面對稱重復使用運載器尾部噴流風洞試驗

劉杰平，馬元宏，蔡巧言，任少潔，王蘇寧，楊子盟

1. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076 2. 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

有別于火箭等一次性使用或垂直起降可重復使用軸對稱運載器[1-2]，面對稱重復使用運載器已成為國外各航空航天大國競相發展的未來理想空天運輸方式[3-5]。由于以火箭為動力的重復使用運載器能夠充分繼承現有航天運輸技術的成果與經驗，因此，在中國制定的重復使用運載器發展路線圖中，火箭動力面對稱重復使用運載器被列為優先發展的重要途徑[6]。

本文所開展的尾部噴流風洞試驗研究即針對以火箭為動力的面對稱重復使用運載器，其有兩方面重要意義。一方面，主發動機在工作時所產生的尾部噴流會顯著改變尾部流場，從而對運載器的底部阻力及總阻力產生顯著影響，進而影響彈道設計。文獻[7]提到，對一些導彈類軸對稱飛行器而言，10%的阻力偏差將引起近百公里的落點偏離。文獻[8]指出，底部阻力受到彈體長度、邊界層狀態、尾部形狀、發動機噴流參數、飛行高度和馬赫數等因素影響，并在一定飛行條件下，底部會出現正推力，對射程產生重要影響。

另一方面，面對稱重復使用運載器與火箭最大的區別在于其自身氣動布局可產生較大升力，出于俯仰配平控制需求，通常會在力臂最長的尾端面布置氣動控制面——體襟翼。如航天飛機軌道器、X-34和X-37的體襟翼既可參與俯仰控制，又可在運載器高速返回時保護發動機免受劇烈的氣動加熱[9-10]。由于體襟翼與發動機均布置在飛行器尾端面，發動機工作時極易對體襟翼產生噴流干擾。該噴流干擾的作用力雖然遠不及發動機推力，但由于其力的作用方向垂直于體襟翼，其力臂明顯大于發動機推力的力臂，導致噴流干擾所產生的俯仰力矩相對發動機推力所能產生的俯仰力矩而言并非小量，給控制系統帶來不可忽視的影響。劉杰平等[11]前期開展的數值模擬表明，該噴流干擾在低空低速和高空高速時的特性截然相反，且呈非線性變化。低空低速時，由于噴流的引射作用，使體襟翼受到向上的作用力，從而使飛行器產生附加的低頭力矩；高空高速時，由于噴流膨脹，直接作用在體襟翼上，產生一個向下的作用力，從而使飛行器產生附加的抬頭力矩；介于兩者之間時，體襟翼受到的噴流干擾接近于0。楊道偉[12]早期根據氣體動力學基本理論研究了發動機尾噴流對飛行器繞流影響的概略情況，認為當來流為亞聲速時，尾噴流對飛行器的氣動影響相當可觀，明確指出進行這方面的試驗研究將為新研制的飛行器提供更加精確的氣動數據。可見，研究尾部噴流流場及相關氣動特性對面對稱重復使用運載器彈道和姿控系統的精確設計至關重要。

國內外學者對自由射流和傳統運載火箭和導彈等軸對稱飛行器的尾噴流場進行了大量理論、試驗和仿真研究，并在認識噴流結構、機理和效應的基礎上，將噴流干擾有效應用于工程實踐中[13-16]；對面對稱飛行器尾噴流產生的氣動干擾特性也開展了較多研究，但鮮有涉及尾噴流對體襟翼干擾的影響研究。

美國航天飛機氣動特性的預測主要依靠A、B兩類風洞試驗。A類試驗僅為無噴流，采用底部支桿；B類試驗兼顧有噴流和無噴流，采用腹部支架。根據兩類試驗結果，可求得計入噴流效應的總的氣動特性[17]。NASA針對X-43飛行器，開展了噴流對飛行器后體氣動特性影響的冷噴流模擬試驗，試驗采用飛行器的后體與主體分開，并使用天平測量飛行器后體氣動力的試驗方法，獲得了噴流對飛行器后體氣動特性的影響規律[18]。

中國空氣動力研究與發展中心的許曉斌等[19]在?1 m風洞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，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。李建強等[20]在2.4 m跨聲速風洞建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統實現噴流供氣轉換、三臺天平內置的雙發戰斗機推力矢量試驗臺，實現了飛機氣動力和兩尾噴管轉向噴流推進特性同時分別測量。

1 模擬方法與試驗裝置

本節首先介紹發動機噴流干擾測力試驗所選相似參數的思路和風洞試驗模擬方法，然后介紹試驗裝置及模型設計特點。

1.1 發動機噴流干擾試驗的模擬方法

要使風洞模型噴流與飛行器噴流流動完全相似，必須遵循相似準則。根據對噴流結構特點的理論分析以及試驗研究結果，Pindzola在20世紀60年代初總結出一套包含靜止/運動介質中的噴流邊界、透射激波、噴流質量流/動能/內能/內焓/動量/拉力/噪聲等在內的相似參數表。在試驗中要完全模擬所有參數是不可能的，也是不必要的。高速風洞噴流試驗基本相似參數包括：飛行器及尾噴管外形尺寸的幾何模擬、飛行馬赫數相等、噴流出口馬赫數相等、落壓比相等、噴流動量比相等、噴流熱容比相等、噴流氣體常數與溫度乘積相等。但即便如此，上述7個相似參數也難以同時模擬，一般是根據具體試驗對象及要求，分析主要干擾因素而選擇主要的模擬參數，并不能保證上述相似準則的完全模擬[21]。

對于本文研究的尾部噴流風洞試驗來說，噴流與外流場之間的相互干擾非常復雜，因此首先需要保證的是飛行器尤其是尾噴流附近的外形幾何尺寸完全相似模擬；其次對于氣流參數而言，落壓比決定著噴流的流動狀態，是最需要保證的相似模擬參數；同時由于本次試驗采用常溫壓縮空氣作為噴流介質模擬，噴流熱容比、噴流氣體常數與溫度乘積是必然不能實現完全相似模擬的；而噴流出口馬赫數與噴流動量比之間只能保證一個相似參數的相似模擬，保證出口馬赫數的相似模擬能夠更為準確地描述真實飛行條件下噴流出口附近的流動狀態。因此，最終本次試驗主要采用的相似參數為

1) 飛行器幾何外形尺寸。

2) 飛行器飛行馬赫數。

3) 發動機噴管出口馬赫數。

4) 發動機噴流與自由來流靜壓比。

1.2 試驗風洞與模型

在中國航天空氣動力技術研究院FD-12風洞開展發動機噴流對體襟翼干擾特性的亞/跨聲速風洞試驗研究。FD-12風洞是一座亞跨超三聲速風洞，馬赫數范圍0.3～4，馬赫數調節精度為0.004，亞跨試驗段尺寸為1.2 m×1.2 m×3.8 m。

試驗采用的尾噴流模型裝置的結構如圖1所示，試驗模型采用模塊化設計，主要包括飛行器的全飛行器模型、模型頂蓋板、模型底部蓋板、模型支撐桿含噴流駐室、尾噴管等。試驗模型采用背支撐方式，由于試驗主要考慮發動機噴流與體襟翼之間干擾效應，因此模型的尾噴管與全飛行器模型之間完全脫離分開，尾噴管與模型支撐桿相固聯，全飛行器模型與尾噴管之間通過全飛行器天平連接，尾噴管、駐室以及供氣管路受到的氣流作用力對全飛行器模型氣動力的測量不會造成干擾。

圖1 試驗模型結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of experimental model structure

同時，為實現全飛行器氣動力和體襟翼鉸鏈力矩的同時測量，設計了六分量大剛度高精度測力天平和體襟翼鉸鏈力矩天平。由于全飛行器模型與模型支撐桿、駐室以及尾噴管之間完全脫離分開，為防止風洞試驗中外流場氣流以及尾噴流進入縫隙和模型內部，影響最終的全飛行器氣動力以及體襟翼鉸鏈力矩測量結果，采用柔性密封氈毛對縫隙進行密封。

2 風洞試驗結果分析

發動機噴流干擾風洞測力試驗的主要流場參數如表1所示，其中噴管偏角由δ表示，體襟翼偏角由δBF表示。

表1 發動機噴流試驗參數Table 1 Experimental parameters of engine-jet

試驗過程中，尾噴管和體襟翼的偏角正負定義如圖2所示，均為向下偏轉為正偏角。

2.1 來流馬赫數對噴流干擾的影響

圖3為發動機噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩的影響隨來流馬赫數的變化曲線。試驗中的體襟翼偏角為 0°，噴管偏角包括0°和-5°，來流馬赫數包括0.6、0.85、0.95、1.0、1.05和1.2。

圖2 噴管和體襟翼的偏角正負定義Fig.2 Definition of deflection angles of jet and body flap

由圖3可知，發動機噴流對全飛行器法向力、軸向力、俯仰力矩系數的干擾量隨馬赫數呈較強的非線性變化，且在Ma=1處出現極值。發動機噴流對體襟翼鉸鏈力矩干擾量隨馬赫數的變化規律也類似。此外可以看出，在自由來流馬赫數小于1時，噴管偏角-5°時的干擾量小于噴管偏角0°，即噴管偏離體襟翼時，噴流對全飛行器氣動力系數和體襟翼氣動力系數的影響略有減弱。當自由來流馬赫數達到并超過1時，噴管偏角對全飛行器軸向力系數的干擾影響依然較小，但對全飛行器法向力和俯仰力矩以及對體襟翼鉸鏈力矩系數的干擾影響顯著增強；同時-5°噴管偏角的干擾系數大于0°噴管偏角，即噴管偏離體襟翼時，噴流對全飛行器氣動力(矩)系數的影響是增強的，但對體襟翼鉸鏈力矩系數的影響是減弱的。

圖3 發動機噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩系數的影響隨來流馬赫數的變化Fig.3 Engine-jet effect on aerodynamic characteristics of vehicle and hinge moment coefficient of body flap varies with Mach number of inflow

進一步分析馬赫數0.6和1.0時不同噴管偏角下全飛行器底部流場附近的紋影可知(圖4和圖5)，在亞聲速時，噴管偏角不管是-5°或是0°，噴流邊界與體襟翼均保持一定距離，因此噴流干擾影響很小；而當馬赫數達到1時，噴流在0°噴管偏角的狀態下與體襟翼發生干涉，體襟翼在受到噴流向下的作用后，不僅使飛行器產生抬頭力矩，而且自身所受鉸鏈力矩增大，與圖3(a)、圖3 (c)、圖3 (d)中的現象一致。

圖4 Ma=0.6、δBF=0°時不同噴管偏角的紋影圖Fig.4 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with 0° body flap deflection

圖5 Ma=1.0、δBF=0°時不同噴管偏角的紋影圖Fig.5 Schlieren of different nozzle angles at Ma=1.0 with 0° body flap deflection

試驗中對體襟翼的法向力系數進行了測量，將有噴和無噴條件下體襟翼法向力所貢獻的全飛行器俯仰力矩系數從全飛行器天平測量得到的俯仰力矩系數中扣除，得到如圖6所示曲線。可以看出尾噴流的開啟與否對于不包含體襟翼的全機而言，對其俯仰力矩系數變化的影響是非常小的。

圖7為體襟翼在有噴和無噴狀態下所受法向力系數隨馬赫數的變化曲線，圖8為體襟翼在有噴和無噴狀態下壓心位置隨馬赫數的變化曲線。由圖可知，在無噴狀態下，體襟翼的法向力系數在馬赫數為1.0以上開始緩慢增加，壓心位置也開始顯著后移。而在有噴狀態下，體襟翼的法向力系數在馬赫數為1.0時出現突變，而壓心位置幾乎不變(Ma=1.2除外)。由此可判斷，當噴流關閉時，來流進入超聲速范圍后，在飛行器底端面附近出現膨脹波系，尾端面的死水區和壓力系數開始減小，進而導致體襟翼的法向力系數增加，壓心位置后移。而當噴流開啟后，在馬赫數為1.0時，由于噴流的引射作用，導致體襟翼上表面的壓力整體減小，進而導致體襟翼的法向力系數出現突變。因此，尾噴流開啟導致全飛行器俯仰力矩干擾系數出現極值點的原因是由于尾噴流引起體襟翼的法向力出現突變。

圖6 全飛行器俯仰力矩系數隨馬赫數變化Fig.6 Pitching moment coefficient of vehicle varies with Mach number

圖7 體襟翼在有噴和無噴狀態下的法向力系數Fig.7 Normal force coefficient of body flap with and without engine-jet

圖8 體襟翼在有噴和無噴狀態下的壓心位置Fig.8 Center of pressure of body flap with and without engine-jet

2.2 噴管與體襟翼的相對位置對噴流干擾的影響

研究了4種噴管與體襟翼的組合狀態，當δBF=-5°、δ=0°時，噴管與體襟翼的相對位置最近，當δBF=0°、δ=-5°時，噴管與體襟翼的相對位置最遠，其余兩種情況(δBF=0°、δ=0°和δBF=-5°、δ=-5°)居中。圖9所示為在來流馬赫數0.6和0.95時，不同體襟翼偏角和噴管偏角組合下，發動機噴流對全飛行器氣動力(矩)和體襟翼的鉸鏈力矩系數的干擾量。由圖可知，來流馬赫數為0.6時，各噴流干擾量隨噴管與體襟翼偏角的變化均較小；來流馬赫數為0.95時，各噴流干擾量隨噴管與體襟翼偏角的變化明顯增大。

其原因可從圖10和圖11所示的紋影圖中看出，來流馬赫數為0.6時，不管哪種組合，噴流邊界與體襟翼均沒有干涉；而在來流馬赫數為0.95時，由于噴流邊界膨脹得更為厲害，在某些組合狀態下，噴流邊界與體襟翼就會發生干涉，進而導致噴流干擾量發生明顯變化。

圖9 發動機噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩系數的影響隨噴管和體襟翼偏角的變化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

圖10 馬赫數為0.6時不同體襟翼偏角和噴管偏角的噴流紋影圖Fig.10 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.6 with different body flap deflections

圖11 馬赫數為0.95時不同體襟翼偏角和噴管偏角的噴流紋影圖Fig.11 Schlieren of different nozzle angles at Ma=0.95 with different body flap deflections

2.3 噴管偏角對噴流干擾的影響

圖12給出來流馬赫數為1.2時，不同噴管偏角條件下全飛行器及體襟翼氣動干擾力(矩)的對比分析結果。隨著噴管向體襟翼靠近，全飛行器的法向力干擾系數和俯仰干擾力矩系數均出現變號，這表明噴流邊界在隨著噴管向體襟翼靠近時，與體襟翼之間由引射效應變為較強的體積效應。從圖13可得到證實，在噴管偏角為0°時，發動機噴流與體襟翼之間已經產生了明顯的相互干擾作用，也即表明噴流邊界出現體積作用發生在噴管偏角-5°～0°之間，同時對比噴管偏角從-5°～0°，以及從0°～5°時噴流干擾系數的斜率變化，表明噴流邊界出現體積效應后，其對噴流干擾力系數的作用強于在引射效應時所起的作用。

2.4 測量精度

此次試驗中，在同一馬赫數下開展了不同噴管偏角的無噴全飛行器氣動力測量。在無噴條件下，全飛行器外形僅有噴管偏角的改變，可以認為同一馬赫數下無噴試驗結果為重復性試驗結果，進而可以利用無噴時不同噴管偏角的全機氣動力系數，考察天平系統的重復性誤差精度以及干擾系數的試驗測量誤差帶。

首先給出無噴條件下，不同噴管偏角對全飛行器以及體襟翼氣動力(矩)系數的影響，如表2所示，包括法向力系數CN、軸向力系數CA、俯仰力矩系數Cmz。

據此，可以獲得同一馬赫數不同噴管偏角條件，全飛行器氣動力(矩)噴流干擾系數的試驗測量偏差帶，如表3和表4所示。表3和表4中，來流馬赫數為1.2時全飛行器法向力和俯仰力矩的干擾系數測量偏差較大的原因是干擾量本身接近于0；其他狀態下的全飛行器氣動力(矩)干擾系數的測量偏差均可以控制在5%左右。

圖13 不同噴管偏角下的尾部噴流紋影圖 (Ma=1.2、δBF=0°)Fig.13 Schlirens of supersonic jet exhaust flowfield of different nozzle angles (Ma=1.2, δBF=0°)

表3 噴管偏角-5°時全飛行器噴流系數干擾量的測量偏差

表4 噴管偏角0°時全飛行器噴流系數干擾量的測量偏差

3 結 論

1) 在所研究的亞跨聲速狀態下，噴流干擾對全飛行器氣動力和體襟翼鉸鏈力矩的影響隨馬赫數變化而變化。在自由來流馬赫數小于1時，噴管遠離體襟翼，噴流對全飛行器的氣動力系數和體襟翼氣動力系數的影響是減弱的，而在來流馬赫數達到并超過1時，噴管遠離體襟翼，噴流對全飛行器的氣動力系數的影響是增強的；同時，對體襟翼鉸鏈力矩系數的影響是減弱的。

2) 當飛行器接近聲速時，體襟翼與噴管之間的相對位置越近，其尾噴流對全飛行器氣動力(矩)系數的干擾效應就越強，而在亞聲速范圍時，體襟翼與噴管之間相對位置的變化對全飛行器氣動力(矩)系數的影響作用則較小。

3) 在馬赫數為1.2時，噴管偏角由-5°變為0°，再變到5°的過程中，尾噴流與體襟翼之間的相互作用由引射效應變為較強的體積效應，且當出現體積效應后，其對噴流干擾力(矩)系數的作用強于在引射效應時所起的作用。

總之，發動機噴流對火箭動力面對稱重復使用運載器的氣動特性有明顯影響，在總體設計時須提前予以足夠關注。

[21] 王發祥. 高速風洞試驗[M]. 北京:國防工業出版社, 2003.

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