吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

贺旭照， 秦思， 卫锋， 乐嘉陵

中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，绵阳 621000

吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

贺旭照， 秦思*， 卫锋， 乐嘉陵

中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，绵阳 621000

在中国空气动力研究与发展中心∅0.5 m高超声速风洞中，开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管，模拟飞行器尾喷管非均匀入流，测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力，采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构，获得了不同工况下非均匀入流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。试验结果显示尾喷管非均匀入流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响，喷管入流的非均匀特征在吸气式高超声速飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果；核心区域外，非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流，且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流；均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系，交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。

吸气式飞行器； 高超声速； 非均匀喷流； 内外流干扰； 测压

吸气式高超声速飞行器后体尾喷管不仅为飞行器提供推力，也会产生升力和俯仰力矩。后体尾喷管相当于一个推力矢量装置，且推力矢量随飞行器内外流工况的变化而改变，不仅对飞行器的推阻性能产生重要影响，还对飞行器的控制及操稳至关重要。后体尾喷管产生的高速尾喷流与飞行器外部气流相比，在速度量值/方向、静压、总压等方面都存在明显差异，当两股气流相遇时，存在复杂的相互干扰。喷流干扰的典型流场结构包含分离再附区、激波、膨胀波、弓形波、马赫盘、剪切层等流动结构，复杂情况下还包含化学非平衡流动特征[1]，这使得对内外流干扰区域的推力、升力及俯仰力矩的准确预测变的非常困难。近年来发展吸气式高超声速技术的迫切需求，要求对后体尾喷管流动区域的内外流干扰规律进行细致研究，在认识流动规律的基础上，完善对该流动区域气动推进特性的深入认识。

20世纪80年代，美国国家航空航天局(NASA)Ames中心和McDonnell Douglas研究室对NASP计划飞行器的内喷流和外流干扰问题进行了一系列实验和数值模拟，研究了喷流、外流、机身后体的相互作用，获得了相应的油流、纹影图以及膨胀面上的压力分布[2-3]，NASA Langley研究中心和洛克希德·马丁公司也对NASP计划飞行器的喷流干扰问题进行了一系列的数值计算和实验研究[4]。他们研究了内外流干扰对机翼以及控制面的影响，例如作用在后体的力和力矩，同时与CFD模拟结果进行比较，为CFD分析代码校准提供数据库。日本宇航实验室(NAL)在外流马赫数Ma=7.1的条件下，对尾喷管性能进行了实验研究[5]，卡古达研究中心(KRC)在高空实验台上开展了用高温燃气流模拟Ma<8状态的尾喷管实验[6-8]。分别采用纹影法、油膜法、阴影法和蒸汽屏法等实验手段观察了尾喷管的流场结构，研究了内喷管出口压力与外流压力之比(静压比)对喷管性能的影响。通过纹影观测技术获得了流场结构，对一些主要的激波、剪切层、分离区的分布有了比较清楚的认识。21世纪初，德国宇航中心对高超声速飞行器后体尾喷管内外流干扰问题进行了大量的实验研究，使用不同的测量技术对影响尾喷管内外流干扰的各种因素进行了详细的研究。文献[9-10]采用氩气(Ar)、空气(Air)和六氟化硫(SF6)3种气体作为喷流气体，来研究不同比热比对喷流干扰和喷管性能的影响。研究结果表明，随着比热比的增加，相应的压力系数会变小；另一方面，随着温度的增加，比热比减小，也会对压力系数产生影响。为了更好地了解尾喷管内外流干扰流场的相关特征以及不同参数对尾喷管内外流干扰特性的影响，文献[11-14]介绍了尾喷管内外流干扰实验中的不同测量方法，文中分别采用压敏漆和压力传感器对尾喷管膨胀面壁面压力进行测量，用皮托耙对喷流干扰区域流场的皮托压进行测量，对尾喷管壁面温度进行了红外热成像测量，采用纹影对尾喷流干扰流场进行了观测。研究得到了喷流气体比热比、喷流总温、喷流总压、自由来流雷诺数、喷管落压比以及迎角等因素对喷管性能的影响，同时获得了喷流干扰区域流场的结构。文献[15]采用CFD方法研究了大迎角侧向多喷干扰流场特性。

喷流入口非均匀是高超声速飞行器尾喷流的重要特征之一，要准确模拟未来吸气式高超声速飞行器的喷流-外流干扰特性，就必须摸清喷流的非均匀特性对飞行器底部区域干扰特征的影响。本文在中国空气动力研究与发展中心∅0.5 m高超声速风洞中，开展了模拟吸气式高超声速飞行器非均匀喷流的内外流干扰测压试验。对比了外流马赫数6和5，喷流落压比为180和100条件下，均匀喷流和非均匀喷流对飞行器尾部壁面及机翼表面压力分布的影响，同时采用高清纹影观测了喷流干扰的流场结构，获得了非均匀和均匀尾喷流干扰区域压力分布特征，为研究喷流对飞行器性能的影响及飞行器部件的合理布局和性能改善提供参考。

1 试验方案

采用的试验模型为开放式单壁膨胀喷管一体化飞行器，如图1所示，该模型长约0.5 m。采用吸气式高超声速飞行器喷流模拟的相似准则[16]，设计试验方案。飞行器外流采用常规风洞产生；内喷流采用在模型内部安装的拉瓦尔喷管产生，如图1 所示。内喷流气体通过高压气管进入内喷管驻室，然后由内喷管产生超声速气流喷出。内喷管驻室安装了总压探针；在内喷管出口侧壁和上壁面，分三排对称安装了27个静压测管用于检测内喷流在出口的对称性。如图2所示，在飞行器喷管内外膨胀面上布置了8排、水平翼表面上布置了4排，总共86个静压测点，采用左右间隔非对称形式分布，以便在对称来流条件下获得更详细的喷流干扰表面压力信息。

2 内喷管设计

真实飞行条件下的尾喷管非均匀入口包括了马赫数、压力、温度等流动变量的非均匀，在试验研究中，这些非均匀参数不可能全部模拟，但尾喷流出口的流向角是一个重要的非均匀参数[17]，可以通过设计合适的内喷管型线，来模拟真实发动机出口的流动偏转特征。

均匀喷流内喷管是通过特征线[18]方法设计获得的。内喷管出口马赫数为2.2，喷流介质为空气。非均匀内喷管的面积膨胀比和均匀喷管一致，其上表面水平、下表面出口和喷管中心水平线的夹角为17°，模拟了超燃冲压发动机燃烧室内喷管出口型线偏转角。其三维视图如图3所示。

对设计的均匀和非均匀喷管进行了试验喷流总压条件下的数值模拟，采用了自主研发的CFD软件AHL3D[19-20]。图4为喷管出口对称面上的流动偏转角及出口马赫数的对比，将纵坐标无量纲处理，Y轴原点在喷管中心，H为喷管出口高度，可以看出，均匀喷管和非均匀喷管的出口马赫数接近，均匀喷管在出口截面的流动对称性较好，流动偏转角接近0°，出口质量加权马赫数为2.16。非均匀喷管在喷管扩张侧马赫数稍高，数值在2.22左右，水平侧的马赫数在2.12左右，出口截面的加权马赫数为2.17，非均匀喷管流动偏转角从上壁面的0° 逐渐过渡到下壁面的17°，近似模拟了燃烧室内喷管出口的流动偏转现象。可以看出，非均匀喷管和均匀喷管的出口马赫数相差不大，其喷流的主要差别为流动偏转角的不同。

3 试验准备

在中国空气动力研究与发展中心∅0.5 m高超声速风洞中开展内外流干扰试验研究。该风洞的对称喷管出口直径为0.5 m，为下吹、引射、暂冲式常规高超声速风洞，驻室尺寸为1.7 m×1.2 m×1.3 m。试验段采用封闭自由射流模式，试验马赫数范围为Ma=5～10。试验模型如图5所示放置试验段，模型通过位于其背部的曲臂支撑机构和风洞支撑系统相连接，可实现前后上下平移和±6° 迎角内的俯仰运动。

模型内喷管通过高压软管和外部气源系统连接，外部气源系统如图6所示，其上的两路TESCOM®自动调压系统和模型内喷管内的总压探针形成闭环反馈通路，可以精确调节模型内喷管的驻室压力。外部气源系统容积为0.5 m3，最大充气压力为20 MPa，可实现对内喷管300 s以上的稳定供气。

模型表面静压测点通过铜制金属管及橡胶软管，和放置于洞体外部的静态压力传感器连接。试验的压力采集系统使用的是Pressure Systems Inc. Model 9016型电子压力扫描系统，传感器测量精度为全量程的0.06%，静压测量采用0～50 kPa量程，皮托压和总压采用0～500 kPa量程。试验模型的外部流场采用高速纹影系统进行观测，最高帧频为2 000帧/s，最大像素为800×800，可根据需求调整。

4 试验结果和分析

4.1 喷流总压调节及压力测量精度

尾喷流内外流相互干扰模拟中，喷流的落压比(Number of Pressure Ratio, NPR)是一个重要的模拟参数，为了在长时间的喷流试验过程中精确控制其量值至设定的数值，采用了具有压力反馈调节系统的内喷流试验装置，如图6所示。在典型落压比条件下(NPR=180，100)，在试验过程中采集获得的实时落压比数据和设定值的比较如图7所示。压力反馈调节系统需要大约10～15 s时间，将内喷流压力调节到设定值，最长可达300 s以上。试验过程中，分析了在不同设定值条件下的内喷流落压比和设定值之间的均方差，其量值都优于1%，控制精度比较理想。

在试验过程中，在风洞开启的同时，开启内喷流装置。由于测压管具有一定长度，根据以往经验，测压管内的稳压时间在60 s以内。在试验中等待试验流场稳定100 s后，开始以10 s为间隔，采集4次模型表面压力数据。图8为来流马赫数5，NPR=180时采集到的4次压力信号的均方差pw/p∞，从图中可以看出，在喷流核心区域和干扰区，均方差误差在0.5%以内，在喷流无作用区域及压力接近自由来流的区域，压力均方差小于2.5%。

4.2 落压比对非均匀喷流的影响

图9为来流马赫数5，模型迎角0°，喷流落压比NPR=180和100时的飞行器尾部及水平翼面上的试验压力分布云图。在外流马赫数及其他喷流参数相同时，喷流落压比是唯一影响飞行器尾部区域压力分布的影响因素。在内外流干扰条件下的非均匀喷流壁面压力分布图中，壁面压力的分布可以分为2个区域：第1个区域为喷流核心流动作用区，其压力分布主要受到喷流本身的影响，第2个区域为内外流干扰作用区，其压力分布主要受到外流和内流相互挤压形成的交叉干扰区的影响。在喷流核心流动作用区域，当NPR=180时，其核心流动作用区域的压力分布量值和作用区域的面积都要大于NPR=100时的结果。在内外流干扰作用区域，NPR=180时，在水平翼舵及后体侧缘区域，存在明显的压力升高区域，这种高压力区域是由内喷流和外流相互作用形成交叉干扰区域产生的。而在NPR=100时，内外流干扰作用区域对后体侧缘及水平翼舵上的压力分布略有影响，其影响区域面积及压力分布量值要明显小于NPR=180时的结果。

图10为来流马赫数5，NPR=180和100时，非均匀喷流内外流干扰区域的试验纹影图。从图中可以清晰地看到内外流干扰所产生的交叉激波及剪切层结构，由内喷管产生的膨胀波系在内喷流的核心区域也清晰可辨，特别在NPR=180时。在高落压比(NPR=180，图10(a))时的干扰交叉激波外波系的角度约为20°，大于低落压比(NPR=100，图10(b))时的值18.4°。对比高落压比(NPR=180)和低落压比(NPR=100)时的流场纹影，可发现在高落压比时，内外流干扰激波外分支及剪切层向外流部分的扩张更显著一些，而交叉干扰激波的内分支的位置变化不显著。交叉干扰激波外分支及剪切层主要受到内流膨胀排挤效应的影响，而交叉干扰激波内分支更多取决于内喷流的马赫数。从流场的纹影图中可以直观判断出低落压比时内外流干扰的强度要弱一些。

4.3 外流马赫数对非均匀喷流的影响

图11为在来流马赫数5和6条件下，飞行器尾部及水平翼舵上的压力分布。在该试验状态下，喷流落压比相同，模型迎角都为0°，内喷管都采用非均匀喷管。对于核心流动区域，外流马赫数5时的无量纲压力分布值和来流马赫数6时的值基本一致，但来流马赫数5时的等值线沿着展向要更加饱满一些，说明内喷流的核心流动在外流马赫数5时，沿展向进行了更充分的膨胀，外流对内喷流的挤压效应要弱于来流马赫数6时的情形。这是由于来流马赫数5时，内部和外部流动的动量比要大于来流马赫数6时的情形，使得内喷流更易于向外部空间膨胀。对于内外流干扰区域，外流马赫数5时的水平舵面及模型尾部侧缘的受干扰面积要大于来流马赫数6时的情形，且受干扰区域的Y方向起始位置要更靠近内喷管出口。这是由于在来流马赫数5时，与来流马赫数6相比，在核心流动区域，外流受到内喷流更明显的排挤，同时，在较低来流马赫数条件下形成的交叉干扰激波的扩张角度更大，这两方面原因导致了在相同喷流落压比下，低马赫数外部流动的内外流干扰作用区域要大于高马赫数外部流动的情形。

图12为来流马赫数6，NPR=180时的喷流模型尾部区域的流场纹影图，图中虚线为对应状态来流马赫数5时的交叉激波外分支形状。可以看出，各个状态下的喷流/外流干扰流场的结构一致，都包含了交叉激波、剪切层、内喷管膨胀波系及底部流动结构等流动特征。从图中交叉激波外分支的对比看，来流马赫数6时的激波型线略向下一些，激波角略小于来流马赫数5时的情形。通过纹影图可以更直观看到高来流马赫数流动对内喷流的挤压效应要大于低来流马赫数时的情形。

4.4 非均匀喷流和均匀喷流比较

图13为来流马赫数5，喷流落压比180时，均匀喷流和非均匀喷流工况下，模型尾部膨胀面及水平翼舵上的压力分布对比图。均匀内喷管沿流向产生水平喷流，水平喷流和模型尾部的膨胀型面具有较大的膨胀角，水平喷流在膨胀面上产生的压力分布值明显低于非均匀内喷流的情形。非均匀内喷流的内喷管型线产生的喷流具有一定的流向偏转角，如图4所示，其喷流整体上与模型尾部的膨胀面夹角更小，在模型尾部区域产生了较高的核心压力分布区域。但均匀喷流核心区域的分布范围更长，对于内外流激波干扰区域，均匀内喷流的作用干扰效应更为明显，其内外流干扰作用的范围也更大，在模型底部后侧缘及水平翼上，形成了更为明显的高压力区域。

图14为来流马赫数5，喷流落压比180，均匀内喷流条件下尾部流动干扰区域的流场纹影图，图中虚线为对应状态下非均匀喷流的交叉干扰激波及剪切层线。可以看出，均匀喷流交叉干扰激波外分支及剪切层线要更靠外一些，这是由于均匀喷流的流向角接近水平，而非均匀喷流整体上有一个向下的偏转，对外部流动的排挤效应会小于均匀喷流的情形；均匀喷流核心区的膨胀波系更为明显，这如前文所述，均匀喷流和模型尾部膨胀面之间具有较大的膨胀角，在流动偏折点，产生的膨胀波系在内通道反射，形成了出口处较为明显的膨胀波系。

5 结 论

1) 在非均匀喷流条件下，喷流落压比对尾部/水平翼舵区域的表面压力分布及空间流场结构影响显著。高落压比喷流核心区域的压力分布强度和量值及其对水平翼面的干扰强度要明显高于低落压比时的结果。

2) 相比低外流马赫数，高外流马赫数时，外流对非均匀喷流的挤压效应更加明显。高外流马赫数时，喷流和外流相互作用区域被积压在了更小的范围内，而受外流影响较小的核心区域的压力分布则变化不大。

3) 喷流出口的流动特征对喷流核心区域和内外流干扰区域的压力分布及流场结构影响显著，研究吸气式高超声速飞行器尾喷流问题时，必须考虑喷流的非均匀特性。

喷流和外流的相互干扰，对吸气式高超声速飞行器尾部及翼舵区域的压力分布和流场结构产生显著影响，不仅对飞行器推阻和升力特性产生明显影响，还对飞行器的舵面效率及操控特性产生直接影响。本文获得了非均匀喷流的落压比、外流马赫数及喷流的非均匀特性对飞行器尾部/水平翼区域性能影响的试验结果，获得的规律性认识及定量数据可为未来大尺度吸气式高超声速飞行器后体尾喷流研究提供方向性参考。

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(责任编辑：李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160905.1643.002.html

＊Corresponding author. E-mail: qs6739639@163.com

Test of non-uniform nozzle plume for air-breathinghypersonic vehicle

HE Xuzhao, QIN Si*, WEI Feng, LE Jialing

ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The pressure test for the inner-outer flow interaction area are conducted at the 0.5 m hypersonic wind tunnel in China Aerodynamics Research and Development Center. The test are conducted at the conditions of uniform and non-uniform incoming flow. Using non-uniform inner nozzle, the pressure on the afterbody expansion surface and the horizontal wing surface of the aircraft can be measured by simulating the non-uniform incoming flow of the aircraft nozzle. High speed schlieren is used to observe the flow field structure of the interaction areas of the plume, and the rules of influence of non-uniform incoming flow on pressure distribution on the afterbody expansion surface and horizontal surface of the aircraft nozzle can be got under different conditions. The test results show that the non-uniform incoming flow of the nozzle has significant influence on wall surface pressure distribution and flow field structure of the aircraft. The non-uniform characteristic of the nozzle’s incoming flow cannot be ignored in simulation of air breathing hypersonic vehicle plume. It can be seen from the test result that the pressure of the non-uniform plume’s core area is obviously higher than that of the uniform plume; while outside the core area, the non-uniform plume has a slightly smaller action area than the uniform plume, and the interaction area and intensity of non-uniform plume and outflow is also smaller than those of uniform plume. The uniform plume has distinct expansion waves in the exit area of the nozzle, and the expansion angles of interaction shock wave and shear layer of the uniform plume are larger than those of the non-uniform plume.

air-breathing vehicle; hypersonic; non-uniform nozzle plume; inner-outer flow interaction; pressure test

2016-03-08； Revised：2016-08-10； Accepted：2016-08-29； Published online：2016-09-05 16:43

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0246

2016-03-08； 退修日期：2016-08-10； 录用日期：2016-08-29； 网络出版时间：2016-09-05 16:43

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160905.1643.002.html

＊通讯作者.E-mail: qs6739639@163.com

贺旭照， 秦思， 卫锋， 等． 吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验[J]． 航空学报, 2017, 38(3): 120199. HE X Z, QIN S, WEI F, et al. Test of non-uniform nozzle plume for air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 120199.

V211

A

1000-6893(2017)03-120199-08