高超聲速飛行器后體推減阻高速風洞試驗技術

郭大鵬 季軍 李鵬 劉帥 宋孝宇

摘要：針對高超聲速飛行器組合噴管與后體的一體化性能測試的需求，發展了一種后體推減阻試驗技術，研制了雙波紋管天平系統和基于高精度數字閥的噴流質量流量控制系統，在FL-60風洞建立了由通氣腹部支桿實現模型支撐及供氣、內置單天平實現氣動力及推力測量、雙金屬波紋管實現雙路噴流獨立模擬且不傳力等組成的雙發飛行器后體推減阻試驗系統，實現了飛行器后體推減阻特性的測量，也可實現雙發噴管推力特性測量。系統調試和風洞試驗結果表明，試驗系統運行穩定、可靠、質量流量測量精度優于0.3%；后體推減阻特性規律合理，重復性精度達到國軍標常規測力合格指標；建立的試驗系統可用于來流馬赫數0.3～4.0、迎角0°、噴流總質量流量0～2.0kg/s的雙發高超聲速飛行器后體推減阻試驗和帶外流的推力特性試驗；提出的試驗技術可進一步發展為全機推減阻試驗技術。

關鍵詞：組合噴管；推減阻；后體；推力；流量；波紋管天平

中圖分類號：V211.73文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.009

吸氣式高超聲速飛行器打破了空氣動力學傳統的外流與內流的界限，飛行器機體和發動機形成的流場存在強烈的耦合影響，其中之一便是發動機排出的燃氣經尾噴管和后體產生額外的氣動力和力矩作用，并對推力做出貢獻，同時也會和氣動控制面相互作用，影響飛行器的飛行狀態、穩定性和操縱性。因此需要同時提供飛行條件下發動機推進特性及其對飛行器氣動特性的影響，要求風洞試驗能同時提供內外流相互影響條件下的氣動載荷以及噴管推進特性。另外，由于發動機噴管射流與飛行器外流相互干擾的緣故，噴管對飛行器后體布局很敏感，不合理的布局會使噴管推力減小，或者使噴管阻力和機身后體阻力增大[1-3]。因此發動機噴管的安裝特性和飛行器后體推阻評估技術具有重要意義。

高超聲速飛行器對機身和發動機一體化設計要求高、后體與噴管耦合影響強烈、內外流相互干擾使得后體與噴管的布局優化迫在眉睫，客觀上對發動機噴管推進特性及飛行器全機/后體氣動特性同時測量提出了需求。

推力矢量/后體推減阻試驗的主要內涵是指試驗模型在有內流與外流共同作用、相互干擾的情況下對模型的外部氣動載荷和內流特性進行測試。根據不同的試驗需求，可以將飛行器外載劃分為全機載荷和后體（噴管）載荷，前者主要關心飛機的推力矢量控制律設計，后者主要關注飛機的后體（推減阻）選型優化。從試驗技術上來說，兩者本質上是一樣的，區別只在飛機外部載荷界面的劃分，影響測量天平的設計載荷。

國外對推力矢量/后體推減阻試驗研究開展較早，美國在20世紀70年代就開始研究推力矢量試驗技術，美國國家航空航天局（NASA）蘭利中心的16ft跨聲速風洞及美國阿諾德工程發展中心（AEDC）下轄的推進風洞16S和16T是國外研究軸對稱及非軸對稱噴管靜推力特性、矢量特性、安裝特性、飛機后體推阻特性試驗的最著名單位。以美國國家航空航天局蘭利中心為例，其建設有16ft跨聲速風洞的靜態試驗系統、噴流試驗臺、5套單噴試驗系統、三套雙噴試驗系統等，依靠于強大的風洞及地面臺對多種構型的飛機和噴管開展了大量的推力矢量/后體推減阻試驗研究，為F-15、F-18、F-22、F-35等型號推力矢量技術的應用提供了強大的試驗及設計技術支撐[4-6]。

國內中國空氣動力研究與發展中心對推力矢量/后體推減阻風洞試驗技術的研究開展較多，從參考文獻[7]來看，其在推力矢量試驗技術方面研究較多，未見其在后體推減阻試驗技上，尤其是在寬速域推減阻試驗技術上的研究內容。中國航天空氣動力技術研究院在噴流試驗方向的主要研究發展重點為橫向噴流，未有公開文獻顯示其在推力矢量/后體推減阻試驗技術上的研究內容。

考慮到高超聲速飛行器馬赫數高、速域寬等特點，航空工業空氣動力研究院充分利用1.2m量級FL-60風洞的試驗段尺寸、結構以及最高馬赫數4.0的特點，開展了高超聲速飛行器后體推減阻試驗技術研究，策劃了后體推減阻試驗及帶外流推力特性試驗方案，建立了相應的試驗設備，實現了馬赫數0.3～4.0寬速域的飛行器后體氣動力與雙發噴管推進特性同時測量。

1總體技術方案

根據給定的組合噴管和后體結構，以實現雙噴管噴流同時獨立精確模擬、推減阻特性和帶外流推力特性的測量為目的，結合FL-60亞跨超三聲速風洞尺寸及結構，制訂了以單天平+雙波紋管天平測力系統為核心的推減阻及帶外流推力特性試驗技術方案（見圖1）。方案采用通氣腹撐轉尾撐的形式將試驗模型支撐于風洞試驗段中，模型內部設計雙通道供氣管路分別向兩個噴管提供用于噴流模擬的氣流，通過波紋管實現非測量端與測量端的連接，既保證了氣流的傳遞及密封，又消除了非測量端對測量端的干擾，內置六分量桿式天平與支撐、波紋管共用同一非測量端，天平測量端同時與兩個波紋管的測量端的一端連接，波紋管測量端的另一端分別連接噴管/后體。

2模型及支撐系統設計

為實現雙噴管噴流同時獨立模擬，模型內部布置了兩條獨立的供氣管路；為實現后體氣動力和雙噴管推力特性同時測量，模型內部布置了一臺六分量桿式測量天平；為實現噴流落壓比的精確模擬，噴管入口前分別設置有總壓耙及整流裝置（孔板、蜂窩器）。由于模型內部軸向空間有限，天平、波紋管、整流裝置的尺寸及布置十分困難，天平與波紋管采用并聯式布局，既解決了軸向尺寸不足的問題，又減小了兩心距（天平校心與氣動中心的距離），大大降低了試驗中后體與非測量部件干涉的風險。圖2為模型內部結構布局。

模型采用通氣腹撐轉尾撐支撐形式（見圖3）與彎刀機構相連，高壓空氣通過尾支桿上的通氣接頭分別進入雙側通氣的支撐系統，在模型內部經過轉折后，經整流裝置整流后再由尾噴管噴出。

為了確保試驗安全，利用正激波法對風洞試驗沖擊載荷進行估算，并對支撐的強度進行了校核。最大沖擊載荷作用下計算得到的最大位移發生在支撐與模型連接處，約24.27mm，對應的支撐與托板機構連接處平均應力約為400MPa，材料屈服應力為880MPa，2.2倍安全系數滿足使用要求。

后體推減阻試驗是以后體+噴管作為測力部件，后體和噴管為一體形式，與其他非測力部件不干涉，天平同時測得后體氣動力及噴管推力。測力部件與非測力部件之間留有間隙并采用特氟龍（Teflon）進行接觸式密封，既可以保證密封性能又消除了對測力天平的干擾，圖4為推減阻試驗結構。

帶外流推力特性試驗是以噴管作為測力部件，后體和噴管為套筒形式，此時后體作為非測力部件與噴管外壁面留有間隙，噴管內壁面型面及尺寸保持不變，圖5為帶外流推力特性試驗結構。

3波紋管天平系統設計及校準

推減阻/帶外流推力特性試驗需要引入高壓空氣來模擬噴流的同時測量噴管推力。采用波紋管的目的正是為了引入高壓空氣的同時又不影響天平測力，但波紋管內空氣的流通以及波紋管承壓等因素都會影響波紋管剛度，從而影響天平的測量。合理的波紋管天平優化設計可以大大減小波紋管對天平測量的影響，但仍無法完全消除，必須進行相應的修正，因此在設計時就應盡量減小波紋管對天平的影響，而在使用前必須通過校準獲得修正量才能保證試驗數據的精準度。波紋管天平系統的性能好壞直接決定試驗的成敗，是推減阻試驗關鍵設備，其設計及校準技術是推減阻試驗技術的核心。

3.1波紋管天平系統設計

天平與波紋管采用并聯式布局（見圖6），即天平與波紋管處于同一水平面，天平位于整個系統的中心，波紋管對稱分布于天平兩側。天平非測量端與供氣管路共同固定于通氣支撐上，測量端通過連接件分別與波紋、整流段、噴管/后體連接。為了使波紋管對天平的影響盡量小且易于修正，將波紋管和天平視為一個整體（波紋管天平系統）進行優化設計和校準，并使用波紋管天平系統的靜校公式[8-9]進行試驗。

波紋管天平系統的設計主要包含天平設計、波紋管設計以及波紋管和天平組合優化設計。天平設計參數主要有材質、設計載荷、應變、剛度和強度等；波紋管設計參數主要有材質、承壓、長度、內徑、外徑、波距、波厚、波高、波數、層數、剛度等；組合優化設計參數主要是波紋管與天平的剛度比，可見，波紋管天平系統優化設計是十分復雜的，為此開發了一套基于ANSYS Work Bench的專門用于波紋管天平系統優化設計軟件，并研發了一種波紋管檢測試驗裝置。圖7是光天平剛度有限元計算結果，圖8為波紋管有限元模型，表1為波紋管剛度計算與試驗（阻力）結果對比，圖9為波紋管天平組合優化設計有限元模型，表2為波紋管天平組合剛度計算結果（阻力）。

3.2波紋管天平系統校準

波紋管天平系統校準的目的是獲得波紋管天平公式以及壓力、靈敏度、動量的修正量。波紋管天平系統的校準是在波紋管校準平臺上進行的，校準的具體內容主要有：光天平和波紋管天平系統的靜態校準、壓力校準、靈敏度校準、動量校準和系統聯合調試。

光天平和波紋管天平的靜態校準是為了獲得天平公式，校準是在波紋管校準平臺上完成的，表3為綜合加載重復性結果，表4為綜合加載誤差結果。結果表明波紋管天平精準度達到國軍標合格指標。

壓力校準是為了確定波紋管在承壓條件下對天平的影響量。一個性能優良的波紋管天平具有承壓條件下對天平零點影響小、線性、重復性好等特點。壓力校準分為左側波紋管充壓校準、右側波紋管充壓校準、兩側波紋管同時充壓校準以及重復性校準。表5～表8分別是左側、右側、雙側波紋管校準結果及重復性結果。

由上述結果可知，波紋管充壓對天平零點影響較小、影響量隨壓力變化線性度好、重復性良好，且兩側波紋管壓力影響互相不耦合，易于數據修正。

靈敏度校準是為了獲得帶載條件下波紋管承壓對天平的影響量。該影響量國外稱之為“給天平加力時波紋管壓力影響”。對兩側波紋管分別在正負方向上施加單獨的六元載荷，每個載荷分為兩個階梯，在施加載荷的同時對波紋管充壓，充壓范圍為0.1～0.7MPa。共計進行48組校準，獲得2016個數據點，進而可繪制出36組修正曲線，但是得利于波紋管天平的優化設計，靈敏度影響非常小（最大影響量是Mz=36N·m，P=0.7MPa時Y=2.7N），大部分不需要修正，本文僅對靈敏度影響量超過0.5N/（N·m）的天平分量進行修正，包括施加Mz時充壓對Y的修正、施加Z時充壓對Z的修正、施加My時充壓對Z的修正。

動量校準是為了獲得波紋管在通氣條件下對天平的影響量。利用臨界流文氏管進行流量影響校準，扣除相應的壓力影響量后即得動量影響量，對常用的流量700～1600g/s進行了動量校準，并擬合出修正曲線，結果如圖10所示，其他天平分量的動量影響量不足0.3N/（N·m），不予修正。

系統聯合調試主要是為了確定系統的可靠性、穩定性。在推力測量平臺中進行不同落壓比條件下的通氣聯調試驗，動態檢驗天平測力數據的重復性、流量測量重復性以及天平回零情況。表9給出了左側噴管流量系數Cm_L、右側噴管流量系數Cm_R以及推力系數Cfx的重復性試驗均方根偏差，結果表明天平回零正常，天平測力系統及流量測量重復性良好。總之，通過以上校準數據可看出：波紋管天平系統的天平公式滿足國軍標指標、壓力對天平零點的影響及靈敏度的影響量小且線性、動量影響小且趨于線性，易于數據修正，重復性好。

4高精度流量測量及控制系統

噴流落壓比和質量流量是動力模擬風洞試驗必不可少的參數，直接參與推力的計算，必須對其精確的測量和模擬。為此采用高精度數字閥[10]（見圖11）精確模擬噴流總壓/流量，數字閥是由按二進制規則排列的文氏管組和電磁閥組成，利用PID反饋控制電磁閥的快速開關來控制各個噴管的通斷從而實現流量/壓力的精確控制。數字閥最大承壓10MPa；流量可調范圍0.001～8kg/s；噴流總壓可調范圍0.02～0.8MPa。圖12是數字閥壓力調試結果，噴流總壓分別為260kPa和360kPa，分別對應流量為1698g/s和2200g/s，圖13是數字閥階梯變流量調試結果。

流量計是噴流質量流量精確測量的關鍵設備，噴流流量的主要特點是工作壓力高、流量大、精度要求高。而流量計的校準壓力均無法與試驗中流量計真實工作壓力相匹配，從而影響實際測量精度，此外，不同的安裝環境也會大大影響各類流量計的測量精度，為此對科式流量計、文氏管流量計和CLJ槽道流量計[11]在實際工作條件下進行了系統的調試，鑒于科式流量計的抗振動能力差、文氏管流量計更換條件復雜等問題，最終選用CLJ槽道流量計。在實際工況下，流量輸出范圍為0.42～1.67kg/s，槽道流量計單個測點的重復性精度最差為0.20%，最優為0.05%，表10給出了CLJ槽道流量計調試結果。

5風洞試驗及結果

為驗證試驗技術和試驗設備能力，在FL-60風洞進行了某高超聲速飛行器雙發后體推減阻和帶外流推力特性測力風洞試驗[12-13]，試驗馬赫數為2.0、3.0、4.0，模型名義迎角為0°，名義偏航角為0°，左側噴流落壓比為1、5.6、12、21；右側噴流落壓比為5.6、12、21、93。

圖14為Ma=2.0、α=0°、NPR_L=1.0、5.6、12、21、NPR_R=5.6時，推減阻試驗軸向力系數Cx和側向力系數Cz重復性曲線，其中Cx重復性均方根誤差在0.0007～0.00020之間，Cz重復性均方根誤差在0.0001～0.00045之間，結果表明：試驗重復性達到國軍標常規測力實驗精度合格指標，說明試驗系統正常、穩定，數據可信[14-15]。

圖15給出了帶外流推力特性試驗左側噴管流量系數Cm_L和推力系數Cfx重復性曲線，其中Cm_L重復性均方根誤差在0.0006～0.0025之間，Cfx重復性均方根誤差在0.0022～ 0.0034之間，結果表明：波紋管天平系統性能優異，數據修正方法科學、合理，推力系數重復性優于0.4%，流量系數重復性優于0.3%，均處于國內領先水平。

圖16給出了推減阻試驗軸向力系數隨馬赫數變化規律曲線，結果表明NPR=1.0表示無噴流試驗狀態，與之對應的Cx值為負代表后體所受軸向載荷為阻力，隨著噴流落壓比逐漸增加，尾噴管產生的推力逐漸增大且大于阻力，與之對應的Cx值為正表示后體所受軸向載荷為推力，數據變化規律合理。

圖17給出了推力系數隨馬赫數變化規律曲線，結果表明：各馬赫數下Cfx隨落壓比變化規律基本一致，只是在Ma=2.0和Ma=3.0時的最后一個壓比處出現稍許波動，如果繼續增加落壓比，其變化趨勢應該與Ma=4.0的規律類似。

6結論

本文發展了一種適合雙發飛行器后體推減阻測量的試驗技術，研制了單天平雙波紋管測力系統和高精度流量測量及控制系統，并在FL-60風洞完成了對該試驗技術的驗證，可以得到如下結論：

（1）后體推減阻試驗技術已達到應用水平，可用于噴管與后體的一體化性能測試試驗。

（2）波紋管天平系統及其修正方法是推減阻試驗技術的核心之一，本文采用軟件優化、理論計算和實物檢測相結合的方式對波紋管天平系統進行一體化設計，將波紋管對天平的影響降到最小，試驗結果表明：波紋管天平系統性能優異，修正方法科學、合理。

（3）系統調試和風洞試驗表明：試驗設備運行正常、穩定，可用于來流馬赫數0.3～4.0、迎角0°、噴流總質量流量0～ 2.0kg/s的雙發高超聲速飛行器后體推減阻試驗和帶外流的推力特性試驗。

（4）后體推減阻試驗輔之以帶外流推力特性試驗和噴管靜推力試驗可以將后體氣動力、帶外流的噴管推力、靜推力、內流對外流的干擾以及外流對內流的干擾區分開來，更有利于噴管和后體一體化設計。

目前，本技術主要應用于冷噴試驗，未來將進一步研究溫度、組分的影響。此外，可進一步將其發展為全機推減阻試驗技術以滿足不同的試驗需求。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

郭大鵬（1985-）男，碩士，工程師。主要研究方向：高速動力模擬試驗技術、推力矢量試驗技術、氣體流量測量及校準技術。

Tel：13654212114

E-mail：379450304@qq.com

The Thrust-minus-afterbody-drag Wind Tunnel Experiment Technique of Hypersonic Vehicle

Guo Dapeng*，Ji Jun，Li Peng，Liu Shuai，Song Xiaoyu

Aeronautic Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Research，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China

Abstract： In order to meet the requirements on the testing of the characteristics of the nozzle and afterbody integration， the flexible metal twin-bellow balance system and the mass flow control system based on the high precision digital flow valve were developed. A test system for twin-engine aircraft thrust-minus-afterbody drag， including supply strut support for realizing the model support and jet air supply， a balance for realizing aerodynamic and thrust measurement， a flexible metal twin-bellow for realizing twin-nozzle jet NPR simulation independently， was established in FL-60. The measurement of twin-engine nozzle thrust characteristics and thrust-minus afterbody drag characteristics was achieved separately. The system adjustment and the results of wind tunnel test show that， the experimental equipment and overall system operate accurately and steadily， the precision of jet mass flow measurement is better than 0.3%. The experimental results of the thrust-minus-afterbody drag aerodynamic characteristics are normative and reasonable， and the precision of repeatability tests is up to the standard of GJB. The test condition is within the margin of 3.0～4.0 Mach number， 0°angle attack， 0～2.0kg/s jet mass flow . The system can be used in twin-engine hypersonic vehicle thrust-minus-afterbody drag test and thrust characteristics wind tunnel test. In future， the technique will be developed to meet the requirements on integrated aircraft aerodynamic characteristics test.

Key Words： combined nozzle； thrust-minus- drag； afterbody； thrust； mass flow； bellow balance