升力體飛行器尾噴流模擬氣動力試驗方法研究

許曉斌，舒海峰，徐 筠，謝 飛，孫 鵬

（1.中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心高超聲速沖壓發動機技術國防科技重點實驗室，四川綿陽 621000）

升力體飛行器尾噴流模擬氣動力試驗方法研究

許曉斌1，2，＊，舒海峰1，徐 筠1，謝 飛1，孫 鵬1

（1.中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心高超聲速沖壓發動機技術國防科技重點實驗室，四川綿陽 621000）

尾噴流對升力體高超聲速飛行器的氣動特性影響顯著，風洞噴流模擬測力試驗是研究升力體飛行器尾噴流干擾效應的重要手段。在尾噴流模擬氣動力試驗中，選取恰當的噴流模擬參數，以及克服噴流供氣管路對天平測力的干擾以提高測量精準度，是需要解決的關鍵技術。在CARDC的Ф1米高超聲速風洞中，研究了采用冷噴流模擬、飛行器整體模型測力的升力體飛行器尾噴流模擬測力試驗方法。通過優化模型結構設計、選用小干擾的噴管分斷縫隙密封措施，解決了帶尾噴流模擬條件下的升力體飛行器氣動力精確測量問題，提高了帶噴流氣動力試驗數據精度，接近常規氣動力試驗的水平。

吸氣式飛行器；升力體；噴流模擬；氣動力；風洞試驗技術

0 引 言

采用吸氣式超燃沖壓發動機作為推進系統的高超聲速飛行器，具有巡航馬赫數高、機動性強、響應速度快等特點，是近幾十年來國內外高超聲速飛行器技術的研究熱點。由于吸氣式飛行器，尤其是采用升力體布局的吸氣式高超聲速飛行器（如美國X－43和X－51系列等），通常采用機體／推進一體化設計，使得飛行器的機身和推進系統不僅在結構上高度一體化，而且其尾噴管是機身后體的一部分，且為非軸對稱的結構，使得推進系統工作產生的噴流必然對飛行器的氣動特性造成較大的影響［1－4］。因此，研究此類飛行器推進系統的尾噴流對飛行器氣動特性的貢獻具有重要意義。

國內外對于包括吸氣式升力體飛行器在內的各類飛行器尾噴流及其對飛行器氣動特性等的影響開展了較多的研究工作［5－14］，而帶噴流模擬的氣動力風洞試驗，也是研究飛行器尾噴流作用下氣動特性的重要手段。如NASA在開展X－43飛行器噴流氣動特性的研究中，即采用冷噴流模擬、飛行器后體與主體分離，并以天平測量模型后體氣動力的風洞試驗方法，研究了噴流對飛行器后體氣動特性的影響。賀旭照等就吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流干擾問題開展了實驗方案研究，探討了模擬參數與風洞試驗方法等問題。

在中國空氣動力研究與發展中心（CARDC）的φ1m高超聲速風洞中，開展了以常溫壓縮空氣為噴流介質模擬飛行器尾噴流、并以天平測量飛行器整體模型氣動力的吸氣式升力體高超聲速飛行器噴流氣動力試驗方法研究。通過優化模型結構設計、采用特殊的噴管分斷縫隙密封措施等手段，解決了在模擬飛行器尾噴流條件下的飛行器模型氣動力精確測量難題，將噴流模擬測力試驗數據精度提高到接近常規氣動力試驗的水平。

1 模擬方法與試驗裝置

1.1 尾噴流試驗模擬方法

在研究軸對稱噴管噴流對飛行器氣動特性影響時，通常將其作用分為兩個部分獨立研究：一是噴管對飛行器的直接作用，通?？赏ㄟ^發動機試驗或計算等方法獲得；二是噴流對外流場干擾造成飛行器氣動特性的變化，通常稱作“噴流氣動干擾效應”，可以通過風洞試驗、數值計算等方法獲得，而其中的噴流試驗模擬準則研究已比較充分、成熟［11，15］。

由于吸氣式升力體飛行器尾噴管的非對稱的結構特點，在噴流模擬測力風洞試驗中，難以類似軸對稱噴管的研究方法，需要將噴流對飛行器氣動特性影響作為整體進行研究，因此需要研究采用恰當的噴流模擬準則［9］?？紤]到風洞既有條件，確定采用冷噴流模擬方法開展試驗，并通過資料調研、分析和CFD驗證，確定了吸氣式升力體飛行器尾噴流冷噴流模擬試驗的相似參數包括：

· 飛行器幾何外形；

·自由來流參數：馬赫數M∞、飛行雷諾數Re（近似模擬）；

·噴流參數：噴流壓力比pj／p∞、噴流動量比、推力系數γjM2j等。

其中，自由來流參數通過風洞流場條件保證，噴流參數通過保證尾噴管結構和工作參數模擬。處于簡化試驗設計的考慮，未做噴流膨脹邊界模擬。

1.2 模型與試驗裝置

在本文的研究中，以一個簡化的升力體高超聲速飛行器外形為研究對象，風洞試驗模型總長931mm。模型采用模塊式設計，主要包括模型前段、模型后段（含尾噴管）和底部蓋板等。通過數值模擬發現尾噴流僅影響模型近底部區域，因此為了簡化模型和試驗裝置設計、降低試驗難度，將模型外形做了簡化（無翼舵）、進氣道做封堵處理。

尾噴流試驗裝置的結構如圖1所示，主要包括：模型、六分量天平、發動機駐室和通氣背支桿等。其中，試驗模型采用背支撐方式，整套試驗裝置通過背支撐固聯到風洞的迎角機構上。六分量天平通過錐面配合與模型和背支撐連接。模擬噴流時，空氣通過背支撐進入內噴管駐室，而后由尾噴管噴出。

圖1 升力體飛行器尾噴流試驗裝置結構示意圖Fig.1 Sketch of aft－body jet simulation test device of lifting body vehicle

由于試驗僅需研究飛行器“尾噴管”的噴流作用力及氣動干擾效應，因此在“內噴管”與“尾噴管”交界處將模型分斷：尾噴管保留在模型后段上，而模型發動機駐室和內噴管模塊被獨立出來，成為單獨的模塊，從結構上與模型的其他部分完全脫離（截斷面處留有0.3mm左右的縫隙），只與模型背支撐相固聯，其受到的直接作用力不會作用到天平上，因而供氣管路、駐室和內噴管所受氣流作用力對模型氣動力測量不會造成干擾。通過更換不同設計參數的內噴管模塊，可以模擬不同的噴流狀態。為防止噴流模擬時噴管內氣流進入縫隙以及模型內腔、直接作用到模型上而影響測量結果，試驗時需要采取柔性密封措施對分斷縫隙進行密封。本項試驗研究中，采取了一種以柔性密封膜為密封材料的縫隙密封方法，并采用了特殊的密封工藝，既保證了縫隙密封的效果，又大大降低了縫隙密封措施對測量的干擾，使其干擾影響基本可以忽略不計。圖2給出了發動機駐室與尾噴管分斷及縫隙密封結構示意圖。

圖2 發動機駐室與尾噴管分斷結構示意圖Fig.2 Sketch of separation structure between setting chamber and aft－body nozzle

2 風洞試驗及結果分析

2.1 試驗設備

升力體吸氣式飛行器尾噴流干擾氣動特性風洞試驗在CARDC的Φ1m高超聲速風洞中進行。該風洞是一座暫沖吹吸式高超聲速風洞，包括M∞＝3～8和M∞＝9、10兩條支路，分別配置了出口直徑為1m和1.2m的軸對稱型面噴管，試驗運行時間不小于30 s，可以開展各類航空、航天飛行器的氣動力、壓力分布測量試驗，以及噴流干擾、分離模擬和動導數測量等多種特種試驗。本項研究中的風洞試驗是在M∞＝3～8支路上完成的。

2.2 風洞試驗及結果討論

風洞試驗的流場條件為：M∞＝6，p0＝3.45 MPa，T0＝484K，Rel＝3.1×107／m。

采用同一模型分別進行了無噴和有噴流兩類試驗。其中，為了評估噴管分斷縫隙密封的影響，進行了無噴流條件下有密封與無密封的對比試驗；尾噴分別模擬了兩種工況：Statue1為內噴管出口馬赫數為2.227，駐室總壓3.8×105Pa；Statue2為內噴管出口馬赫數為1.04，駐室總壓2.3×105Pa。

2.2.1 縫隙密封影響

圖3給出了在無噴條件下駐室與尾噴管分斷縫隙有、無密封兩種狀態的測力試驗結果。

對比無噴條件下分斷縫隙有、無密封的試驗結果可以發現，CA、CN和Cm的變化規律完全一致，試驗結果差異很小，兩者僅CA差異相對明顯，密封后比密封前略大1.4%左右；而CN和Cm無明顯差異，一致性非常好（在0.5%以內），基本在常規氣動力試驗重復性精度水平以內。

因此可以認為密封措施本身對測量結果的影響很小，即本文采取的密封措施對天平測力的干擾不明顯。其中，軸向力的差異主要是由縫隙密封造成尾噴管內流動的變化引起底阻的變化所造成：在未采取密封措施時，氣流通過模型背支撐與模型背部之間的縫隙進入模型內腔，繼而通過內噴管和尾噴管之間的縫隙泄漏到了尾噴管內。與縫隙密封后相比，這種泄漏導致尾噴管壁面壓力和模型底部壓力略有提高，從而引起縫隙密封前的CA比縫隙密封后要小；而CN和Cm對這種泄漏的影響反映不明顯。

此外，由于風洞試驗中存在密封膜在2～3次試驗后，因風洞啟動和停車時不穩定流動氣流沖擊而破損、需要重新密封的情況，為了評估不同次密封可能存在的差異，進行了重復性試驗（見圖3）。從試驗結果可以看出，不同次密封獲得的試驗結果之間差異很小，基本上在最大值的0.5%以內。因此不同次密封帶來的影響極小，可以納入試驗隨機誤差一并考慮。

圖3 有、無縫隙密封狀態試驗結果對比曲線Fig.3 Aerodynamic characteristics comparison with gap sealing measures or not

2.2.2 測量精度與不確定度

為了評估在模擬尾噴流條件下的帶噴流測力試驗結果重復性精度，開展了7次重復性試驗（其間密封膜更新兩次），并進行了試驗結果不確定度評估。表1、表2分別給出了CA、CN和Cm的重復精度和不確定度。

表1 帶噴流測力試驗結果重復精度Table 1 Precision of jet－simulation aerodynamic testing

表2 帶噴流測力試驗結果不確定度Table 2 Uncertainties of jet－simulation aerodynamic testing

從表1的試驗結果重復性精度可以看出，本文的試驗方法有效保證了升力體飛行器尾噴流測力試驗的測量精度，將重復性精度控制在0.6%以內，總體上達到常規測力試驗的精度水平。

從試驗結果的不確定度分析數據來看，CA、CN和Cm的不確定度均在3%以內，與飛行器常規氣動力試驗數據的不確定度也相當。

2.2.3 不同狀態試驗結果

通過更換不同的內噴管模塊，分別模擬了升力體飛行器進氣道通氣狀態（Statue1）和超燃發動機工作狀態（Statue2）兩種工況，并獲得了不同狀態的測力試驗結果。圖4給出了無噴、Statue1和Statue2三種不同模擬狀態的測力試驗結果對比曲線。

從不同試驗狀態的試驗結果可以發現，升力體飛行器尾噴流對飛行器氣動特性影響明顯，并且噴流對飛行器氣動特性影響規律和影響程度隨噴流條件的不同而改變。對于本文研究的試驗模型，尾噴流對模型的軸向力特性影響最大，尾噴流使軸向力系數CA大大減小，且熱態影響大于冷態；尾噴流而對法向力系數CN和俯仰力矩系數Cm的影響相對較??；不同的噴流模擬狀態下，噴流對飛行器氣動特性的作用也不盡相同，與模擬的噴流狀態參數密切相關。

圖4 不同試驗狀態結果對比曲線Fig.4 Aerodynamic characteristics comparison between different simulation statues

3 結 論

在CARDC的φ1m高超聲速風洞中，研究了吸氣式升力體高超聲速飛行器帶噴流氣動力測量試驗方法，并開展了風洞試驗驗證。通過該項研究可以得到以下結論：

（1）以冷噴流模擬方法模擬尾噴流、模型噴管駐室與飛行器模型隔離設計、以天平測量飛行器整體模型氣動力的升力體高超聲速飛行器帶噴流氣動力測量試驗方法可行，通過優化模型結構設計、選用小干擾的噴管分斷縫隙密封措施，可提高帶噴流測力試驗數據精度、減小不確定度；

（2）尾噴流對升力體飛行器的氣動特性影響明顯，其中對軸向力的影響最大，且噴流影響程度隨噴流參數的不同而不同。

致謝：中國空氣動力研究與發展中心高曉成同志等在噴流模擬準則的計算驗證中開展了卓有成效的工作，在此表示感謝！

［1］ Holland S D，Woods W C，Engelund W C.Hyper－X research vehicle experimental aerodynamics test program overview［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（6）：11－12.

［2］Engelund W C，Holland S D，Charles E.Aerodynamic database development for the Hyper－X airframe integrated scramjet propulsion experiments［R］.AIAA 2000－4006.

［3］ Luo J L，Li C，Xu J.Inspiration of hypersonic vehicle with airframe／propulsion integrated design［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica.2015，36（1）：39－48.（in Chinese）羅金玲，李超，徐錦.高超聲速飛行器機體／推進一體化設計的啟示.航空學報.2015，36（1）：39－48.

［4］ Wu Y C，He Y Y，He W，et al.Progress in airframe－propulsion integration technology of airbreathing hypersonic vehicle［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica.2015，36（1）：245－260.（in Chinese）吳穎川，賀元元，賀偉，等.吸氣式高超聲速飛行器機體推進一體化技術研究進展［J］.航空學報.2015，36（1）：245－260.

［5］Shigeya Watanabe.Scramjet nozzle experiment with hypersonic external flow［J］.Journal of Propulsion and Power，1993，9（4）：521－528.

［6］ Stephen M R，Spaidt F W.Hypersonic single expansion ramp nozzle simulations［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1992，29（6）：749－755.

［7］ Hirschen C.Experimental study of the interaction between internal and external flows of a scramjet nozzle using various diagnostic techniques［J］.AIAA 2007－5088.

［8］Huebner L D，Witte D W.Exhaust simulation testing of a hypersonic airbreathing model at transonic speeds［R］.AIAA 2003－7001.

［9］He Xuzhao，Qin Si，Zeng Xuejun，et al.Experiment scheme re－search on afterbody nozzle plume interference of air－breathing hypersonic vehicle fly condition［J］.Journal of Propulsion Technology.2014，35（10）：1311－1316.（in Chinese）賀旭照，秦思，曾學軍，等.模擬飛行條件下的吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流干擾問題實驗方案研究［J］.推進技術.2014，35（10）：1311－1316.

［10］Zeng Qinghua，Huan G Lin，Xia Zhixun，et al.The simulation of nozzle exhaust effects on aircraft’s flight attitude［J］.Journal of Astronautics，2002，23（4）：73－76.（in Chinese）曾慶華，黃琳，夏智勛，等.發動機噴流對飛行器飛行姿態影響的研究［J］.宇航學報.2002，23（4）：73－76.

［11］Lin Jingzhou，Tian Zhengyu，Wang Zhijian.Numerical and experimental study of base jet interaction in hypersonic external flow［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics.2006，20（4）：49－53.（in Chinese）林敬周，田正雨，王志堅.三維高超聲速底部噴流干擾流場數值模擬與試驗研究［J］.實驗流體力學.2006，20（4）：49－53.

［12］Sun Zhenhua，Wu Cuisheng，Xu Donglai.CFD study of the effect of rocket plume on thermal environment of aft missil［J］.J.PRMG，2011，31（3）：157－168.（in Chinese）孫振華，吳催生，徐東來.導彈尾流對后彈體影響的CFD仿真分析［J］.彈箭與制導學報.2011，31（3）：157－168.

［13］Si Fangfang，Yuan Xianxu，Li Jianqiang，et al.The study of the parameters infection between vectoring jet and high speed main flows interaction［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2012，30（5）：583－591.（in Chinese）司芳芳，袁先旭，李建強，等.推力轉向噴流與高速主流干擾參數影響規律的數值模擬研究［J］.空氣動力學學報，2012，30（5）：583－591.

［14］Xu Jia，Cai Jinsheng，Liu Qiuhong.Numerical investigation of jet interactions and optimization design of drag reduction for the afterbody of jet aircraft［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（1）：38－44.（in Chinese）徐嘉，蔡晉生，劉秋洪.戰斗機后體流場數值模擬與減阻優化設計［J］.空氣動力學學報，2014，32（1）：38－44.

［15］Cheng Keming，Wu Yizhao，LyuYingw.On simultaneous simulation of interference forces and jet－thrusting in lateral jet wind tunnel testing［J］.J.NUAA，2002，34（6）：509－511.（in Chinese）程克明，伍貽兆，呂英偉.側向噴流試驗中干擾力和噴流力同時模擬的相容性［J］.南京航空航天大學學報.2002，34（6）：509－511.

［16］Xu Xiaobin，Shu Haifeng，Xie Fei，et al.Technique investigation on flow－through model inner－flow drag straightway measured by strain－gauge balance［J］.Journal of propulsion technology.2013，34（3）：311－315.（in Chinese）許曉斌，舒海峰，謝飛，等.通氣模型內流道阻力直接測量技術［J］.推進技術.2013，34（3）：311－315.

Experimental investigation on lifting body aerodynamic force with simulated aft－body jet

Xu Xiaobin1，2，＊，Shu Haifeng1，Xu Yun1，Xie Fei1，Sun Peng1

（1.Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research＆Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Science and Technology on Scramjet Laboratory of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The exhaust flow induced by aft－body nozzle of lifting－body hypersonic air－breathing vehicle interacts with the aerodynamic characteristics of the vehicle dramatically，and the wind tunnel jet simulation aerodynamic test is an important method to investigate such interaction effect.Besides the simulation criteria，it’s the key technique to ensure the data accuracy and precession in those tests，avoiding the interaction between air－supply device and balance measurement.A wind tunnel experimental technique investigation on after－body jet simulation aerodynamic force test has been conducted in 1mhypersonic wind tunnel of CARDC.With optimized model design and model－nozzle separation gap seal measures，the test data precession and uncertainty level have been enhanced proximity to that of conventional aerodynamic force test.

airbreathing vehicle；lifting－body；jet simulation；aerodynamic forces；wind tunnel test technique

0258－1825（2016）01－0086－05

V211.7

A

10.7638／kqdlxxb－2015.148

2015－08－10；

2015－10－28

許曉斌（1972－），男，四川瀘州人，研究員，研究方向：高超聲速氣動力，幾洞試驗技術，風洞天平技術.E－mail：scmy－xxb＠163.com

許曉斌，舒海峰，徐筠，等.升力體飛行器尾噴流模擬氣動力試驗方法研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：86－90.

10.7638／kqdlxxb－2015.148 Xu X B，Shu H F，Xu Y，et al.Experimental investigation on lifting body aerodynamic force with simulated aft－body jet［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：86－90.