類X-43A 高超聲速飛行器機體/推進一體化氣動設(shè)計分析和地面試驗問題評述

梁 捷， 秦開宇， 陳 力

(1.電子科技大學航空航天學院， 成都 611731； 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000；3.福州大學機械工程及自動化學院， 福州 350108)

1 引言

20 世紀中期以來，航空航天技術(shù)快速發(fā)展并日趨成熟，提升進入空間與開發(fā)利用空間的能力已成為各航天大國的國家戰(zhàn)略[1－3]。 與之契合，高超聲速飛行器作為航空航天領(lǐng)域的標志性創(chuàng)新成果受到各航天強國的廣泛重視，特別在2004年，以超燃沖壓發(fā)動機(Supersonic Combustion Ramjet，Scramjet)為動力的X-43A 飛行試驗取得成功，吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)受到國內(nèi)外學者的極大關(guān)注[4－6]。

吸氣式推進對于在大氣層中持續(xù)飛行的巡航飛行器是不可或缺的重要組成部分，Scramjet 發(fā)動機是吸氣推進高超聲速飛行器的支撐技術(shù)。 近幾十年來雖然對Scramjet 發(fā)動機開展了廣泛研究并取得重大進展，但在設(shè)計方法、實驗數(shù)據(jù)庫、試驗設(shè)備及發(fā)動機性能驗證等方面都存在局限性。

美國在成功研制洲際彈道導彈、載人飛船和航天飛機這些以火箭為動力的高超聲速飛行器之后，于20 世紀80 年代中期實施了以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機為動力的國家空天飛機計劃(National Aero-Space Plane Program， NASP)，推進/機體一體 化(Propulsion/Airframe Integration， PAI) 是NASP 計劃的興趣所在，并提出了如圖1 所示的高超聲速飛行器PAI 系統(tǒng)一體化設(shè)計概念[7－9]。 吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計很大程度上受到高效PAI 需求驅(qū)動，帶動力條件下高超聲速飛行器氣動分析和試驗更是PAI 的一個重要組成部分。 但“一體化”帶來的機體和推進系統(tǒng)強耦合效應，給飛行器設(shè)計和驗證提出了極高的要求。 NASP 計劃試圖建造一種單級入軌(SSTO)試驗飛機X-30，用于飛行試驗，驗證雙模態(tài)Ramjet-Scramjet 發(fā)動機技術(shù)[2]。 由于設(shè)計要求超越了當時科技發(fā)展水平，該計劃雖幾經(jīng)調(diào)整，最終于1995 年1 月終止。

圖1 高超聲速飛行器機體和推進系統(tǒng)“一體化”概念[10]Fig.1 PAI concept of hypersonic vehicle[10]

NASP 計劃下馬后，美國于20 世紀末制定了新的高超聲速技術(shù)發(fā)展戰(zhàn)略，提出了“從無人到有人、從一次性使用到重復使用”循序漸進的指導思想和“以高超聲速巡航導彈為突破口，再發(fā)展軍用飛機和天地往返系統(tǒng)”的三步走發(fā)展戰(zhàn)略。 1996 年，在NASP 基礎(chǔ)上，NASA 啟動了研究內(nèi)容更加廣泛的高超聲速試驗計劃，即Hyper-X。Hyper-X 計劃先從設(shè)計建造小型低成本驗證飛行器入手開展飛行試驗，以便驗證高超聲速飛行器相關(guān)技術(shù)和設(shè)計方法論。 NASA 指出Hyper-X 計劃的研究核心是X-43 系列驗證機，該系列驗證機布局實質(zhì)上是根據(jù)NASP 研究的概念飛行器縮尺獲得的。 這為Hyper-X 計劃提供了很多便利，可使用NASP 數(shù)據(jù)庫、經(jīng)驗及改進型的任務研究計劃[11]。 因此，Hyper-X 計劃發(fā)展過程可視為NASP 發(fā)展計劃的“逆向執(zhí)行”。

2004 年11 月，以Scramjet 發(fā)動機為推進的X-43A 高超聲速飛行器創(chuàng)造了10Ma速度持續(xù)飛行10 s 的飛行紀錄。 X-43A 飛行器外部、內(nèi)部輪廓如圖2 所示。 該飛行器大約12 ft(3.66 m)長，5 ft(1.52 m)寬，2 ft(0.61 m)高，重約3000 lb(13345 N)[12]。 X-43A 驗證了Scramjet 發(fā)動機在既定試驗條件下的氣動力穩(wěn)定性、控制性能、飛行性能及飛行器機體結(jié)構(gòu)一體化和系統(tǒng)設(shè)計；X-43A 飛行數(shù)據(jù)驗證了基于風洞試驗和CFD 增量預測的氣動特性數(shù)據(jù)。

圖2 X-43A 飛行器外形[13]Fig.2 The X-43A aircraft configuration[13]

2 吸氣式高超聲速飛行器氣動分析

Hyper-X 研究表明，要使吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展成為有實用意義的飛行器，還需解決許多技術(shù)難題，包括帶Scramjet 動力的推進系統(tǒng)和PAI 設(shè)計、性能預測、試驗驗證和計算方法等。

2.1 Scramjet 發(fā)動機

在一體化布局下，升力體/乘波體整個下腹部都是推進系統(tǒng)的一部分，前體下表面作為發(fā)動機入流的預壓縮面，為進氣道入流提供經(jīng)過預壓縮的高質(zhì)量氣流，后體下表面為噴管出口，供更大的氣流膨脹面積(圖1)。 在設(shè)計馬赫數(shù)下飛行時，要求前體發(fā)出的弓形激波搭在進氣道唇緣上，不產(chǎn)生進氣道溢流損失，具有最大推力[14]。

長期以來，航天運載器使用火箭發(fā)動機作為動力，積累了非常成熟的經(jīng)驗[15]。 然而，現(xiàn)有的火箭動力系統(tǒng)，在運行過程中必須自帶氧化劑，致使起飛總重大，有效載荷低。 研究表明，火箭比沖Isp已經(jīng)接近極限，進一步提高的可能性十分有限[16－17]。與火箭動力相比，吸氣推進系統(tǒng)無需攜帶氧化劑，大大降低了起飛重量。 在同樣有效載荷下，二者起飛重量之比約為Wrocket/Wairplane＝4[18]。 可見，在同樣有效載荷下，吸氣式高超聲速飛行器的起飛總重大大降低了，而且吸氣式系統(tǒng)提供了更大安全性和靈活性并降低了飛行成本。

2.2 升阻比

升阻比是飛行器氣動布局設(shè)計的重要參數(shù)。傳統(tǒng)的飛行器薄機翼布局設(shè)計，在執(zhí)行高超聲速飛行條件下，升阻比極低，不能滿足設(shè)計要求。 目前許多研究者都把注意力轉(zhuǎn)移到PAI 布局的升力體和乘波體布局設(shè)計上[19－21]。

圖3 中，實線表示一般飛行器在高超聲速條件下，難以打破的L/D 阻礙，表達式為式(1)[22]:

式中，L為升力，D為阻力，Ma為馬赫數(shù)；從上式可以看出，當Ma無窮大時， (L/D)max只有4，這就是飛行器難以跨越的高超聲速升阻比屏障(圖3 中，空心符號表示一般飛行器的升阻比)。 而采用“乘波體”布局設(shè)計，可使飛行器在高超聲速下升阻比值達到5～8，其(L/D)max表示為式(2)[22]:

圖3 中，虛線表示采用乘波體飛行器的最大升阻比線，圓形黑實心符號和方形黑實心符號分別表示半指數(shù)流乘波體和錐形流乘波體在高超聲速飛行時的升阻比[22]。 文獻研究結(jié)果表明，即使在非設(shè)計條件下，乘波體飛行器仍然保持很高的升阻比值[22]。 而且前緣鈍度對升阻比影響很小；乘波體布局對進氣道提供算法均勻的流場，并不產(chǎn)生橫向流動，這一點對發(fā)動機有效燃燒非常重要。

圖3 傳統(tǒng)飛行器和兩種乘波體飛行器的升阻比[22]Fig.3 Lift-to-drag ratio of conventional aircraft and two types of waverider[22]

高超聲速概念飛行器分為巡航飛行器和加速飛行器。 “全球到達”的巡航飛行器設(shè)計目標是達到最大航程。 根據(jù)式(3)所示Breguet 航程公式[14]:

式中，R為航程；V0為來流速度；Isp為比沖；WI為巡航起始重量；WF為巡航結(jié)束重量。 從式(3)可以看出，在高超聲速飛行器概念方案設(shè)計階段，為了達到最大航程，必須對(L/D)×Isp實行優(yōu)化，單獨采用L/D或Isp來評估飛行器氣動外形或發(fā)動機性能是不合理的，因為飛行器氣動界面與推進系統(tǒng)劃分方式不同會導致升阻比不同。乘波體具有較大升阻比，是全球到達的巡航飛行器理想的布局形式。

2.3 吸氣式高超聲速飛行器PAI 設(shè)計分析

基于PAI 概念設(shè)計的X-43A 吸氣式高超聲速飛行器(如圖4 所示)，在氣動布局上的一個顯著特點是機體和推進系統(tǒng)高度綜合成一體，產(chǎn)生升力的部件、推進系統(tǒng)和機身的功能不再相互獨立，而是以高度集成的升力體出現(xiàn)，這是目前高超聲速飛行器的一種優(yōu)選的布局型式。

圖4 X-43A 高超聲速飛行器PAI 布局[23]Fig.4 Airframe/propulsion integrated aerodynamic configuration of X-43A hypersonic vehicle[23]

前體與進氣道一體化設(shè)計不僅僅考慮發(fā)動機推力和流場要求，還需綜合考慮氣動力、結(jié)構(gòu)和內(nèi)部容積等其他限制條件。

機體/推進一體化的另一特點是機體的后體被用作發(fā)動機的延伸部分。 后體噴管的作用使發(fā)動機出口氣流得到進一步膨脹產(chǎn)生的推力貢獻，這是由于發(fā)動機循環(huán)性能改善引起的，其設(shè)計性能關(guān)鍵參數(shù)包括:

1)捕獲面積。 前體對進入發(fā)動機氣流提供預壓縮，提高了發(fā)動機的推進效率。 進氣道特性可用兩個參數(shù)衡量，一是發(fā)動機捕獲的質(zhì)量流量比，即A1/A0要大，二是進氣道的壓力恢復要高。高超聲速飛行要求Scramjet 發(fā)動機產(chǎn)生足夠大推力，因此，前體進氣道一體化設(shè)計中，必須考慮到增大進氣道氣流的捕獲面積。 高度集成的高超聲速飛行器設(shè)計概念吸引力在于它可以提供最大的進氣道捕獲面積和最大的噴管膨脹面積。

如式(5)所示，吸氣式發(fā)動機的推力F與前體捕獲的氣流質(zhì)量流量直接相關(guān)[24]:

式中，ρ0V0是飛行器前方未受擾動自由流每單位面積質(zhì)量流速率，A1是發(fā)動機捕獲面積。

發(fā)動機進氣道置于飛行器下表面，位于前體頭部弓形激波產(chǎn)生的預壓縮面內(nèi)，進一步提高了發(fā)動機進氣道入口處每單位面積質(zhì)量流速率ρ0V0，它對全機推力貢獻約占總推力的35%[24]。圖5 為X-43A 的三級前體斜板和進氣道捕獲面積示意圖。

圖5 三級前體斜板和進氣道捕獲面積示意圖[24]Fig.5 Schematic diagram of X-43A three-stage prea cu[2r4s]o r inclined plate and inlet captured are-

從式(5)可以看出，捕獲面積增加，可增加捕獲流量進而增加發(fā)動機推力；但捕獲流量增加必增大前體面積，導致氣動阻力、抬頭力矩及靜不穩(wěn)定性均增加。 因此，必須從總體性能上綜合考慮，當捕獲面積在一定范圍內(nèi)增加時，發(fā)動機推力增加更明顯，推阻裕量變大；若捕獲面積超過一定值，氣動阻力增加更明顯，推阻裕量變小。 捕獲面積的最優(yōu)值需結(jié)合總體性能來確定。

2)前體最大寬度。 根據(jù)發(fā)動機運行要求，進入發(fā)動機的入流品質(zhì)應最佳，沿展向氣流所有參數(shù)變化梯度小，即畸變度小。 飛行器的前體寬度和發(fā)動機的相對寬度對進氣道入口的均勻性影響很大，如果發(fā)動機質(zhì)量流量梯度很大，就不可能獲得發(fā)動機的最佳性能。 發(fā)動機尺寸和流場要求，對于良好的前體設(shè)計不是唯一必須考慮的因素，對于最佳的前體設(shè)計必需綜合考慮氣動力、結(jié)構(gòu)等多方面的要求。

3)前體長度。 X-43A 只能在十分狹小的吸氣走廊范圍(見圖6 所示的X-43A 速度－高度曲線)沿恒值動壓q0的飛行軌跡飛行，其相應動壓范圍[500， 2000](psf)，其下邊界受最大允許升力面面積限制，上邊界受結(jié)構(gòu)極限限制。 與單位面積質(zhì)量流速率、當?shù)芈曀賏0、來流速度V0、來流馬赫數(shù)M0有式(7)所示關(guān)系:

圖6 X-43A 速度－高度曲線[25]Fig.6 Velocity-altitude curve for X-43A[25]

從式(7)中可以看出，隨M0增大，每單位面積質(zhì)量流速率ρ0V0迅速下降(X-43A 速度－質(zhì)量流速率曲線如圖7 所示)，雖然這與大氣密度減少有關(guān)，然而這樣的變化趨勢與發(fā)動機工作需求是相違背的。 為維持質(zhì)量流量和推力不變，就必須在設(shè)計上采取相應措施，譬如，高超聲速飛行器使用很長的前體壓縮面，其最重要作用就是增大自由流捕獲面積；或在特定M0下，增大動壓q0，也可維持推力不變。

圖7 X-43A 速度-質(zhì)量流速率曲線[25]Fig.7 Velocity-mass flow rate curve for X-43A[25]

4)前體下表面斜板傾斜角。 前體是產(chǎn)生飛行器升力的主要部件，利用機體下表面三級前體斜板和進氣道產(chǎn)生的壓力升力和有限的前體阻力設(shè)計可有效提高飛行器升阻比。 借助前體弓形激波和前體設(shè)計可為升力體/乘波體飛行器提供足夠升力，因此，前體下表面斜板傾斜角的合理設(shè)計，是前體進氣道一體化設(shè)計的另一個重要參數(shù)，其對發(fā)動機流量系數(shù)、全機升阻比特性及設(shè)計條件下全機配平特性都有重要影響。

為協(xié)調(diào)這些不同要求，前體下表面斜板從機頭到進氣道口可分成若干段，稱多級斜板，每級斜板相對來流都是小角度偏轉(zhuǎn)。 如圖5 所示，X-43A 用三級前體斜板，其偏角δ1＝5°，δ2＝6°，δ3＝3° 。 既協(xié)調(diào)了不同需求，也滿足了在進氣道入口處所要求的減速、增壓氣流條件。 相比而言，如果為滿足全機升力特性要求必須使用δ1＝5°的前體斜板，而不用多級斜板設(shè)計；為滿足在巡航設(shè)計條件下，弓形激波搭在進氣道唇緣上，而不產(chǎn)生進氣道溢流阻力，前體長度需進一步向前延伸，盡管流量系數(shù)增加了，但會導致飛行器結(jié)構(gòu)重量增加、柔性變形大、前體壓力中心前移，可能導致配平損失增加、飛行器性能惡化。 前體流場品質(zhì)對發(fā)動機流場品質(zhì)也有重要影響，進入燃燒室的氣流流場均勻性將直接影響發(fā)動機推力[26]。

5)后體/噴管一體化設(shè)計。 PAI 另一個特點是機體后部部分被用作發(fā)動機的延伸部分(或稱外噴管)。 如圖4 所示，把進氣道集成在前體下表面是為發(fā)動機獲得最大質(zhì)量流量，后體－噴管設(shè)計也是為從膨脹的后體排氣流中獲得最大推力。 機體后部下表面作為單斜壁噴管的上邊界，其下邊界由周圍空氣的自由流剪切層構(gòu)成，剪切層位置由排氣羽流靜壓與自由靜壓相平衡決定。擴張的外噴管使發(fā)動機出口的高溫、高壓氣體進一步膨脹，如果噴管長度太短，不足以使儲存的位勢能得到充分恢復，稱“欠膨脹”，其結(jié)果是降低了推力。 一旦后體過度膨脹，致使后體壓力降低，從而使前、后體正向壓差增大，則使全機阻力增加。 NASP 研究表明，后體產(chǎn)生的推力貢獻約占總推力的25～35%[27－28]。 這種貢獻是由于改善了發(fā)動機性能增大比沖引起的。

后體噴管設(shè)計主要受推力和穩(wěn)定性支配。 為獲得全機的推力減阻力的差額盡可能大，則后體噴管的推力貢獻將起到關(guān)鍵作用。 飛行器后體作為噴管的膨脹面，作用著由發(fā)動機排出的高壓排氣流，對后體產(chǎn)生的升力和俯仰力矩也有顯著影響。 因此，發(fā)動機位置、推力矢量方向和所產(chǎn)生的配平損失都必須在整個飛行包線范圍內(nèi)進行檢查。

后體噴管提供的附加推力，基本上是在不增加阻力情況下獲得的“純凈推力”。 對高超聲速飛行器，全機“凈推力”只是全機總推力和全機總阻力兩個大量中很小的差量，所以任何阻力增加都可能顯著影響飛行器性能。 這種獨特的后體構(gòu)型設(shè)計對于全機凈推力和升阻比都很重要。

高超聲速飛行器為了獲得大推力，要求很大的膨脹比，必然導致噴管出口面積很大。 為減輕重量，在實際設(shè)計中，去除噴管側(cè)壁和罩的實體部分，長度也被截短，噴管的長度必須在性能要求和綜合約束之間尋求折衷[29－30]。 另外，在后體下表面受發(fā)動機高壓排氣流施加的力和力矩(圖5)可能很大，在布局設(shè)計中必須合理配置，如果設(shè)計不當可能導致配平損失很大。

3 關(guān)于機體/推進系統(tǒng)一體化與機體氣動力干擾評述

Hyper-X 等吸氣式高超聲速飛行器利用Scramjet 進行推進，發(fā)動機位于機體下。 對于這類推進系統(tǒng)和機體高度一體化的飛行器的布局設(shè)計和使用，一個關(guān)鍵問題是推進系統(tǒng)和飛機機體空氣動力學之間的相互干擾作用，該問題主要與PAI 有關(guān)。 通常前體作為Scramjet 進氣道，后體作為Scramjet 噴管。

高超聲速飛行要求發(fā)動機能夠產(chǎn)生足夠大的推力，而且與飛行器重心位置間的力臂很大，導致發(fā)動機推力對俯仰力矩影響。 同時，推進系統(tǒng)對飛行器橫向操穩(wěn)特性也有重大影響[31－32]。

吸氣式高超聲速飛行器的氣動力也會影響推進系統(tǒng)。 飛行器前體下表面弓形激波性質(zhì)確定了進入進氣道的壓縮氣流和前體進氣道捕獲的空氣質(zhì)量流量，而弓形激波性質(zhì)是由氣流的迎角、動壓和自由流特性確定的[33]。 氣流的迎角和動壓也影響燃燒動力學和排氣流/自由流的剪切層。

吸氣式高超聲速飛行器機體和推進系統(tǒng)動態(tài)耦合來源于結(jié)構(gòu)的氣動彈性模態(tài)、前體和后體及其在整個機體上的傳播，影響了通過進氣道和排氣噴管的流量，因此也影響了氣動力性能。 精確確定結(jié)構(gòu)的氣動彈性模態(tài)對于飛行控制，尤其是精確控制迎角是很苛刻的要求。

4 高超聲速飛行器地面試驗要求與設(shè)備能力限制

在高超聲速飛行器設(shè)計中，由于使用非傳統(tǒng)、高集成度布局，導致各部件之間相互影響靈敏度增強，加之飛行速度范圍寬(Ma＝3～25)，飛行環(huán)境嚴酷。

圖8 給出了幾類高超聲速地面試驗設(shè)備在X-43A 飛行走廊區(qū)域內(nèi)的模擬能力。 這些地面設(shè)備包括下吹式風洞、暫沖式風洞和脈沖風洞。 暫沖式風洞設(shè)備運行持續(xù)時間較長，但焓值增加受到限制，最大馬赫數(shù)不超過8Ma，實際可達到的Re數(shù)以及溫度都受到很大限制，風洞總溫和試驗Re數(shù)都低于飛行條件；脈沖加熱設(shè)備，例如激波風洞，可以短時間模擬更高焓值，最高馬赫數(shù)可以達到10Ma或更高，但為減少高能氣體損耗并防護噴管燒蝕，其運行時間極短，以毫秒計算，這就限制了激波風洞性能，無法模擬更多飛行狀態(tài)下熱力學參數(shù)，無法測熱流及火焰穩(wěn)定性。 對于運行時間較長的設(shè)備，速度為8Ma或小于8Ma，風洞設(shè)備質(zhì)量流量能力限制了試驗段尺寸，也就限制了試驗模型尺寸。 對于激波加熱設(shè)備，速度為10Ma或更高，試驗持續(xù)時間限制了試驗件長度[23]。

圖8 X-43A 飛行走廊及目前地面設(shè)備模擬能力圖[23]Fig. 8 Simulation capability diagram of flight corridor and current ground equipment for X-43A[23]

根據(jù)目前美國地面設(shè)備的尺寸能力和設(shè)備持續(xù)運行時間可以推斷:現(xiàn)有的地面設(shè)備只適合于小型高超聲速飛行器試驗，不能滿足全尺寸飛行器性能評估，也不適用于“全球到達”高超聲速飛行器的試驗工作。 對于高超聲速飛行器PAI 的風洞試驗驗證，由于受現(xiàn)有地面設(shè)備尺寸限制，試驗模型尺寸小，不能進行帶Scramjet 發(fā)動機運行的、完整的一體化布局試驗，因此，無法獲得對“一體化”飛行器性能有重大影響的機體和發(fā)動機系統(tǒng)之間全部干擾作用。

當前高超聲速飛行器大量風洞試驗是采用縮尺模型進行的，但高超聲速飛行器縮尺模型試驗存在兩個問題值得特別注意:①縮尺模型性能和適應性不同于全尺寸試驗件，這里所指的“性能”是指用氣流流量、燃油流量和推力表示的總推力性能。 這說明用風洞縮尺模型試驗評估得到的推力性能和全尺寸試驗得來的總推力性能是不同的[34]；②受風洞總溫、總壓等條件限制，縮尺模型和全尺寸試驗件的自然現(xiàn)象和流態(tài)會有明顯差異，沿著前體下表面流路將導致邊界層厚度、熵層厚度、粘性層厚度、層流到湍流的轉(zhuǎn)捩位置、激波和邊界層干擾以及激波和激波干擾等流動特性發(fā)生變化，特別是當邊界層流入發(fā)動機內(nèi)部，由于湍流摻混和化學反應相互作用，也將影響燃燒過程和化學組分。

地面推進系統(tǒng)試驗只能利用控制體積和參考平面將把發(fā)動機系統(tǒng)從飛行器上分割出來，分解成無連系的“可試驗單元”，這種試驗方法可能涉及兩個問題:①分界面上的邊界條件必須用高保真度方法仿真計算，特別在中、高的高超聲速條件下(即Ma≥10)下，燃燒室或噴管的進口條件依靠現(xiàn)有地面設(shè)備進行仿真試驗是很難實現(xiàn)的；②凈推力很難在地面試驗中測定。 因為凈推力是總推力和總阻力兩個大量中的小差量，由每個可試驗單元估算整個系統(tǒng)總性能的過程有太多不確定性，如果估算誤差為1%～2%，都將使凈推力產(chǎn)生很大變化[35]，因此，凈推力只能由飛行試驗測定。

與大氣中飛行相比，所有地面設(shè)備氣體成分都有污染，這種污染會影響發(fā)動機燃燒過程，包括點火特性、火焰穩(wěn)定性和燃料混合特性等，其終將對發(fā)動機推力貢獻產(chǎn)生影響。 X-43A 在速度為7Ma飛行時，為降低飛行風險，在不同設(shè)備中進行了重復性試驗，辨識出了數(shù)據(jù)反常是由于設(shè)備污染所致[35]。

地面試驗的另外一個限制體現(xiàn)在研究內(nèi)容上，Scramjet 發(fā)動機的試驗研究幾乎都集中在發(fā)動機推力、部件效率和燃燒效率等方面。 實際上，帶動力條件下，高超聲速吸氣飛行器的氣動力分析和試驗是PAI 的一個重要方面。 但設(shè)備尺寸限制，且燃燒過程不是幾何可縮比，排除了帶Scramjet 運行的可能性。

實現(xiàn)Scramjet 發(fā)動機縮尺試驗，必須處理兩個問題:①反應時間(或長度)，②混合長度。 由于燃料注射、點火和燃燒機理很復雜，而且湍流度模擬也是很不確定的，因此需進行全尺寸的Scramjet 發(fā)動機地面試驗。

5 增量方法論發(fā)展

5.1 增量方法論

高超聲速飛行器PAI 布局是一種非傳統(tǒng)布局型式，機體和推進系統(tǒng)之間強耦合，必須評估推進系統(tǒng)和機體之間相互干擾作用及其對飛行器性能影響。 為了滿足這類飛行器研制需要，必須綜合利用現(xiàn)有地面設(shè)備、飛行試驗以及大型計算機開發(fā)出適用的新設(shè)計方法。 Boudreau 等提出“增量方法論”，即依靠地面試驗和計算的增量，再與基準的流動相加[36]。 這種一體化方法的關(guān)鍵是在增量形式下，采用CFD 方法把風洞試驗環(huán)境下的氣動力數(shù)據(jù)外推到飛行環(huán)境的數(shù)據(jù)，可表示為式(8):

式中，下標飛行指飛行條件，基準指風洞試驗基準值，Test 指風洞試驗值，CFD 指CFD 計算值。

這種方法論既立足于現(xiàn)有風洞試驗值并能計及由于地面試驗環(huán)境與飛行環(huán)境差異，地面模擬不足產(chǎn)生的增量差。 文中所指“增量”意義是明確的，不是單獨依靠CFD 代碼絕對值外插能力，因此不受當前CFD 在絕對意義上的模擬分離流、湍流度和化學作用的弱點限制。

飛行器基準數(shù)據(jù)應在高質(zhì)量、完全氣體高超聲速風洞中試驗確定，并用增量設(shè)計代碼修正與設(shè)備有關(guān)試驗條件引起的偏差，如氣流非均勻性、支撐系統(tǒng)影響等。 此外，在開發(fā)增量方法中，第一步工作就是核實CFD 工具，要求其包括足夠物理和化學能力，能精確預測增量效應，計及地面試驗和飛行之間差異。

NASA 的Hyper-X 計劃，亦稱高超聲速增量技術(shù)計劃，目的是驗證和確認PAI 飛行器研制所需的試驗技術(shù)、計算方法和設(shè)計工具。 為達此目的，NASA 還開展了帶Scramjet 動力的飛行試驗，利用飛行試驗數(shù)據(jù)驗證設(shè)計預測值和設(shè)計方法論。 依托Hyper-X 計劃，高超聲速飛行器研制歷史上第一次建立了PAI 布局分析、CFD 數(shù)值計算、地面風洞試驗以及飛行試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性研究，更重要的是X-43A 飛行數(shù)據(jù)驗證了基于風洞試驗和計算流體力學給出的預測數(shù)據(jù)，也驗證了高超聲速飛行器設(shè)計方法，使得高超聲速飛行獲得成功。

5.2 數(shù)據(jù)庫開發(fā)

NASA 為分析X-43A 的氣動特性，在飛行器設(shè)計初期方案設(shè)計階段使用了分析或數(shù)值方法評估，最終性能評估則是利用基于風洞試驗數(shù)據(jù)建立的數(shù)據(jù)庫方法。 該數(shù)據(jù)庫發(fā)展流程如圖9 所示，圖中數(shù)據(jù)庫由風洞試驗數(shù)據(jù)、CFD 數(shù)值分析及飛行數(shù)據(jù)組成。

圖9 Hyper-X 氣動力數(shù)據(jù)庫發(fā)展過程Fig. 9 Development process of Hyper-X aerodynamic database

基于風洞數(shù)據(jù)進行計算機分析的目的在于:①對非飛行試驗件的地面風洞試驗數(shù)據(jù)進行修正以計入環(huán)境、試驗件和試驗持續(xù)時間等影響因素；②預測飛行包線范圍內(nèi)馬赫數(shù)變化影響，包括內(nèi)插獲得非試驗點性能。

由于風洞模型尺寸相對較小，不可能進行進氣道打開試驗(包括無動力或帶動力的)，因此，現(xiàn)有風洞試驗氣動力試驗數(shù)據(jù)庫都是用關(guān)閉進氣口的幾何外形獲得的，然而，缺少帶動力風洞試驗數(shù)據(jù)是不足以建構(gòu)一個完整氣動力數(shù)據(jù)庫的。 對于進氣道打開，發(fā)動機點火情況下氣動力增量，利用CFD 技術(shù)，把計算結(jié)果以相對于數(shù)據(jù)增量形式引入數(shù)據(jù)庫，可見，這樣的氣動力數(shù)據(jù)庫基礎(chǔ)仍然是風洞試驗數(shù)據(jù)。 NASA Langley 8 英尺高溫風洞全尺寸推進流道試驗證實了該方法所得到預測結(jié)果的正確性[37]。

此外，利用CFD 數(shù)值分析方法研究還可去除風洞試驗影響，例如Re數(shù)的尺度效應、Scramjet推進流場誘導效應(這與進氣口打開引起的力和力矩變化有關(guān))以及風洞支撐干擾影響等。 飛行數(shù)據(jù)也會被用來修正和改善Hyper-X 飛行器的氣動力數(shù)據(jù)庫。

6 結(jié)論

通過分析評述類X-43A 吸氣式高超聲速飛行器PAI 相關(guān)設(shè)計、“一體化”構(gòu)型地面設(shè)備要求、風洞能力和限制以及增量方法論發(fā)展，可得出如下結(jié)論:

1)對于X-43A 這類PAI 布局的高超聲速飛行器，傳統(tǒng)飛機設(shè)計方法、試驗方法和理論分析方法都有其限制性。 為了滿足這類飛行器研制需要，必須綜合利用現(xiàn)有地面設(shè)備、飛行試驗以及大型計算機，依靠地面試驗和計算的增量，再與基準的流動相加，這就是“增量方法論”。 這種“一體化”設(shè)計方法論的關(guān)鍵點是:在增量形式下，采用CFD 方法把風洞試驗環(huán)境下的氣動力數(shù)據(jù)外推到飛行環(huán)境的數(shù)據(jù)。

2)由于飛行器氣動界面與推進系統(tǒng)劃分方式不同會導致升阻比不同，因此，高超聲速飛行器概念方案設(shè)計階段，單獨采用L/D或Isp來評估飛行器氣動外形或發(fā)動機性能是不合理的，而必須對(L/D)×Isp實行優(yōu)化。

3)高超聲速飛行器的前體是產(chǎn)生升力的主要部件，利用壓力升力和有限阻力的前體設(shè)計是提高升阻比的主要途徑；后體－噴管一體化設(shè)計對于提高全機升阻比，增大凈推力具有重要意義；同時，后體－噴管一體化設(shè)計還必須考慮配平影響，減輕配平阻力損失；

4)由于受設(shè)備尺寸能力和持續(xù)運行時間短的限制，現(xiàn)有地面風洞設(shè)備只能實現(xiàn)小型、低高超聲速馬赫數(shù)試驗，全尺寸或高馬赫數(shù)實驗則超出了現(xiàn)有設(shè)備能力。

5)美國現(xiàn)有設(shè)備不能實現(xiàn)PAI 布局帶動力運行的完整一體化布局試驗。 這意味著現(xiàn)有設(shè)備不能滿足具有“一體化”布局特點的所有試驗要求，包括機體與推進系統(tǒng)的相互干擾、發(fā)動機位置影響以及后體設(shè)計影響等。

6)現(xiàn)有設(shè)備對于推進系統(tǒng)試驗有更多限制，無法測定前、后流路對發(fā)動機影響，無法確定發(fā)動機“凈推力”，無法確定試驗氣體成分污染影響。