 8(8): 26-33.

[20]崔玺康，叶正寅. 高超音速飞行器前体优化设计方法研究[J]. 航空计算技术, 2006, 36(2): 77-81.

[21]邓帆，杜新，谭慧俊，等. 吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证[J]. 北京航空航天大学学报，2014, 40(10) : 1341-1348.

[22]翁小侪，郭荣伟，褚丹丹. 设计马赫数为5的一级二元混压式进气道典型状态下气动特性[J]. 航空动力学报, 2014, 29(9): 2040-2046.

[23]万大为，郭荣伟. 定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证[J]. 航空动力学报, 2007, 22(8): 1279-1284.

(编辑：崔贤彬)

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，工程师，研究方向为飞行器设计和空气动力学。E-mail:zihan325@126.com

V430

A

1006-2793(2016)04-0470-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.004