賀 偉,于時(shí)恩,李宏斌

(1.西北工業(yè)大學(xué),西安 710072;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器通常采用機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)的高度一體化設(shè)計(jì),以使飛行器獲得最佳的氣動(dòng)和推進(jìn)性能,從而滿足高超聲速飛行任務(wù)對(duì)飛行器航程、重量的要求。高超聲速飛行器機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)高度一體化的布局特點(diǎn)決定了它的機(jī)體和推進(jìn)流道之間產(chǎn)生緊密的耦合作用,飛行器基本性能、穩(wěn)控特性和推進(jìn)性能之間相互強(qiáng)烈影響,飛行器設(shè)計(jì)必須分析與掌握整個(gè)外流與推進(jìn)流道的特性,并深入研究氣動(dòng)和推進(jìn)之間的相互影響。由于一體化飛行演示試驗(yàn)的高難度和高風(fēng)險(xiǎn)度,世界發(fā)達(dá)國(guó)家都十分強(qiáng)調(diào)地面試驗(yàn)的重要性。吸氣式高超聲速飛行器由于機(jī)體/推進(jìn)高度一體化,飛行器前體與后體,就是發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道與尾噴管,它們是發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力和阻力的主要部件,與此同時(shí)前體/進(jìn)氣道和后體/尾噴管對(duì)飛行器空氣動(dòng)力特性也產(chǎn)生很大影響。機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)從各自的角度相互影響飛行器的氣動(dòng)力和推力特性。只有通過大量的地面試驗(yàn)和有限的飛行試驗(yàn)考核,確認(rèn)設(shè)計(jì)方法的正確性,才能進(jìn)一步考慮高超聲速技術(shù)的各類實(shí)際應(yīng)用。

“十一五”期間,綜合一體化飛行器外形和發(fā)動(dòng)機(jī)研究結(jié)果,中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心研制了適合脈沖風(fēng)洞試驗(yàn)的縮比一體化飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ?并在Φ 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞開展了燃料供應(yīng)方法和相應(yīng)的點(diǎn)火燃燒措施研究、一體化飛行器推阻性能試驗(yàn)研究等[1-3]。由于帶動(dòng)力一體化飛行器推阻特性試驗(yàn),不僅要保證所設(shè)計(jì)飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)最佳匹配,確保發(fā)動(dòng)機(jī)能夠點(diǎn)火、穩(wěn)定燃燒,產(chǎn)生較高的推力水平,而且還受到現(xiàn)有地面模擬設(shè)備條件的限制,目前只能利用現(xiàn)有的 Ф 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞進(jìn)行帶動(dòng)力一體化飛行器推阻特性測(cè)量試驗(yàn),模型尺寸受設(shè)備口徑的限制,完成縮比帶動(dòng)力機(jī)體/推進(jìn)一體化飛行器推阻性能試驗(yàn)研究并獲得較高的推力收益,實(shí)現(xiàn)飛行器的推阻平衡,是對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和一體化飛行器技術(shù)嚴(yán)格、全面的檢驗(yàn)。

1 試驗(yàn)設(shè)備、運(yùn)行參數(shù)及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所的 Ф 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行。設(shè)備由富氧空氣管、穩(wěn)壓供氫裝置、加熱器、試驗(yàn)段、真空箱等組成,設(shè)備簡(jiǎn)圖見圖1,運(yùn)行原理參見文獻(xiàn)[4]。

圖1 Φ 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞示意圖Fig.1 Sketch of the Φ 600mm impulse combustion wind tunnel

Ф 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞噴管出口馬赫數(shù)為4、5、6,試驗(yàn)時(shí)間大于0.3s,加熱方式為燃燒加熱,總溫范圍為1000～2000K。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榍绑w進(jìn)氣道四波系縱向壓縮為主的一體化飛行器模型,模型配備了水平翼和垂直舵,可根據(jù)試驗(yàn)需要及流場(chǎng)條件安裝和拆卸。圖2為加工完成的飛行器模型照片。

圖2 一體化飛行器模型Fig.2 Sketch of the integrative vehicle

超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室為突擴(kuò)式燃燒室,受飛行器外形要求限制,模型只有隔離段入口注油點(diǎn)和隔離段出口注油點(diǎn)(主注油點(diǎn)),在主注油點(diǎn)能同時(shí)注入煤油和氫氣。測(cè)力天平布置在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部,采用腹部支撐形式,具體結(jié)構(gòu)見圖 3。

圖3 天平安裝及支撐結(jié)構(gòu)Fig.3 Sketch of the balance&support system

為取得較好的試驗(yàn)結(jié)果,在試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b前,根據(jù)模型氣流干擾計(jì)算和CAD進(jìn)行了模型試驗(yàn)方案的虛擬安裝。根據(jù) Φ 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞流場(chǎng)校測(cè)結(jié)果,風(fēng)洞出口 0mm和 500mm截面均勻區(qū)為Φ 400mm,風(fēng)洞出口900mm截面均勻區(qū)為 Φ 320mm,模型安裝時(shí),飛行器前體伸進(jìn)噴管250mm,模型中心位于風(fēng)洞噴管軸線。進(jìn)行M6試驗(yàn)時(shí),模型迎角為4.5°,進(jìn)行M5試驗(yàn)時(shí),模型迎角為 2.2°,圖4給出了模型在風(fēng)洞中的安裝照片。

圖4 安裝在風(fēng)洞中的模型Fig.4 Sketch of the model fixed in the wind tunnel

2 測(cè)力方案

飛行器推力測(cè)量需要全面考核其推阻特性,如果采用腹部支撐加整流罩的測(cè)力方案,則與模型橫向尺寸大致相當(dāng)?shù)奶炱胶椭Ъ?、整流?必然會(huì)破壞飛行器的外流場(chǎng),同時(shí)腹支天平系統(tǒng)與機(jī)身之間相互影響,產(chǎn)生復(fù)雜的干擾,嚴(yán)重影響飛行器外部氣動(dòng)特性,無(wú)法獲取飛行器真實(shí)的外部阻力;而將外式天平下移,必然會(huì)引入連接支桿,支桿上的氣動(dòng)力與飛行器模型的真實(shí)氣動(dòng)力耦合在一起,需要更多的試驗(yàn)研究才能獲得此干擾氣動(dòng)力,以還原真實(shí)模型的氣動(dòng)力;由于一體化飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)高度一體化,如果采用尾支撐形式,尾支桿的存在會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流,導(dǎo)致獲得的推力特性有較大誤差。經(jīng)過論證和調(diào)研,測(cè)力方案采用腹支內(nèi)式天平,即將天平布置在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部,設(shè)計(jì)腹部支架,在保證剛度的前體下,盡量減小其橫截面積和采用合理的外形,最大限度地降低支架干擾。

根據(jù)飛行器模型結(jié)構(gòu)要求,天平可以利用的模型內(nèi)部空間非常有限,而且要求天平外形尺寸必須采用扁平結(jié)構(gòu),如果采用常規(guī)的天平結(jié)構(gòu)形式,天平實(shí)現(xiàn)難度較大。本次試驗(yàn)采用分離式天平,即布置幾個(gè)分離測(cè)量點(diǎn),然后根據(jù)系統(tǒng)的相互關(guān)系進(jìn)行合成,得到最終結(jié)果。

圖5 天平組合測(cè)量原理Fig.5 Principile of assembled balance

如圖5所示,4個(gè)三分量力天平通過剛性平板分別和模型與支架固連在一起,試驗(yàn)時(shí)模型上的氣動(dòng)力載荷可以在選定的空間坐標(biāo)系內(nèi)分解為與坐標(biāo)軸平行的三個(gè)力分量,類似的力矩可以分解為繞坐標(biāo)軸的三個(gè)分量。在如圖所示的測(cè)量系統(tǒng)中,坐標(biāo)系統(tǒng)的原點(diǎn)設(shè)在四個(gè)力天平的幾何中心。假設(shè)天平i測(cè)得的力分別為 Fxi、Fyi和Fzi,則有

假設(shè)4個(gè)天平對(duì)力矩參考軸的距離為a、b(見圖5),則可得到力矩的表達(dá)式如下

通常情況下,合力的作用線是不通過系統(tǒng)坐標(biāo)系原點(diǎn)的(如圖6所示),其作用點(diǎn)在系統(tǒng)坐標(biāo)系的坐標(biāo)假設(shè)為ax、ay和az,則力矩的表達(dá)式可以寫成

由式(1)～(6)可知,三個(gè)力矩和力分量可由天平測(cè)得,再由式(7)～(9)可以確定ax、ay和az的值,即可確定空間力矢量的大小和方向。

三分量測(cè)力天平采用整體圓柱形結(jié)構(gòu),其內(nèi)部結(jié)構(gòu)可細(xì)分為內(nèi)環(huán)和外環(huán),內(nèi)環(huán)由帶四個(gè)對(duì)稱均布方槽的空心圓柱構(gòu)成;外環(huán)由上、下連接端和中間沿周向?qū)ΨQ均布的四個(gè)雙孔梁構(gòu)成;內(nèi)、外環(huán)之間通過雙孔梁連接,雙孔梁與內(nèi)環(huán)的方槽錯(cuò)開45°;對(duì)稱的兩雙孔梁構(gòu)成兩組敏感元件,通過彎曲變形分別獲得水平面上兩相互垂直的力分量;內(nèi)環(huán)四個(gè)方槽則利用剪切變形測(cè)得豎直方向的力。設(shè)計(jì)完成的三分量測(cè)力天平外形示意圖見圖7。

圖6 力和力矩的分解和合成Fig.6 Analyze/compose force and moment

圖7 三分量測(cè)力天平結(jié)構(gòu)Fig.7 Structure of three component balance

進(jìn)行一體化高超聲速飛行器試驗(yàn)時(shí),由于飛行器模型內(nèi)部空間有限,沒有足夠的空間來(lái)布置三個(gè)天平,通過分析不難發(fā)現(xiàn),對(duì)于推力、升力和俯仰力矩測(cè)量只需要2臺(tái)天平就可以實(shí)現(xiàn),故本次試驗(yàn)研究采用的是兩臺(tái)天平組合,大致對(duì)稱布置于模型重心的兩邊。

3 試驗(yàn)結(jié)果

進(jìn)行一體化飛行器推阻特性測(cè)量試驗(yàn)前,對(duì)前體進(jìn)氣道進(jìn)行了捕獲流量測(cè)量,通過測(cè)量,在M6狀態(tài)下,前體進(jìn)氣道捕獲的流量為0.75kg/s,在M5狀態(tài)下為0.93kg/s。

試驗(yàn)時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)燃料為氫氣,油氣比為1.2左右。圖8為M6試驗(yàn)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓力測(cè)點(diǎn)及天平測(cè)量曲線隨時(shí)間變化規(guī)律曲線。由圖可以看出,在70ms左右,風(fēng)洞啟動(dòng),燃燒室壓力升高,天平受到?jīng)_擊載荷后開始爬升,20ms后天平達(dá)到最大值,然后開始衰減,在100ms左右達(dá)到平衡,反映出模型所受到的冷態(tài)阻力。約在190ms,燃料到達(dá)燃燒室,燃燒室壁面壓力急劇增加,表明燃料開始燃燒,此時(shí)天平測(cè)得的阻力減小,在210ms左右天平阻力達(dá)到零附近,并基本維持不變,表明燃料燃燒產(chǎn)生了推力,天平準(zhǔn)確反映了一體化飛行器模型的受力狀況;在整個(gè)試驗(yàn)過程中,隔離段壓力平穩(wěn),表明進(jìn)氣道啟動(dòng)正常,燃料燃燒沒有影響到隔離段和進(jìn)氣道,試驗(yàn)點(diǎn)火成功,燃燒穩(wěn)定。

圖8 壓力(力)-時(shí)間曲線Fig.8 Pressure(force)histories

圖9為M6試驗(yàn)狀態(tài)下飛行器推進(jìn)流道壁面壓力分布。由圖可以看出,冷態(tài)試驗(yàn)(發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)燃料注入)時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)最高壓比不到80(壁面靜壓與來(lái)流靜壓比值),且試驗(yàn)重復(fù)性很好;有燃料注入(熱態(tài)試驗(yàn))后,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)最高壓比達(dá)150,且飛行器阻力約為0,實(shí)現(xiàn)了飛行器的推阻平衡。

圖9 飛行器推進(jìn)流道壓力分布Fig.9 Pressure distribution of the thrust duct

表1給出了M6試驗(yàn)狀態(tài)下冷態(tài)試驗(yàn)測(cè)力數(shù)據(jù)與計(jì)算的對(duì)比結(jié)果。從測(cè)力結(jié)果可以看出,計(jì)算的預(yù)測(cè)結(jié)果,與試驗(yàn)符合較好。試驗(yàn)結(jié)果較好地驗(yàn)證了一體化飛行器和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、計(jì)算分析結(jié)果的有效性。帶動(dòng)力飛行器推阻特性的地面風(fēng)洞試驗(yàn)的成功完成,標(biāo)志著我部機(jī)體/推進(jìn)一體化高超飛行器和超燃發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、分析與地面試驗(yàn)技術(shù)水平達(dá)到了一個(gè)新的高度。

表1 冷態(tài)計(jì)算、試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Table 1 Comparison of test and CFD results

4 結(jié) 論

成功地研制了能夠在 Φ 600mm脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)研究的機(jī)體/推進(jìn)一體化飛行器模型,完成了小尺寸帶動(dòng)力飛行器推阻特性的試驗(yàn)測(cè)量,試驗(yàn)結(jié)果表明,在M6試驗(yàn)狀態(tài)下,針對(duì)長(zhǎng)約1.5m的一體化飛行器模型,在風(fēng)洞試驗(yàn)提供的流動(dòng)條件下,飛行器冷態(tài)軸向力和法向力試驗(yàn)測(cè)力結(jié)果與計(jì)算結(jié)果基本吻合,發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)(油氣比約為1.2),模型推力與阻力相當(dāng),飛行器實(shí)現(xiàn)了推阻平衡。試驗(yàn)中,發(fā)動(dòng)機(jī)成功進(jìn)行了點(diǎn)火燃燒,并獲得了較好的推力收益,表明設(shè)計(jì)的飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配良好,較好地檢驗(yàn)了我部超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和一體化飛行器綜合設(shè)計(jì)、計(jì)算和地面試驗(yàn)技術(shù),標(biāo)志著吸氣式高超聲速技術(shù)達(dá)到了一個(gè)較高的水平,為進(jìn)一步開展?jié)M足高超聲速飛行器任務(wù)要求的較大尺寸飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)研究奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

致謝：

此項(xiàng)研究工作是在樂嘉陵院士的指導(dǎo)下,課題組所有人員共同努力取得的成果,飽含了大家的智慧和汗水,同時(shí),本次試驗(yàn)的圓滿成功與各級(jí)機(jī)關(guān)的大力協(xié)調(diào)和動(dòng)力站的動(dòng)力保障密不可分,在此對(duì)所有參與研究的人員表示致敬和感謝。

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