面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验

刘杰平，马元宏，蔡巧言，任少洁，王苏宁，杨子盟

1. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076 2. 中国航天空气动力技术研究院，北京 100074

有别于火箭等一次性使用或垂直起降可重复使用轴对称运载器[1-2]，面对称重复使用运载器已成为国外各航空航天大国竞相发展的未来理想空天运输方式[3-5]。由于以火箭为动力的重复使用运载器能够充分继承现有航天运输技术的成果与经验，因此，在中国制定的重复使用运载器发展路线图中，火箭动力面对称重复使用运载器被列为优先发展的重要途径[6]。

本文所开展的尾部喷流风洞试验研究即针对以火箭为动力的面对称重复使用运载器，其有两方面重要意义。一方面，主发动机在工作时所产生的尾部喷流会显著改变尾部流场，从而对运载器的底部阻力及总阻力产生显著影响，进而影响弹道设计。文献[7]提到，对一些导弹类轴对称飞行器而言，10%的阻力偏差将引起近百公里的落点偏离。文献[8]指出，底部阻力受到弹体长度、边界层状态、尾部形状、发动机喷流参数、飞行高度和马赫数等因素影响，并在一定飞行条件下，底部会出现正推力，对射程产生重要影响。

另一方面，面对称重复使用运载器与火箭最大的区别在于其自身气动布局可产生较大升力，出于俯仰配平控制需求，通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼。如航天飞机轨道器、X-34和X-37的体襟翼既可参与俯仰控制，又可在运载器高速返回时保护发动机免受剧烈的气动加热[9-10]。由于体襟翼与发动机均布置在飞行器尾端面，发动机工作时极易对体襟翼产生喷流干扰。该喷流干扰的作用力虽然远不及发动机推力，但由于其力的作用方向垂直于体襟翼，其力臂明显大于发动机推力的力臂，导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所能产生的俯仰力矩而言并非小量，给控制系统带来不可忽视的影响。刘杰平等[11]前期开展的数值模拟表明，该喷流干扰在低空低速和高空高速时的特性截然相反，且呈非线性变化。低空低速时，由于喷流的引射作用，使体襟翼受到向上的作用力，从而使飞行器产生附加的低头力矩；高空高速时，由于喷流膨胀，直接作用在体襟翼上，产生一个向下的作用力，从而使飞行器产生附加的抬头力矩；介于两者之间时，体襟翼受到的喷流干扰接近于0。杨道伟[12]早期根据气体动力学基本理论研究了发动机尾喷流对飞行器绕流影响的概略情况，认为当来流为亚声速时，尾喷流对飞行器的气动影响相当可观，明确指出进行这方面的试验研究将为新研制的飞行器提供更加精确的气动数据。可见，研究尾部喷流流场及相关气动特性对面对称重复使用运载器弹道和姿控系统的精确设计至关重要。

国内外学者对自由射流和传统运载火箭和导弹等轴对称飞行器的尾喷流场进行了大量理论、试验和仿真研究，并在认识喷流结构、机理和效应的基础上，将喷流干扰有效应用于工程实践中[13-16]；对面对称飞行器尾喷流产生的气动干扰特性也开展了较多研究，但鲜有涉及尾喷流对体襟翼干扰的影响研究。

美国航天飞机气动特性的预测主要依靠A、B两类风洞试验。A类试验仅为无喷流，采用底部支杆；B类试验兼顾有喷流和无喷流，采用腹部支架。根据两类试验结果，可求得计入喷流效应的总的气动特性[17]。NASA针对X-43飞行器，开展了喷流对飞行器后体气动特性影响的冷喷流模拟试验，试验采用飞行器的后体与主体分开，并使用天平测量飞行器后体气动力的试验方法，获得了喷流对飞行器后体气动特性的影响规律[18]。

中国空气动力研究与发展中心的许晓斌等[19]在∅1 m风洞研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法，通过优化模型结构设计，解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题，提高了带喷流气动力试验数据精度，接近常规气动力试验的水平。李建强等[20]在2.4 m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验台，实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。

1 模拟方法与试验装置

本节首先介绍发动机喷流干扰测力试验所选相似参数的思路和风洞试验模拟方法，然后介绍试验装置及模型设计特点。

1.1 发动机喷流干扰试验的模拟方法

要使风洞模型喷流与飞行器喷流流动完全相似，必须遵循相似准则。根据对喷流结构特点的理论分析以及试验研究结果，Pindzola在20世纪60年代初总结出一套包含静止/运动介质中的喷流边界、透射激波、喷流质量流/动能/内能/内焓/动量/拉力/噪声等在内的相似参数表。在试验中要完全模拟所有参数是不可能的，也是不必要的。高速风洞喷流试验基本相似参数包括：飞行器及尾喷管外形尺寸的几何模拟、飞行马赫数相等、喷流出口马赫数相等、落压比相等、喷流动量比相等、喷流热容比相等、喷流气体常数与温度乘积相等。但即便如此，上述7个相似参数也难以同时模拟，一般是根据具体试验对象及要求，分析主要干扰因素而选择主要的模拟参数，并不能保证上述相似准则的完全模拟[21]。

对于本文研究的尾部喷流风洞试验来说，喷流与外流场之间的相互干扰非常复杂，因此首先需要保证的是飞行器尤其是尾喷流附近的外形几何尺寸完全相似模拟；其次对于气流参数而言，落压比决定着喷流的流动状态，是最需要保证的相似模拟参数；同时由于本次试验采用常温压缩空气作为喷流介质模拟，喷流热容比、喷流气体常数与温度乘积是必然不能实现完全相似模拟的；而喷流出口马赫数与喷流动量比之间只能保证一个相似参数的相似模拟，保证出口马赫数的相似模拟能够更为准确地描述真实飞行条件下喷流出口附近的流动状态。因此，最终本次试验主要采用的相似参数为

1) 飞行器几何外形尺寸。

2) 飞行器飞行马赫数。

3) 发动机喷管出口马赫数。

4) 发动机喷流与自由来流静压比。

1.2 试验风洞与模型

在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞开展发动机喷流对体襟翼干扰特性的亚/跨声速风洞试验研究。FD-12风洞是一座亚跨超三声速风洞，马赫数范围0.3～4，马赫数调节精度为0.004，亚跨试验段尺寸为1.2 m×1.2 m×3.8 m。

试验采用的尾喷流模型装置的结构如图1所示，试验模型采用模块化设计，主要包括飞行器的全飞行器模型、模型顶盖板、模型底部盖板、模型支撑杆含喷流驻室、尾喷管等。试验模型采用背支撑方式，由于试验主要考虑发动机喷流与体襟翼之间干扰效应，因此模型的尾喷管与全飞行器模型之间完全脱离分开，尾喷管与模型支撑杆相固联，全飞行器模型与尾喷管之间通过全飞行器天平连接，尾喷管、驻室以及供气管路受到的气流作用力对全飞行器模型气动力的测量不会造成干扰。

图1 试验模型结构示意图Fig.1 Schematic diagram of experimental model structure

同时，为实现全飞行器气动力和体襟翼铰链力矩的同时测量，设计了六分量大刚度高精度测力天平和体襟翼铰链力矩天平。由于全飞行器模型与模型支撑杆、驻室以及尾喷管之间完全脱离分开，为防止风洞试验中外流场气流以及尾喷流进入缝隙和模型内部，影响最终的全飞行器气动力以及体襟翼铰链力矩测量结果，采用柔性密封毡毛对缝隙进行密封。

2 风洞试验结果分析

发动机喷流干扰风洞测力试验的主要流场参数如表1所示，其中喷管偏角由δ表示，体襟翼偏角由δBF表示。

表1 发动机喷流试验参数Table 1 Experimental parameters of engine-jet

试验过程中，尾喷管和体襟翼的偏角正负定义如图2所示，均为向下偏转为正偏角。

2.1 来流马赫数对喷流干扰的影响

图3为发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数的变化曲线。试验中的体襟翼偏角为 0°，喷管偏角包括0°和-5°，来流马赫数包括0.6、0.85、0.95、1.0、1.05和1.2。

图2 喷管和体襟翼的偏角正负定义Fig.2 Definition of deflection angles of jet and body flap

由图3可知，发动机喷流对全飞行器法向力、轴向力、俯仰力矩系数的干扰量随马赫数呈较强的非线性变化，且在Ma=1处出现极值。发动机喷流对体襟翼铰链力矩干扰量随马赫数的变化规律也类似。此外可以看出，在自由来流马赫数小于1时，喷管偏角-5°时的干扰量小于喷管偏角0°，即喷管偏离体襟翼时，喷流对全飞行器气动力系数和体襟翼气动力系数的影响略有减弱。当自由来流马赫数达到并超过1时，喷管偏角对全飞行器轴向力系数的干扰影响依然较小，但对全飞行器法向力和俯仰力矩以及对体襟翼铰链力矩系数的干扰影响显著增强；同时-5°喷管偏角的干扰系数大于0°喷管偏角，即喷管偏离体襟翼时，喷流对全飞行器气动力(矩)系数的影响是增强的，但对体襟翼铰链力矩系数的影响是减弱的。

图3 发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩系数的影响随来流马赫数的变化Fig.3 Engine-jet effect on aerodynamic characteristics of vehicle and hinge moment coefficient of body flap varies with Mach number of inflow

进一步分析马赫数0.6和1.0时不同喷管偏角下全飞行器底部流场附近的纹影可知(图4和图5)，在亚声速时，喷管偏角不管是-5°或是0°，喷流边界与体襟翼均保持一定距离，因此喷流干扰影响很小；而当马赫数达到1时，喷流在0°喷管偏角的状态下与体襟翼发生干涉，体襟翼在受到喷流向下的作用后，不仅使飞行器产生抬头力矩，而且自身所受铰链力矩增大，与图3(a)、图3 (c)、图3 (d)中的现象一致。

图4 Ma=0.6、δBF=0°时不同喷管偏角的纹影图Fig.4 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with 0° body flap deflection

图5 Ma=1.0、δBF=0°时不同喷管偏角的纹影图Fig.5 Schlieren of different nozzle angles at Ma=1.0 with 0° body flap deflection

试验中对体襟翼的法向力系数进行了测量，将有喷和无喷条件下体襟翼法向力所贡献的全飞行器俯仰力矩系数从全飞行器天平测量得到的俯仰力矩系数中扣除，得到如图6所示曲线。可以看出尾喷流的开启与否对于不包含体襟翼的全机而言，对其俯仰力矩系数变化的影响是非常小的。

图7为体襟翼在有喷和无喷状态下所受法向力系数随马赫数的变化曲线，图8为体襟翼在有喷和无喷状态下压心位置随马赫数的变化曲线。由图可知，在无喷状态下，体襟翼的法向力系数在马赫数为1.0以上开始缓慢增加，压心位置也开始显著后移。而在有喷状态下，体襟翼的法向力系数在马赫数为1.0时出现突变，而压心位置几乎不变(Ma=1.2除外)。由此可判断，当喷流关闭时，来流进入超声速范围后，在飞行器底端面附近出现膨胀波系，尾端面的死水区和压力系数开始减小，进而导致体襟翼的法向力系数增加，压心位置后移。而当喷流开启后，在马赫数为1.0时，由于喷流的引射作用，导致体襟翼上表面的压力整体减小，进而导致体襟翼的法向力系数出现突变。因此，尾喷流开启导致全飞行器俯仰力矩干扰系数出现极值点的原因是由于尾喷流引起体襟翼的法向力出现突变。

图6 全飞行器俯仰力矩系数随马赫数变化Fig.6 Pitching moment coefficient of vehicle varies with Mach number

图7 体襟翼在有喷和无喷状态下的法向力系数Fig.7 Normal force coefficient of body flap with and without engine-jet

图8 体襟翼在有喷和无喷状态下的压心位置Fig.8 Center of pressure of body flap with and without engine-jet

2.2 喷管与体襟翼的相对位置对喷流干扰的影响

研究了4种喷管与体襟翼的组合状态，当δBF=-5°、δ=0°时，喷管与体襟翼的相对位置最近，当δBF=0°、δ=-5°时，喷管与体襟翼的相对位置最远，其余两种情况(δBF=0°、δ=0°和δBF=-5°、δ=-5°)居中。图9所示为在来流马赫数0.6和0.95时，不同体襟翼偏角和喷管偏角组合下，发动机喷流对全飞行器气动力(矩)和体襟翼的铰链力矩系数的干扰量。由图可知，来流马赫数为0.6时，各喷流干扰量随喷管与体襟翼偏角的变化均较小；来流马赫数为0.95时，各喷流干扰量随喷管与体襟翼偏角的变化明显增大。

其原因可从图10和图11所示的纹影图中看出，来流马赫数为0.6时，不管哪种组合，喷流边界与体襟翼均没有干涉；而在来流马赫数为0.95时，由于喷流边界膨胀得更为厉害，在某些组合状态下，喷流边界与体襟翼就会发生干涉，进而导致喷流干扰量发生明显变化。

图9 发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩系数的影响随喷管和体襟翼偏角的变化Fig.9 Engine-jet effect on aerodynamic characteristics of vehicle and hinge moment coefficient of body flap varies with deflection angle of jet and body flap

图10 马赫数为0.6时不同体襟翼偏角和喷管偏角的喷流纹影图Fig.10 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with different body flap deflections

图11 马赫数为0.95时不同体襟翼偏角和喷管偏角的喷流纹影图Fig.11 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.95 with different body flap deflections

2.3 喷管偏角对喷流干扰的影响

图12给出来流马赫数为1.2时，不同喷管偏角条件下全飞行器及体襟翼气动干扰力(矩)的对比分析结果。随着喷管向体襟翼靠近，全飞行器的法向力干扰系数和俯仰干扰力矩系数均出现变号，这表明喷流边界在随着喷管向体襟翼靠近时，与体襟翼之间由引射效应变为较强的体积效应。从图13可得到证实，在喷管偏角为0°时，发动机喷流与体襟翼之间已经产生了明显的相互干扰作用，也即表明喷流边界出现体积作用发生在喷管偏角-5°～0°之间，同时对比喷管偏角从-5°～0°，以及从0°～5°时喷流干扰系数的斜率变化，表明喷流边界出现体积效应后，其对喷流干扰力系数的作用强于在引射效应时所起的作用。

2.4 测量精度

此次试验中，在同一马赫数下开展了不同喷管偏角的无喷全飞行器气动力测量。在无喷条件下，全飞行器外形仅有喷管偏角的改变，可以认为同一马赫数下无喷试验结果为重复性试验结果，进而可以利用无喷时不同喷管偏角的全机气动力系数，考察天平系统的重复性误差精度以及干扰系数的试验测量误差带。

首先给出无喷条件下，不同喷管偏角对全飞行器以及体襟翼气动力(矩)系数的影响，如表2所示，包括法向力系数CN、轴向力系数CA、俯仰力矩系数Cmz。

据此，可以获得同一马赫数不同喷管偏角条件，全飞行器气动力(矩)喷流干扰系数的试验测量偏差带，如表3和表4所示。表3和表4中，来流马赫数为1.2时全飞行器法向力和俯仰力矩的干扰系数测量偏差较大的原因是干扰量本身接近于0；其他状态下的全飞行器气动力(矩)干扰系数的测量偏差均可以控制在5%左右。

图13 不同喷管偏角下的尾部喷流纹影图 (Ma=1.2、δBF=0°)Fig.13 Schlirens of supersonic jet exhaust flowfield of different nozzle angles (Ma=1.2, δBF=0°)

表3 喷管偏角-5°时全飞行器喷流系数干扰量的测量偏差

表4 喷管偏角0°时全飞行器喷流系数干扰量的测量偏差

3 结 论

1) 在所研究的亚跨声速状态下，喷流干扰对全飞行器气动力和体襟翼铰链力矩的影响随马赫数变化而变化。在自由来流马赫数小于1时，喷管远离体襟翼，喷流对全飞行器的气动力系数和体襟翼气动力系数的影响是减弱的，而在来流马赫数达到并超过1时，喷管远离体襟翼，喷流对全飞行器的气动力系数的影响是增强的；同时，对体襟翼铰链力矩系数的影响是减弱的。

2) 当飞行器接近声速时，体襟翼与喷管之间的相对位置越近，其尾喷流对全飞行器气动力(矩)系数的干扰效应就越强，而在亚声速范围时，体襟翼与喷管之间相对位置的变化对全飞行器气动力(矩)系数的影响作用则较小。

3) 在马赫数为1.2时，喷管偏角由-5°变为0°，再变到5°的过程中，尾喷流与体襟翼之间的相互作用由引射效应变为较强的体积效应，且当出现体积效应后，其对喷流干扰力(矩)系数的作用强于在引射效应时所起的作用。

总之，发动机喷流对火箭动力面对称重复使用运载器的气动特性有明显影响，在总体设计时须提前予以足够关注。

[21] 王发祥. 高速风洞试验[M]. 北京:国防工业出版社, 2003.

WANG F X. High speed wind tunnel test[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2003 (in Chinese).