比熱比和壓比對高超飛行器尾噴流影響的實驗研究

賀旭照，秦 思，周 凱，樂嘉陵

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力學(xué)研究所高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，四川 綿陽 621000）

比熱比和壓比對高超飛行器尾噴流影響的實驗研究

賀旭照＊，秦 思，周 凱，樂嘉陵

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力學(xué)研究所高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，四川 綿陽 621000）

采用比熱比為1.25的四氟化碳和空氣的混合氣體，模擬了超燃沖壓發(fā)動機出口高溫燃氣的比熱比。采用模型內(nèi)噴管模擬發(fā)動機內(nèi)噴流，風(fēng)洞流場模擬飛行器外流。在0.5m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中，建立了模擬吸氣式高超飛行器熱態(tài)尾噴流干擾研究的實驗手段，開展了噴流比熱比對吸氣式高超聲速飛行器后體區(qū)域氣動性能影響的實驗研究。比較了相同外流和噴流落壓比條件下，純空氣和混合氣體噴流在噴流干擾區(qū)域的壓力分布及流場結(jié)構(gòu)。結(jié)果顯示，混合氣體噴流和空氣噴流在噴流干擾區(qū)域的流場及表面壓力分布差別明顯。實驗證實了噴流比熱比是一個不可忽視的重要因素，在研究吸氣式高超聲速飛行器噴流干擾問題時應(yīng)準確模擬。

高超聲速飛行器；比熱比；四氟化碳；測壓實驗；噴流

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴管產(chǎn)生的高速尾噴流與飛行器外部氣流的速度量值、方向、靜壓、總壓等狀態(tài)參數(shù)都不相同，當兩股氣流相遇時，兩者之間存在復(fù)雜的相互干擾，其典型流場包含分離再附區(qū)、激波、膨脹波、弓形波、馬赫盤、剪切層等流動結(jié)構(gòu)［1］，這使得對后體尾噴管及其內(nèi)外流干擾區(qū)域的推力、升力及俯仰力矩的準確預(yù)測變得非常困難。由于發(fā)展吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)的迫切需求，要求對后體尾噴管流動區(qū)域的內(nèi)外流干擾規(guī)律進行細致研究，在認識流動規(guī)律的基礎(chǔ)上，獲得對該流動區(qū)域氣動推進特性的深入認識。

20世紀80年代，美國的NASA Ames中心和McDonnell Douglas研究室對NASP計劃飛行器的內(nèi)噴流和外流干擾問題進行了一系列實驗和數(shù)值模擬研究，研究了噴管羽流、外流、機身后體的相互作用，獲得了相應(yīng)的油流、紋影圖以及膨脹面上的壓力分布［2-3］，NASA Langley研究中心和洛克希德公司也對NASP計劃飛行器的噴流干擾問題進行了一系列的數(shù)值計算和實驗研究［4］。他們研究了內(nèi)外流干擾對機翼以及控制面的影響，例如作用在后體的力和力矩，同時與CFD模擬結(jié)果進行比較，為CFD分析代碼校準提供數(shù)據(jù)庫。日本宇航實驗室（NAL）在外流Ma＝7.1的條件下，對尾噴管性能進行了實驗研究［5］，卡古達研究中心（KRC）在高空實驗臺上開展了用高溫燃氣流模擬Ma＜8狀態(tài)的尾噴管實驗［6-8］。分別采用紋影法、油膜法、陰影法和蒸汽屏法等實驗手段觀察了尾噴管的流場結(jié)構(gòu)，研究了內(nèi)噴管出口壓力與外流壓力之比（靜壓比）對噴管性能的影響。通過紋影觀測技術(shù)，獲得了流場結(jié)構(gòu)，對一些主要的激波、剪切層、分離區(qū)的分布有了比較清楚的認識。21世紀初，德國宇航中心對高超聲速飛行器后體尾噴管內(nèi)外流干擾問題進行了大量的實驗研究，使用不同的測量技術(shù)對影響尾噴管內(nèi)外流干擾的各種因素進行了詳細的研究。文獻［9］采用氬氣Ar、空氣Air和六氟化硫SF63種氣體作為噴流氣體，來研究不同比熱比對噴流干擾和噴管性能的影響。研究結(jié)果表明，隨著比熱比的增加，相應(yīng)的壓力系數(shù)會變??；另一方面，隨著溫度的增加，比熱比會減小，也會對壓力系數(shù)產(chǎn)生影響。為了更好地了解尾噴管內(nèi)外流干擾流場的相關(guān)特征以及不同參數(shù)對尾噴管內(nèi)外流干擾特性的影響，文獻［10-13］介紹了尾噴管內(nèi)外流干擾實驗中的不同測量方法，分別采用壓敏漆和壓力傳感器對尾噴管膨脹面壁面壓力進行測量，用皮托耙對噴流干擾區(qū)域流場的皮托壓進行測量，對尾噴管壁面溫度進行了紅外熱成像測量，采用紋影對尾噴流干擾流場進行了觀測。研究得到了噴流氣體比熱比、噴流總溫、噴流總壓、自由來流雷諾數(shù)、噴管落壓比以及迎角等因素對噴管性能的影響，同時獲得了噴流干擾區(qū)域流場的結(jié)構(gòu)。在國內(nèi)，針對吸氣式高超聲速飛行器尾部噴流內(nèi)外流干擾的實驗研究尚未看到公開報道。

以超燃沖壓發(fā)動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器，其發(fā)動機出口噴流比熱比在1.25左右。在尾噴流干擾實驗中，如果采用空氣作為替代噴流介質(zhì)，會和真實情況產(chǎn)生明顯差異。文獻［14］論證了采用CF4＋Air的配氣模式，在模擬內(nèi)噴流比熱比等相似參數(shù)條件下，可以在地面風(fēng)洞實驗設(shè)備上，準確模擬真實飛行過程中的高溫燃氣噴流和外流的相互作用現(xiàn)象，獲得一致的無量綱氣動系數(shù)及內(nèi)外流干擾流場。本文采用常規(guī)風(fēng)洞模擬飛行器外部流動參數(shù)，采用比熱比為1.25的CF4和空氣的混合氣體作為內(nèi)噴流介質(zhì)，使用置于飛行器模型內(nèi)部的出口馬赫數(shù)為2.2的拉瓦爾噴管產(chǎn)生內(nèi)噴流，在國內(nèi)率先建立了模擬吸氣式高超飛行器內(nèi)外噴流干擾問題的實驗平臺。在相同內(nèi)噴流總壓和外流參數(shù)條件下，對比研究了混合氣體噴流和空氣噴流對飛行器尾部內(nèi)外流干擾區(qū)域表面壓力及流場結(jié)構(gòu)的影響，并考察了不同噴流總壓對內(nèi)外流干擾區(qū)域模型表面壓力及流場結(jié)構(gòu)的影響，定量給出了噴流比熱比和壓比這2個關(guān)鍵相似參數(shù)對飛行器尾部噴流干擾區(qū)域的影響范圍及量值大小，深化了噴流干擾對高超聲速飛行器尾部／翼舵區(qū)域氣動性能影響的認識，為未來更大尺度高超飛行器噴流干擾問題的研究積累了可靠的實驗數(shù)據(jù)，探索了有效的實驗手段。

1 實驗方案

本文采用的實驗?zāi)Ｐ蜑榫哂虚_放式單壁膨脹噴管的一體化飛行器，如圖1（a）所示，該模型長度約0.5m。采用吸氣式高超聲速飛行器噴流模擬的相似準則［14］，設(shè)計了實驗方案。風(fēng)洞實驗研究的目的是模擬飛行器飛行條件下的真實狀態(tài)，這就必須根據(jù)相似理論選擇合適的相似參數(shù)。根據(jù)對噴流結(jié)構(gòu)特點的理論分析以及實驗研究結(jié)果，皮恩德柔拉（N.Pindzola）［15-16］在20世紀60年代初總結(jié)出了一套相似參數(shù)，包括噴流邊界、投射激波、噴流質(zhì)量流、噴流動能以及噴管噴流初始膨脹角等相似參數(shù)，因此，噴流實驗?zāi)M有9項基本相似參數(shù)對應(yīng)：

（1）幾何模擬，包括飛行器及尾噴管外形尺寸；（2）靜壓比，即；（3）飛行馬赫數(shù)相等，即Ma∞m＝Ma∞f；（4）噴流出口馬赫數(shù)相等，即Majm＝Majf；（5）噴流動量比相等，即；（6）噴流比熱比相等，即γjm＝γjf；（7）噴流氣體常數(shù)與溫度乘積相等，即（RjTj／R∞T∞）m＝（RjTj／R∞T∞）f；（8）初始膨脹角δj；（9）外流雷諾數(shù)Rem＝Ref。式中下標：m代表模型參數(shù)；f代表真實飛行器參數(shù)。

通過對相似準則的模擬，就可以在風(fēng)洞設(shè)備中以較小的模型尺寸來模擬較大尺度飛行器在真實條件下的力學(xué)特性。當然在一次實驗當中要滿足所有的相似參數(shù)是不可能的，往往根據(jù)實驗研究的重點選擇主要相似參數(shù)來進行模擬。本實驗在幾何相似的原則下，模擬了外流和噴流馬赫數(shù)、噴流壓比，特別是采用混合氣體，模擬了噴流比熱比。研究了噴流比熱比及噴流壓比2個相似參數(shù)對噴流干擾區(qū)域的影響。

飛行器外流采用常規(guī)風(fēng)洞產(chǎn)生；內(nèi)噴流采用在模型內(nèi)部安裝的內(nèi)噴管產(chǎn)生，如圖1（b）所示。內(nèi)噴流氣體通過高壓氣管進入內(nèi)噴管駐室，然后通過內(nèi)噴管型面產(chǎn)生超聲速氣流噴出。內(nèi)噴管駐室安裝了總壓探針；在內(nèi)噴管出口側(cè)壁和上壁面，分3排對稱安裝了27個靜壓測管用于檢測內(nèi)噴流在出口的對稱性。在飛行器噴管內(nèi)外膨脹面上布置了8排、水平翼表面上布置了4排，總共86個靜壓測點，如圖2所示，測壓點采用左右間隔非對稱形式分布，以便在對稱來流條件下獲得更詳細的噴流干擾表面壓力信息。

圖1 實驗?zāi)Ｐ腿S視圖和實驗方案簡圖Fig.1 3Dview of the experimental model and schematic map of the experiment methods

圖2 內(nèi)外流干擾區(qū)域壁面測壓點分布Fig.2 Static pressure tabs distribution on the walls of the inner-outer flow interaction zone

模擬發(fā)動機尾噴流的內(nèi)噴管是采用特征線方法，按照比熱比1.25，噴管出口馬赫數(shù)2.2設(shè)計的超聲速拉瓦爾噴管，內(nèi)噴管出口的噴流方向角和噴管對稱線保持一致，內(nèi)噴管如圖1（b）中所示。按照相同的方法，在比熱比1.4條件下，設(shè)計了內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)2.2的超聲速拉瓦爾噴管。由于CF4實驗氣體昂貴且溫室氣體效應(yīng)很強，在實驗中使用了空氣作為內(nèi)噴流介質(zhì)，開展了實驗調(diào)試和不同落壓比條件下的實驗研究。為比較空氣和混合氣體噴流的差別，針對實驗噴管，采用CFD仿真的方法，對2種氣體介質(zhì)的內(nèi)噴管流場進行了分析。數(shù)值仿真采用了自主研發(fā)的CFD軟件AHL3D［17］，內(nèi)噴管駐室總壓為100倍的風(fēng)洞來流壓力，無粘計算通量分裂格式為AUSM類方法，二維計算的網(wǎng)格數(shù)為流向和法向均勻布置201個網(wǎng)格點。圖3為在不同噴流介質(zhì)條件下獲得的內(nèi)噴管出口參數(shù)分布。不同比熱比條件下的計算采用的是同一噴管型面。噴管型面是按照γ＝1.25條件設(shè)計的二元拉瓦爾噴管。當噴流介質(zhì)為γ＝1.25的混合氣體時，內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)為2.2，靜壓為9.7倍的來流壓力，出口馬赫數(shù)和設(shè)計結(jié)果完全吻合。當噴流介質(zhì)為γ＝1.4的空氣時，出口靜壓比為7.6p∞，低于γ＝1.25時的情形。在相同的噴流總壓條件下，γ＝1.25時的內(nèi)噴管流量是γ＝1.4時的1.35倍。內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)約為2.33，略高于設(shè)計值，且沿法向的均勻性要差于γ＝1.25時的情形，原因是當噴流介質(zhì)為γ＝1.4的空氣時，氣體比熱比偏離設(shè)計狀態(tài)，使得噴管出口參數(shù)分布非均勻程度增加。

圖3 內(nèi)噴管出口特性對比Fig.3 The comparison of the inner nozzle exit flow properties

2 實驗準備

采用中國空氣動力研究與發(fā)展中心Φ0.5m高超聲速風(fēng)洞來模擬飛行器外部流動。該風(fēng)洞是一座噴管出口直徑為0.5m的下吹、引射、暫沖式軸對稱常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，駐室尺寸為1.7m×1.2m×1.3m。實驗段是封閉自由射流式，實驗馬赫數(shù)范圍為Ma＝5～10。

實驗?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝如圖4所示。模型通過位于其背部的曲臂支撐機構(gòu)和風(fēng)洞的支撐系統(tǒng)相連接，可實現(xiàn)前后上下平移和±6°迎角范圍的俯仰運動。模型內(nèi)噴管通過高壓軟管和外部氣源系統(tǒng)連接。外部氣源系統(tǒng)如圖5所示，其上的2路TESCOM自動調(diào)壓系統(tǒng)和模型內(nèi)噴管內(nèi)的總壓探針形成閉環(huán)反饋通路，可以精確調(diào)節(jié)模型內(nèi)噴管的駐室壓力。外部氣源系統(tǒng)容積0.5m3，最大充氣壓力20MPa，對內(nèi)噴管可實現(xiàn)300s以上的穩(wěn)定供氣。模型表面的靜壓測點通過銅制金屬管及橡膠軟管和放置于洞體外部的靜態(tài)壓力傳感器連接。實驗的壓力采集系統(tǒng)使用的是Pressure Systems Inc.Model 9016型電子壓力掃描系統(tǒng)，傳感器測量精度為全量程的0.06%，靜壓測量采用0～50kPa量程，皮托壓和總壓采用0～500kPa量程。實驗?zāi)Ｐ偷耐獠苛鲌霾捎酶咚偌y影系統(tǒng)進行觀測，最高幀頻2000幀／s，最大像素為800pixel ×800pixel，可根據(jù)需求調(diào)整。在實驗?zāi)Ｐ偷奈膊繀^(qū)域，布置了一字皮托壓力耙，如圖4所示，可以上下前后移動，用以測量內(nèi)外流干擾區(qū)域的流向截面流場結(jié)構(gòu)。

圖4 安裝在風(fēng)洞實驗段中的模型Fig.4 Experimental model in the wind tunnel’s test section

圖5 內(nèi)噴管壓力供給及控制系統(tǒng)Fig.5 Gas supply and control system for inner nozzle

3 實驗結(jié)果和分析

3.1 內(nèi)噴流總壓調(diào)節(jié)精度和模型壁面測壓精度分析

尾噴流內(nèi)外流相互干擾模擬中，噴流的落壓比（Number of Pressure Ratio，NPR）是一個重要的模擬參數(shù)，為了在長時間的噴流實驗過程中精確控制其量值，采用了具有壓力反饋調(diào)節(jié)系統(tǒng)的內(nèi)噴流實驗裝置，見圖5。在本次實驗的落壓比條件下（NPR＝180／100），采集獲得的實時落壓比數(shù)據(jù)和設(shè)定值的比較如圖6所示。壓力反饋調(diào)節(jié)系統(tǒng)需要大約10～15s時間，將內(nèi)噴流壓力調(diào)節(jié)到設(shè)定值，之后在設(shè)定值上下小幅波動，在不同設(shè)定值條件下的內(nèi)噴流落壓比和設(shè)定值之間的均方差其量值都優(yōu)于1%，控制精度是比較理想的。內(nèi)噴流保持設(shè)定落壓比的時間依實際實驗時間而定，最長可達300s以上。

圖6 不同NPR條件下實驗駐室壓力和目標值對比Fig.6 The comparison of the NPR between experimental data and target value

在實驗中，模型表面壓力是通過銅管連接到外部壓力測量裝置上的，為了確保壓力數(shù)據(jù)在測量時已穩(wěn)定，在各次實驗中，等待實驗流場穩(wěn)定至少100s后，開始以10s為間隔，采集4次模型表面壓力數(shù)據(jù)，并對獲得的數(shù)據(jù)信號進行了誤差統(tǒng)計處理。圖7為混合氣體噴流實驗時采集到的4次壓力信號的均方差，從圖中可以看出，測壓區(qū)域壓力均方差均小于2.5%，對其他實驗車次的壓力信號均方差分析的結(jié)果也在此范圍內(nèi)，說明實驗研究的數(shù)據(jù)在測量時已充分穩(wěn)定，實驗結(jié)果是可靠的。

圖7 實驗壓力信號的均方差Fig.7 The mean square error of present experimental test

3.2 混合氣體方案和內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)校準

實驗時采用CF4和空氣1：1摩爾配比的混合氣體，考慮到CF4氣體的沸點和熔點分別為145K和89K，略高于空氣的沸點和熔點，在混合氣體進入內(nèi)噴管前將其加熱至約400K，確保混合氣體在膨脹過程中不出現(xiàn)凝結(jié)現(xiàn)象。圖8為本文混合氣體的比熱比隨溫度變化的關(guān)系，在實驗溫度范圍內(nèi)比熱比的變化范圍在1.20～1.38之間，圖中還給出了對應(yīng)溫度條件下空氣的比熱比變化規(guī)律，其值在1.4～1.39之間?；旌蠚怏w對噴流介質(zhì)比熱比的調(diào)節(jié)作用是十分顯著的，可以滿足實驗中對噴流比熱比變化的模擬需求。

圖8 空氣和混合氣體比熱比隨溫度變化對比Fig.8 Comparison of the ratios of specific heat between air and mixed gas

為了校準內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)，采用五孔探針測量了內(nèi)噴管出口的皮托壓力，測量過程的紋影及實物照片如圖9所示。噴管出口的馬赫數(shù)通過內(nèi)噴管駐室總壓和出口皮托壓力換算得到。針對上文所述的比熱比1.25、出口馬赫數(shù)2.2的內(nèi)噴管，在本文混合氣體條件下，根據(jù)五孔探針測量換算得到的噴管出口平均馬赫數(shù)為2.16，分布標準方差1.7%。同時，在比熱比1.4時，設(shè)計了一組冷態(tài)通氣條件下的內(nèi)噴管，其出口馬赫數(shù)3.6，在實驗前對該內(nèi)噴管進行了校準，校準結(jié)果如表1所示。從校準結(jié)果看，內(nèi)噴管的出口馬赫數(shù)實測值和設(shè)計結(jié)果一致，且均勻性較好，內(nèi)噴流的模擬方案是可靠的。

表1 設(shè)計噴管實效噴管出口馬赫數(shù)Table 1 Test Mach number of design inner-nozzle

圖9 出口馬赫數(shù)校準紋影圖和實物圖Fig.9 The schlieren and experimental model maps during the inner nozzle test

3.3 落壓比對內(nèi)外噴流干擾的影響

在固定來流馬赫數(shù)條件下，飛行器外流壓力為定值，實驗過程中通過調(diào)節(jié)內(nèi)噴流壓力來改變噴流落壓比。圖10為來流馬赫數(shù)6，模型迎角0°，內(nèi)噴流氣體比熱比1.4，噴流落壓比NPR＝180和100時的飛行器尾部及水平翼面上的實驗壓力分布云圖。在外流馬赫數(shù)及其他噴流參數(shù)相同時，噴流落壓比是唯一影響飛行器尾部區(qū)域壓力分布特征的影響因素。在內(nèi)外流干擾條件下的飛行器尾部壁面壓力分布圖中，壁面壓力的分布可以分為2個區(qū)域：第1個區(qū)域為噴流核心流動作用區(qū)，其壓力分布主要受到噴流本身的影響，第2個區(qū)域為內(nèi)外流相互干擾區(qū)，其壓力分布主要受到外流和內(nèi)流相互擠壓形成的交叉干擾區(qū)域的影響。在噴流核心流動作用區(qū)域，當NPR＝180時，其核心流動作用區(qū)域的壓力分布量值和核心噴流作用區(qū)域的面積都要大于NPR＝100時的結(jié)果。在內(nèi)外流干擾作用區(qū)域，NPR＝180時，在水平翼舵及后體側(cè)緣區(qū)域，存在明顯的壓力升高區(qū)域，這種高壓力區(qū)域是由內(nèi)噴流和外流相互作用形成交叉干擾區(qū)域而產(chǎn)生的。在NPR＝100時，內(nèi)外流干擾作用區(qū)域?qū)篌w側(cè)緣及水平翼舵上的壓力分布略有影響，其影響區(qū)域面積及壓力分布量值要明顯小于NPR＝180時的結(jié)果。

圖10 不同落壓比條件下壓力分布對比Fig.10 The comparison of the pressure distributions with differentNPR

圖11為來流馬赫數(shù)6，采用上文設(shè)計的內(nèi)噴管，在噴流氣體比熱比1.4，NPR＝180和100時尾噴流內(nèi)外流干擾區(qū)域的實驗紋影圖。從圖中可以清晰地看到內(nèi)外流干擾所產(chǎn)生的交叉激波及剪切層結(jié)構(gòu)，噴流在內(nèi)噴管的膨脹區(qū)產(chǎn)生的膨脹波系在噴流的核心區(qū)域也清晰可辨，特別是在NPR＝180時。對比高落壓比（NPR＝180）和低落壓比（NPR＝100）時的流場紋影（見圖11（b）），可發(fā)現(xiàn)在高落壓比時，內(nèi)外流干擾激波的外分支及剪切層向外流部分的擴張更顯著一些，而交叉干擾激波的內(nèi)分支位置變化不顯著。交叉干擾激波外分支及剪切層主要受到內(nèi)流膨脹排擠效應(yīng)的影響，而交叉干擾激波內(nèi)分支更多取決于內(nèi)噴流的馬赫數(shù)。從流場的紋影圖中可以直觀地看出低落壓比時內(nèi)外流干擾的強度要弱一些。

圖11 落壓比180和100時內(nèi)外流干擾區(qū)域紋影圖Fig.11 Schlieren maps of the inner／outer flow interaction region atNPR＝180and 100

3.4 噴流比熱比對內(nèi)外流干擾的影響

圖12為外流馬赫數(shù)6.0，噴流落壓比100，空氣噴流（γ＝1.4）和混合氣體噴流（γ＝1.25）在模型尾部膨脹面及水平翼舵上的壓力分布對比圖。圖13為模型對稱面上壓力分布。從圖上可以看出，混合氣體噴流在內(nèi)噴流作用的核心區(qū)域的壓力分布要明顯高于空氣噴流的結(jié)果，其最大值達到約4倍的外流自由流靜壓，而空氣噴流在核心區(qū)域的最大壓力約為3.7倍左右；空氣噴流核心區(qū)域的長度要略長于混合氣體噴流，但在核心區(qū)域的中部其高壓區(qū)云圖分布要略窄一些。在內(nèi)外流相互干擾區(qū)，混合氣體噴流和外流的相互作用要更強一些，在模型尾部側(cè)緣及水平翼面靠近模型機體的區(qū)域，形成了明顯的高壓力分布區(qū)域。而對于空氣噴流，僅在模型尾部側(cè)緣部分形成了并不明顯的壓力升高。總的來說，混合氣體噴流對模型尾部及水平翼面的作用要強于空氣噴流，如3.2節(jié)中對內(nèi)噴管的分析所述，在相同駐室壓力及噴管喉道高度的情況下，混合氣體噴流由于比熱比小，通過內(nèi)噴管的流量要明顯大于空氣噴流（約1.3倍），更大的質(zhì)量流量將提升內(nèi)噴流及內(nèi)噴流對外流的作用能力。

圖12 不同比熱比條件下壓力分布Fig.12 The comparison of pressure distributions with different ratios of specific heat

圖13 對稱面上壓力分布Fig.13 Pressure distribution of symmetry

圖14為外流馬赫數(shù)6.0，噴流落壓比100，噴流介質(zhì)為混合氣體（γ＝1.25）時，內(nèi)外流干擾區(qū)域的流場紋影圖。圖中虛線為對應(yīng)狀態(tài)下γ＝1.4時的交叉干擾激波及剪切層紋影型線。在不同比熱比時，剪切層的紋影型線位置基本重合。比熱比1.25的交叉干擾激波外分支向外擴張得要略大一些，顯然是由于混合氣體噴流對外流的影響要強一些。而交叉干擾激波的內(nèi)分支要比γ＝1.4時的對應(yīng)型線更靠近內(nèi)噴流核心區(qū)，這是由于混合氣體狀態(tài)噴流馬赫數(shù)要小于空氣噴流的情況（見圖3），低馬赫數(shù)來流在比較接近的氣流偏轉(zhuǎn)條件下形成的激波角要大一些的緣故。在紋影圖中（如圖14所示），也可以定性地看到混合氣體噴流和空氣噴流在其他噴流參數(shù)相同的條件下流場結(jié)構(gòu)的區(qū)別。以上結(jié)果說明，在模擬吸氣式高超聲速飛行器尾噴流實驗中，準確模擬內(nèi)噴流的比熱比是準確模擬噴流干擾區(qū)域氣動和流場特性的關(guān)鍵之一。

圖14Ma∞＝6.0，NPR＝100，γ＝1.25條件下干擾區(qū)域紋影Fig.14 Schlieren map of the interaction region atMa∞6.0，NPR＝100andγ＝1.25

4 結(jié) 論

在常規(guī)風(fēng)洞中，開展了吸氣式高超飛行器后體尾噴流內(nèi)外流干擾實驗，采用出口馬赫數(shù)2.2（比熱比1.25條件設(shè)計）的內(nèi)噴管，在相同的外流參數(shù)條件下，研究了噴流比熱比和噴流壓比對飛行器尾部／水平翼區(qū)域壓力分布的影響，并對內(nèi)外流干擾區(qū)域的流場進行了高清紋影顯示，獲得了以下結(jié)論：

（1）噴流比熱比對吸氣式高超飛行器尾部／水平翼區(qū)域的表面壓力分布及空間流場結(jié)構(gòu)影響明顯?；旌蠚怏w噴流核心區(qū)域壓力分布要高，且干擾作用區(qū)域的壓力變化更加明顯。

（2）噴流落壓比對尾部／水平翼舵區(qū)域的表面壓力分布及空間流場結(jié)構(gòu)影響顯著，落壓比180時與落壓比100時的翼舵法向氣動力相差約為15%。高落壓比內(nèi)噴流的核心區(qū)域分布強度和量值及其對水平翼面的干擾強度要明顯高于低落壓比時的結(jié)果。

（3）噴流和外流的相互干擾存在明顯的超聲速交叉激波及剪切層流動結(jié)構(gòu)，對吸氣式高超飛行器尾部及翼舵區(qū)域的壓力分布和流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生顯著影響，不僅對飛行器推力特性以及升力特性產(chǎn)生明顯影響，還對飛行器的舵面效率及操控特性產(chǎn)生直接影響。

本研究獲得了噴流比熱比和壓比對飛行器尾部及翼舵性能影響的實驗數(shù)據(jù)，得到的規(guī)律性認識及定量數(shù)據(jù)可為未來大尺度吸氣式高超飛行器后體尾噴流研究提供方向性參考。

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Experimental study of the influence of the specific heat and pressure ratios on the hypersonic vehicle’s nozzle plume

He Xuzhao＊，Qin Si，Zhou Kai，Le Jialing
（Science and Technology on Scramjet Laboratory，Hypersonic Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The experimental studies have been carried out to explore the influences of the Specific Heat Ratio（SHR）on the air-breathing hypersonic vehicle’s nozzle plume at CARDC’s 0.5m hypersonic wind tunnel.The SHR of the plume at the scramjet exit is simulated by CF4＋Air with SHR＝1.25.The Laval nozzle is used in the experimental model to generate the supersonic nozzle plume and the flow field generated by the wind tunnel is used to simulate the model’s external flow field.The differences of the pressure distributions and flow field structures are compared between the pure air and mixture gas plumes.Results show that in the mixture gas plume，the pressure distributions are higher than air plume in the core and interaction regions.The SHR is one of the key parameters for the study of air-breathing hypersonic vehicle’s plume.

hypersonic vehicle；specific heat ratio；CF4；pressure test experiment；plume

V231.2

A

（編輯：李金勇）

2016-05-29；

2016-07-04

＊通信作者E-mail：hexuzhao＠sina.com

HeXZ，QinS，ZhouK，etal.Experimentalstudyoftheinfluenceofthespecificheatandpressureratiosonthehypersonicvehicle’s nozzleplume，2017，31（1）：13-19.賀旭照，秦思，周凱，等.比熱比和壓比對高超飛行器尾噴流影響的實驗研究.實驗流體力學(xué)，2017，31（1）：13-19.

1672-9897（2017）01-0013-07

10.11729／syltlx20160084

賀旭照（1977-），男，陜西蒲城人，博士，副研究員。研究方向：高超聲速先進氣動布局一體化設(shè)計及內(nèi)外流耦合流動研究。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號1901信箱（621000）。E-mail：hexuzhao＠sina.com