許曉斌, 舒海峰, 謝 飛, 王 雄, 郭雷濤

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

隨著高超聲速技術(shù)的發(fā)展，采用吸氣式推進(jìn)技術(shù)的高超聲速飛行器越來越受到世界各國的重視。其中，以美國X-43A和X-51A等為代表、以超燃沖壓發(fā)動機(jī)(Scramjet)為動力的吸氣式高超聲速飛行器，已成功進(jìn)行了演示驗(yàn)證試驗(yàn)，表明高超聲速吸氣式推進(jìn)、機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)已取得重大突破并逐步成熟，為工程化發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。此類吸氣式高超聲速飛行器的機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)高度一體化，其前體、后體又分別作為推進(jìn)系統(tǒng)(發(fā)動機(jī))的進(jìn)氣道和尾噴管，導(dǎo)致前體、后體在構(gòu)型設(shè)計(jì)上與發(fā)動機(jī)高度耦合；同時(shí)，吸氣式發(fā)動機(jī)的工作條件對機(jī)體設(shè)計(jì)又有很強(qiáng)的制約，導(dǎo)致氣動外形和氣動性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題非常復(fù)雜[1-4]。

從飛行器氣動性能風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測方面來看，由于吸氣式高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的特殊性(尤其是飛行器機(jī)體與發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道/內(nèi)流道和尾噴管等融合為一體，同時(shí)又存在內(nèi)、外流及其相互間的耦合干擾效應(yīng)等)，與常規(guī)非吸氣類型飛行器相比，如何精確獲得飛行器氣動力特性面臨一系列更為復(fù)雜的問題，包括飛行器的靜動態(tài)氣動性能、后體噴流干擾特性、鉸鏈力矩特性以及表面和內(nèi)流道壁面摩阻特性預(yù)測等，都需要開展深入研究，為飛行器氣動外形設(shè)計(jì)和氣動性能精確預(yù)測提供支撐[2]。

近幾年來，為滿足機(jī)體/推進(jìn)一體化吸氣式高超聲速飛行器氣動力特性試驗(yàn)需求，國內(nèi)在不同類型的風(fēng)洞上都開展了大量研究工作，以精確獲得飛行器氣動力特性。中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)超高速空氣動力研究所在Φ1m高超聲速風(fēng)洞上，針對機(jī)體/推進(jìn)吸氣式飛行器氣動力試驗(yàn)需求，研究和發(fā)展了高超聲速通氣模型測力試驗(yàn)技術(shù)、尾噴流模擬測力試驗(yàn)技術(shù)、鉸鏈力矩測量試驗(yàn)技術(shù)、通氣模型動導(dǎo)數(shù)測量試驗(yàn)技術(shù)和表面摩阻測量試驗(yàn)技術(shù)等氣動力試驗(yàn)技術(shù)，為飛行器氣動外形設(shè)計(jì)、氣動性能數(shù)據(jù)獲取和性能評估等提供了關(guān)鍵的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)能力支撐。

1 通氣模型測力試驗(yàn)技術(shù)

機(jī)體/推進(jìn)吸氣式飛行器常規(guī)高超聲速風(fēng)洞測力試驗(yàn)，是目前獲得飛行器氣動力特性數(shù)據(jù)的最主要手段之一，其中通氣模型測力試驗(yàn)又是最基本的風(fēng)洞試驗(yàn)項(xiàng)目，是獲得飛行器推阻特性、升阻特性以及控制舵效等數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)。

對于吸氣式飛行器通氣模型測力試驗(yàn)，一方面，風(fēng)洞試驗(yàn)中不僅需要精確模擬飛行器幾何縮比外形，同時(shí)還必須模擬其“前體進(jìn)氣——內(nèi)流道通氣——后體尾噴管排氣”這一復(fù)雜的內(nèi)、外流耦合流動現(xiàn)象[5-7]，以保證其流動相似性，從而確保試驗(yàn)結(jié)果可靠；另一方面，相對于常規(guī)的、不帶內(nèi)流的飛行器，升力體氣動布局的一體化吸氣式高超聲速飛行器通氣測力試驗(yàn)又具有以下難點(diǎn)：模型支撐對氣動力試驗(yàn)結(jié)果的影響較大，其干擾影響不可忽略。升力體類吸氣式飛行器機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)高度一體化的特點(diǎn)，特別是其尾噴管構(gòu)型，決定了若采用常規(guī)尾支撐形式的模型測力試驗(yàn)裝置，會造成噴管膨脹面的破壞，帶來氣動力特性測量系統(tǒng)誤差，影響阻力、升力和力矩特性的測量結(jié)果，必須進(jìn)行數(shù)據(jù)修正。若采用模型背/腹部支撐，則支架干擾更大，且難以修正對舵效特性的干擾影響，甚至無法獲得舵效特性。

因此，為獲得可靠的飛行器進(jìn)氣道與內(nèi)流道通氣狀態(tài)下的氣動力風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，需要考慮的因素主要有：一是試驗(yàn)?zāi)M的流動相似條件是否得到滿足，以保證試驗(yàn)結(jié)果可信；二是針對吸氣式飛行器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，提出可靠的數(shù)據(jù)獲取方法，解決風(fēng)洞試驗(yàn)中因模型支撐等原因造成的模型外形改變及支撐干擾等帶來的數(shù)據(jù)修正問題，以獲得高精度的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

1.1 通氣模擬問題

對于高超聲速風(fēng)洞中開展的模型測力試驗(yàn)，首先必須滿足基本的相似條件(馬赫數(shù)、雷諾數(shù))。而對于通氣模型試驗(yàn)，由于進(jìn)氣道起動與否對飛行器氣動特性影響顯著，因此，保證進(jìn)氣道流動狀態(tài)與飛行狀態(tài)一致，對于獲得可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)至關(guān)重要[8-11]。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，進(jìn)氣道起動與否受多種因素影響，主要包括：

(1) 進(jìn)氣道起動的設(shè)計(jì)點(diǎn)。通常，若試驗(yàn)馬赫數(shù)小于設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)，進(jìn)氣道無法起動。

(2) 進(jìn)氣道入口處的流態(tài)。進(jìn)氣道入口處的流態(tài)對其起動特性影響顯著，一般情況下需達(dá)到湍流狀態(tài)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，往往需要在進(jìn)氣道前體壓縮面采取強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩措施，以保證進(jìn)氣道入口處流動為湍流。

(3) 縮尺影響。進(jìn)氣道入口、特別是隔離段的尺度都相對較小，在模型縮尺嚴(yán)重、尺度較小時(shí)，由于附面層厚度影響等因素，將大大降低進(jìn)氣道起動性能，導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)中的進(jìn)氣道起動和通氣性能與飛行條件不一致，極大地改變氣動特性。因此，必須保證足夠的模型縮尺，以獲得可靠的試驗(yàn)結(jié)果。必要時(shí)，可采取進(jìn)氣道隔離段修型、適當(dāng)放大通流面積等方法以保證進(jìn)氣道起動和通流狀態(tài)。

(4) 模型初始姿態(tài)影響。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中的通氣測力試驗(yàn)表明，模型姿態(tài)對進(jìn)氣道起動與否有較大影響。在暫沖式高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，在相同條件下，當(dāng)風(fēng)洞起動時(shí)，若進(jìn)氣道和前體壓縮面處于背風(fēng)面，則進(jìn)氣道易于起動，而處于迎風(fēng)面時(shí)則往往較難起動。因此，在風(fēng)洞試驗(yàn)中，特別是在設(shè)計(jì)的起動馬赫數(shù)狀態(tài)附近，往往避免將模型初始姿態(tài)置于較大迎角狀態(tài)開始試驗(yàn)，以避免進(jìn)氣道不起動而導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。

1.2 試驗(yàn)測量方案與數(shù)據(jù)修正方法

吸氣式飛行器通氣模型試驗(yàn)的目的是獲得穩(wěn)定可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，用于驗(yàn)證計(jì)算方法并獲得舵面偏轉(zhuǎn)對氣動特性的影響量。因此，必須避免在試驗(yàn)條件下(不同馬赫數(shù)和不同高度)進(jìn)氣道唇口附近發(fā)生激波喘振導(dǎo)致氣動力數(shù)據(jù)劇烈波動。需要重點(diǎn)解決的問題是：采用何種模型結(jié)構(gòu)及支撐形式，以減小模型支撐對氣動力測量的干擾，并可利用簡單方法對干擾進(jìn)行準(zhǔn)確修正，且能夠應(yīng)用于不同結(jié)構(gòu)形式的通氣模型。在總結(jié)國內(nèi)各高超聲速風(fēng)洞通氣模型氣動力試驗(yàn)研究經(jīng)驗(yàn)和成果的基礎(chǔ)上，提出了如下試驗(yàn)方法：以“噴管修型+尾支撐”方式獲得基礎(chǔ)氣動特性數(shù)據(jù)(包括舵效等)，同時(shí)利用模型背支撐方式開展有、無噴管修型和支撐干擾的對比試驗(yàn)，獲得噴管修型與尾支撐對測量結(jié)果的影響量，進(jìn)而修正得到飛行器真實(shí)氣動特性數(shù)據(jù)。

通過背支撐對比試驗(yàn)，可獲得“噴管修型與支撐干擾量”ΔC支桿+噴管為：

ΔC支桿+噴管=(C噴管修型+尾支桿)背支撐-(C原型噴管、無支桿)背支撐

(1)

進(jìn)而可由尾支撐試驗(yàn)結(jié)果修正得到飛行器原始外形的“真實(shí)”氣動力系數(shù)：

C原型=(C噴管修型+尾支桿)背支撐-ΔC支桿+噴管

(2)

圖2給出了某一體化升力體外形馬赫數(shù)6狀態(tài)下通氣模型軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN和俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角α的變化曲線。

在有、無噴管修型和支撐干擾的對比試驗(yàn)中，為避免在兩種狀態(tài)之間引入其他干擾量，需保證：試驗(yàn)來流條件完全一致；完全相同的背支撐狀態(tài)、相同的模型頭部和進(jìn)氣道入口條件等。

2 尾噴流模擬測力試驗(yàn)技術(shù)

機(jī)體/推進(jìn)一體化的吸氣式高超聲速飛行器，不僅機(jī)身和推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)高度一體化，而且尾噴管是機(jī)身后體的一部分，且為非軸對稱結(jié)構(gòu)，推進(jìn)系統(tǒng)工作產(chǎn)生的噴流必然對飛行器氣動特性造成較大影響[12-20]。因此，測量推進(jìn)系統(tǒng)的尾噴流干擾氣動特性對飛行器設(shè)計(jì)具有重要意義。在CARDC超高速空氣動力研究所的Φ1m高超聲速風(fēng)洞中，發(fā)展了以“冷噴流”模擬方法測量一體化吸氣式高超聲速飛行器尾噴流影響的試驗(yàn)技術(shù)，通過優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、發(fā)動機(jī)駐室與模型分離、解決噴管分?jǐn)嗫p隙密封問題等措施，解決了尾噴流作用下的飛行器模型氣動力精確測量難題，提高了試驗(yàn)精準(zhǔn)度[21]。

2.1 噴流試驗(yàn)?zāi)M

噴流干擾的影響因素非常多，對于飛行器尾噴流模擬，除應(yīng)保證來流條件相似外，目前國內(nèi)外在以冷噴流模擬真實(shí)發(fā)動機(jī)噴流的“冷噴試驗(yàn)”中，還廣泛采用動量比相似的模擬準(zhǔn)則[5-7]：

(3)

2.2 模型與試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)問題

噴流模擬試驗(yàn)中，模型與噴流模擬裝置、模型支撐等需要進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。理想狀況下，應(yīng)同時(shí)模擬前體進(jìn)氣道和尾噴管，若無法將前體吸入氣流排出，會影響測量結(jié)果準(zhǔn)確性。由于試驗(yàn)?zāi)康氖茄芯课矅娏鲗︼w行器氣動特性的影響，即有噴流和無噴流情況下模型的氣動力增量，因此，可以通過計(jì)算，設(shè)計(jì)一個(gè)堵錐將唇口封堵，并使堵錐附近的流場結(jié)構(gòu)與進(jìn)氣道起動時(shí)近似相同，保證能夠獲得有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù)即可。特別是在“冷噴模擬”測力試驗(yàn)中，不僅要保證模型與噴流模擬裝置的設(shè)計(jì)滿足噴流模擬相似條件，還應(yīng)在滿足供氣需求的條件下，避免供氣管路和噴流模擬裝置對天平測力的干擾，以及盡可能減小內(nèi)設(shè)供氣管路的支撐裝置對模型外流場的干擾，以減小試驗(yàn)系統(tǒng)誤差。

2.2.1模型與試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)

根據(jù)飛行器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，尾噴流試驗(yàn)裝置選用腹部/背部支撐或尾支撐結(jié)構(gòu)。圖3給出了某升力體外形背支撐噴流模擬測力試驗(yàn)裝置示意圖，主要包括：模型、六分量天平、發(fā)動機(jī)駐室和通氣背支撐等。模型和試驗(yàn)裝置通過背支撐固聯(lián)到風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)上；六分量天平通過錐面配合分別與模型和背支撐連接。模擬噴流時(shí)，空氣通過背支撐進(jìn)入內(nèi)噴管駐室，而后由尾噴管噴出。

為研究飛行器“尾噴管”的噴流作用力及氣動干擾效應(yīng)，上述裝置將模型在“內(nèi)噴管”與“尾噴管”交界處分?jǐn)啵骸拔矅姽堋比员Ａ粼谀Ｐ秃蠖紊铣惺芡屏?；而發(fā)動機(jī)駐室和內(nèi)噴管模塊作為獨(dú)立模塊，與模型其他部分完全脫離(分?jǐn)嗝媪粲锌p隙防止接觸產(chǎn)生干擾)，僅與模型背支撐相固聯(lián)，因而供氣管路、駐室和內(nèi)噴管所受氣流作用力對模型氣動力測量無干擾，并可通過更換不同出口參數(shù)的內(nèi)噴管模塊模擬不同的噴流狀態(tài)。

2.2.2噴管分?jǐn)嗝婵p隙密封措施

噴流模擬時(shí)，為防止噴管內(nèi)氣流經(jīng)縫隙進(jìn)入模型內(nèi)腔后直接作用于模型而干擾測量，需采取柔性密封措施對分?jǐn)嗫p隙進(jìn)行密封，并在保證密封效果的同時(shí)減小附加干擾。圖4給出了無噴流條件下駐室與尾噴管分?jǐn)嗫p隙有、無密封兩種狀態(tài)的測力試驗(yàn)結(jié)果對比。

結(jié)果表明：CA、CN和Cm的變化規(guī)律完全一致、差異很小，僅CA差異稍明顯，密封后比密封前略大1.4%左右；而CN和Cm無明顯差異(在0.5%以內(nèi))，基本處于試驗(yàn)重復(fù)性精度水平。分析認(rèn)為：密封措施本身對測量結(jié)果的影響很小，軸向力差異主要是由無密封時(shí)縫隙漏氣引起底壓的變化所造成；此外，更換密封材料、不同次試驗(yàn)結(jié)果之間的差異很小，基本在最大值的0.5%以內(nèi)。因此，可以認(rèn)為密封帶來的影響極小，可以作為試驗(yàn)重復(fù)性誤差因素一并處理。

2.3 技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)及結(jié)果

2.3.1試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度

為評估尾噴流測力試驗(yàn)重復(fù)性精度，開展了7次重復(fù)性試驗(yàn)，表1給出了CA、CN和Cm的重復(fù)性精度?？梢钥闯?，所采用的試驗(yàn)方法將重復(fù)性精度控制在0.6%以內(nèi)，總體上達(dá)到常規(guī)測力試驗(yàn)精度水平。

表1 帶噴流測力試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性精度Table 1 Repeatability accuracy of aerodynamic test data in jet-simulation tests

2.3.2不同狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

通過更換不同的內(nèi)噴管模塊，分別模擬了升力體飛行器進(jìn)氣道通氣狀態(tài)(冷態(tài))和超燃發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)(熱態(tài))兩種工況，圖5給出了無噴、模擬冷態(tài)和模擬熱態(tài)三種不同模擬狀態(tài)的測力試驗(yàn)結(jié)果對比曲線。

從各狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果比較可以發(fā)現(xiàn)：升力體飛行器尾噴流對氣動特性的影響明顯，且影響規(guī)律和影響程度隨噴流條件的不同而改變。對于本文研究的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停矅娏鲗A影響最大(使CA大大減小，且熱態(tài)影響大于冷態(tài))，對CN和Cm的影響相對較小；不同模擬狀態(tài)下，噴流對氣動特性的作用也不盡相同，與模擬的噴流狀態(tài)參數(shù)密切相關(guān)。

3 鉸鏈力矩測量試驗(yàn)技術(shù)

舵面是一體化高超聲速飛行器等航天飛行器的主要控制面。隨著馬赫數(shù)增大，舵、體之間的激波干擾以及激波邊界層干擾等，會嚴(yán)重影響舵面控制特性，從而直接影響飛行器的飛行性能，甚至威脅到飛行安全。因此，準(zhǔn)確預(yù)測舵面氣動載荷，特別是鉸鏈力矩特性，對于飛行器操控系統(tǒng)設(shè)計(jì)非常關(guān)鍵。目前，以舵面鉸鏈力矩天平為測量手段的風(fēng)洞試驗(yàn)仍然是預(yù)測舵面氣動特性的重要技術(shù)途徑之一[5-7,22]。在吸氣式飛行器高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)中，因其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的原因，使得模型與試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)、天平結(jié)構(gòu)優(yōu)化和溫度效應(yīng)等問題，都會直接影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量乃至試驗(yàn)成敗，需要研究解決。

3.1 試驗(yàn)方法

有研究表明：在試驗(yàn)中，當(dāng)通氣模型舵面未處于噴流干擾影響區(qū)內(nèi)，尾噴流對舵面氣動特性的影響可忽略不計(jì)。因此，在內(nèi)流道不發(fā)生壅塞的前提下，通氣模型鉸鏈力矩測量試驗(yàn)的模擬參數(shù)主要包括外形相似、來流馬赫數(shù)和雷諾數(shù)模擬[5-7,22]。同時(shí)，為準(zhǔn)確測量舵面氣動力，舵根與模型主體之間、舵軸與模型主體之間必須保留一定縫隙，其寬度需根據(jù)舵面氣動力大小和天平剛度確定。

3.2 模型與試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)

圖6為某一體化升力體布局飛行器尾部結(jié)構(gòu)及舵面布局示意圖，需測量舵面法向力、舵軸的鉸鏈力矩和舵根的彎矩。

通氣模型底部大部分空間被尾噴管占據(jù)，無法安裝天平和支桿。因此，必須在保證內(nèi)流道不發(fā)生壅塞、模型外部繞流場結(jié)構(gòu)不發(fā)生改變的前提下，對尾噴管進(jìn)行適當(dāng)改型，以增加模型底部安裝空間。如圖7所示，為測量舵1和舵2的氣動力，將尾噴管的上側(cè)擴(kuò)張面向下壓縮、左側(cè)擴(kuò)張面向右壓縮，即可滿足天平安裝和支桿連接需要。

通常，天平與測量舵采用“橫軸式”布局，使天平軸線與舵面轉(zhuǎn)軸重合，可減小坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換誤差；同時(shí)，為減小安裝所需空間，天平與測量舵采用一體化設(shè)計(jì)[23-24](如圖8所示)，可消除由兩者軸線位置偏差帶來的附加力矩干擾、增加天平載荷的匹配性，且鉸鏈力矩測量結(jié)果可由天平直接得到，減少了數(shù)據(jù)修正的影響。

天平固定端與模型主體可采用錐面配合、角度塊定位、螺釘拉緊的連接方式，并通過更換角度塊實(shí)現(xiàn)舵偏角變化。測量舵的舵根與模型主體之間，以及舵軸與模型主體之間應(yīng)留有0.3～0.5mm縫隙。

3.3 關(guān)鍵技術(shù)問題及其解決方案

吸氣式飛行器高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩測量試驗(yàn)面臨的技術(shù)難點(diǎn)主要有兩個(gè)方面：(1)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，為防止氣流冷凝，需對來流加熱，加熱的氣流會通過舵軸與模型主體之間的縫隙進(jìn)入天平所在的模型內(nèi)腔，可能給天平造成較嚴(yán)重的溫度效應(yīng)；(2)由于模型內(nèi)腔通過天平走線孔與支桿內(nèi)腔聯(lián)通，試驗(yàn)時(shí)外部的高壓氣流會通過縫隙與走線孔持續(xù)不斷地灌入支桿內(nèi)腔中，天平周圍無法形成流動死區(qū)，壓力不均衡，導(dǎo)致天平受載。上述兩種作用都會對天平測量產(chǎn)生不利影響。

為探索解決上述問題的方法，開展了以下4種工況的對比試驗(yàn)：

工況1：不處理舵軸與模型主體之間的縫隙，不用隔熱材料包裹天平本體；

工況2：用柔性真空泥封堵舵軸與模型主體之間的縫隙，不包裹天平本體；

工況3：用柔性隔熱材料包裹天平本體，不處理舵軸與模型主體之間的縫隙；

工況4：用隔熱材料包裹天平本體，并將天平走線孔的尾部剩余空間進(jìn)行封堵。

在4種工況下對舵2進(jìn)行測量，結(jié)果如圖9所示(CN1為舵面法向力系數(shù)，Ch1為鉸鏈力矩系數(shù)，Cx1為彎矩系數(shù))。從圖中可以看出：工況1時(shí)，數(shù)據(jù)規(guī)律性最差，不線性、跳點(diǎn)較多；工況2時(shí)，由于柔性真空泥無法承受高速高溫氣流沖刷，試驗(yàn)過程中被逐漸吹掉，但數(shù)據(jù)規(guī)律性已略有改善；工況3時(shí)，數(shù)據(jù)規(guī)律性有較明顯改善，但在迎角-2°附近仍有拐點(diǎn)；工況4數(shù)據(jù)規(guī)律性最好。負(fù)迎角時(shí)，測量舵2處于迎風(fēng)面，熱氣流竄入模型內(nèi)腔導(dǎo)致的天平溫度效應(yīng)，以及竄流導(dǎo)致的天平周圍壓力不均衡，對氣動力測量的影響更加嚴(yán)重；正迎角時(shí)，測量舵2處于背風(fēng)面，縫隙竄流的影響不明顯。工況4的試驗(yàn)結(jié)果表明：采取天平本體隔熱處理、堵塞與外部的氣流通道等措施，可有效降低天平溫度效應(yīng)，保證鉸鏈力矩試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。

3.4 典型試驗(yàn)狀態(tài)結(jié)果

試驗(yàn)條件如表2所示。

表2 試驗(yàn)自由來流參數(shù)Table 2 Test parameters of free stream

圖10給出了典型狀態(tài)的舵面法向力系數(shù)CN1、鉸鏈力矩系數(shù)Ch1和彎矩系數(shù)Cx1隨迎角的變化規(guī)律。試驗(yàn)結(jié)果表明：當(dāng)舵偏角δ為-5°、0°、5°時(shí)，CN1、Ch1和Cx1隨迎角變化的規(guī)律性較好，近似呈線性變化；而當(dāng)舵偏角δ為-20°、20°等大角度時(shí)，氣動力變化規(guī)律的非線性有所增強(qiáng)。

試驗(yàn)表明：采用上述試驗(yàn)技術(shù)，對保證吸氣式飛行器舵面氣動特性測量精準(zhǔn)度效果良好。

4 通氣模型動導(dǎo)數(shù)測量試驗(yàn)技術(shù)

吸氣式飛行器在助推器分離、進(jìn)氣道打開/關(guān)閉、燃燒室點(diǎn)火/熄火等過程中，面臨擾動力矩帶來的飛行姿態(tài)振蕩問題。進(jìn)氣道作為高超聲速飛行器的關(guān)鍵部件，飛行姿態(tài)的非定常變化必然使進(jìn)氣道內(nèi)部流動偏離設(shè)計(jì)工況，此時(shí)進(jìn)氣道是否還能正常起動、流場特征及性能如何變化、給下游燃燒室提供的氣流品質(zhì)如何，均是飛行器設(shè)計(jì)中需要探索的重要問題[25]。為了實(shí)現(xiàn)動態(tài)運(yùn)動的飛行器氣動性能與發(fā)動機(jī)推進(jìn)性能之間的耦合，復(fù)雜內(nèi)流流動的非定常氣動特性是飛行器設(shè)計(jì)中必須考慮的因素。因此，開展吸氣式飛行器動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)研究，獲取飛行器動穩(wěn)定特性，為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和動態(tài)品質(zhì)分析提供基本參數(shù)是十分必要的。

4.1 模擬的相似參數(shù)[26]

(4)

(5)

(6)

式中：ωx、ωy、ωz分別為繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)動角速度，l為參考長度，V∞為來流速度。

實(shí)際飛行時(shí)，飛行器振動頻率受到燃料消耗、飛行高度、外來擾動等因素的影響，因此實(shí)際開展動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)結(jié)合飛行器的典型飛行狀態(tài)、質(zhì)量特性和靜導(dǎo)數(shù)，估算給出典型振蕩頻率，模擬相對應(yīng)的相似參數(shù)[27]。

4.2 試驗(yàn)原理及數(shù)據(jù)處理方法[22,26]

在Φ1m高超聲速風(fēng)洞上發(fā)展了強(qiáng)迫振動試驗(yàn)技術(shù)，不僅能夠測量直接阻尼導(dǎo)數(shù)，還能夠測量交叉導(dǎo)數(shù)和交叉耦合導(dǎo)數(shù)；并可方便地調(diào)節(jié)振動頻率，研究頻率對動導(dǎo)數(shù)的影響，因此在動導(dǎo)數(shù)測量中得到廣泛應(yīng)用。試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)如圖11所示[28]。

以俯仰單自由度振動為例說明強(qiáng)迫振動試驗(yàn)原理。模型作單自由度俯仰振動運(yùn)動時(shí)，其振動運(yùn)動微分方程式為：

=Mzsinωzt

(7)

假定模型做正弦振動，則方程的特解為：

θ(t)=θ0sin(ωzt+λ)

(8)

即氣動力響應(yīng)與位移信號的相差為相位角λ。

對式(8)求一階和二階導(dǎo)數(shù)并帶入式(7)，可得到：

(9)

式中：下標(biāo)“on”表示有來流試驗(yàn)數(shù)據(jù)，“off”表示無來流零點(diǎn)數(shù)據(jù)。

則俯仰動導(dǎo)數(shù)為：

(10)

式中：q∞為來流動壓，S為參考面積。

4.3 高超聲速風(fēng)洞通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)

4.3.1通氣動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)[29]

在高超聲速風(fēng)洞通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中，為避免振動過程中模型慣性載荷影響，應(yīng)盡可能將模型質(zhì)心位置調(diào)整至機(jī)構(gòu)的振動中心；同時(shí)，為提高支撐系統(tǒng)固有頻率，降低系統(tǒng)共振風(fēng)險(xiǎn)，必須控制動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭亓?，使其重量較輕、慣性矩較小。因此，動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ǔ楸”诮Y(jié)構(gòu)，以航空鋁材或非金屬復(fù)合材料制作(兩種材料的共同特點(diǎn)是比重小、強(qiáng)度高，是較為理想的動導(dǎo)數(shù)模型材料；但為滿足高超聲速風(fēng)洞高溫流場要求，高超聲速風(fēng)洞動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ǔ２捎煤娇珍X材制作)。

通氣模型縮比后，進(jìn)氣道和內(nèi)流道尺度一般都較小，加之附面層干擾，極易造成內(nèi)流道壅塞，可能會導(dǎo)致進(jìn)氣道難以起動或通氣效率低，因此要充分考慮喉道高度。在這種情況下，需要適當(dāng)擴(kuò)大進(jìn)氣道和內(nèi)流道的通氣面積，以保證獲得足夠的通氣效率。文獻(xiàn)[8]給出了4條通氣模型進(jìn)氣道設(shè)計(jì)依據(jù)。

4.3.2動導(dǎo)數(shù)天平及位移元件熱效應(yīng)影響

由于高超聲速風(fēng)洞通氣動導(dǎo)數(shù)模型采用航空鋁材薄壁結(jié)構(gòu)，且進(jìn)氣道處于通流狀態(tài)，在高馬赫數(shù)時(shí)，動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)天平熱效應(yīng)較常規(guī)測力更加嚴(yán)重。因此，動導(dǎo)數(shù)天平及位移元件熱效應(yīng)問題是影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的關(guān)鍵問題之一。通?？刹捎靡韵麓胧p小天平熱效應(yīng)影響：

(1) 天平和模型采取隔熱措施，減小試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)流場溫度對天平應(yīng)變片的傳遞影響；

(2) 天平應(yīng)變片采用中溫應(yīng)變片粘貼，并在地面實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行溫度影響的調(diào)試試驗(yàn)研究，確保天平溫度補(bǔ)償效果，盡量降低流場溫度影響；

(3) 在試驗(yàn)裝置位移元件設(shè)計(jì)和安裝連接方面，采取能夠釋放熱應(yīng)力的技術(shù)措施，消除位移元件熱應(yīng)力影響。

4.3.3通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量控制

由于動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)復(fù)雜的運(yùn)動機(jī)構(gòu)和流場的非定常性，試驗(yàn)的不確定度要高于靜態(tài)試驗(yàn)，目前國內(nèi)通氣模型動導(dǎo)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度一般在15%以內(nèi)[28]。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)主要不確定度源包括[30]：運(yùn)動轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)間隙、模型加工精度、流場不均勻度和擾動、模型運(yùn)動姿態(tài)實(shí)時(shí)控制和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的精度以及天平和運(yùn)動轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)彈性等。其中，運(yùn)動轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)間隙是最主要的不確定度來源，會導(dǎo)致運(yùn)動和氣動力輸出信號失真，嚴(yán)重的失真可能使數(shù)據(jù)完全不可信。主要考慮從以下4個(gè)方面提高動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量：

(1) 盡可能消除運(yùn)動機(jī)構(gòu)間隙。試驗(yàn)裝置盡量采用整體加工；不能整體加工的，各機(jī)構(gòu)配合間隙應(yīng)盡可能小，同時(shí)對試驗(yàn)機(jī)構(gòu)采用多點(diǎn)緊固。

(2) 盡可能消除或減小干擾信號。

(3) 天平和模型采取隔熱措施，減小動導(dǎo)數(shù)天平溫度效應(yīng)。

(4) 保證動導(dǎo)數(shù)天平校準(zhǔn)精度，按實(shí)際工況對動導(dǎo)數(shù)天平進(jìn)行地面校準(zhǔn)。

4.4 某通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果

在CARDC的Φ1m高超聲速風(fēng)洞中開展了某類飛行器通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)，模型縮比為1∶7。首先開展常規(guī)測力試驗(yàn)，考核模型內(nèi)流道通流狀態(tài)，然后在確保模型進(jìn)氣道起動的狀態(tài)下開展動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)。表3為馬赫數(shù)6條件下的動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)重復(fù)性精度，在采用了前述提高動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)精度的技術(shù)措施后，重復(fù)性精度基本小于10%。

表3 某通氣模型動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)重復(fù)性精度Table 3 Data repeatability accuracy of a flow-through model dynamic derivative test

圖12、13為俯仰、偏航動導(dǎo)數(shù)對雷諾數(shù)和迎角的變化曲線。在試驗(yàn)條件下，模型俯仰、偏航動導(dǎo)數(shù)均為負(fù)值，說明其具有俯仰、偏航動穩(wěn)定性。雷諾數(shù)變化對俯仰動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果影響較小，在相同迎角、不同雷諾數(shù)下，俯仰動導(dǎo)數(shù)差異小于10%，與重復(fù)性試驗(yàn)差異大小基本一致；偏航動導(dǎo)數(shù)絕對值隨雷諾數(shù)增大而增大，說明動穩(wěn)定性增強(qiáng)。

5 表面摩阻測量試驗(yàn)技術(shù)

摩阻是高超聲速飛行器氣動力的重要組成部分，尤其是湍流邊界層可以使摩阻大幅度增加，使流動的能量損失加劇、做功效率下降。研究表明，摩阻最大時(shí)可占飛行器總阻力的50%，直接影響飛行器的有效航程，甚至影響超燃沖壓發(fā)動機(jī)的推阻平衡，嚴(yán)重制約飛行器性能[31]。因此，需要發(fā)展高精度的表面摩阻測量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，以有效地預(yù)估、降低表面摩阻影響。

目前，風(fēng)洞摩阻測量可分為間接法和直接法[32]兩種。間接法通過合理假設(shè)間接推導(dǎo)摩阻，易受各種干擾因素影響，測量不確定度大；直接法一般采用力平衡原理，在待測壁面平齊安裝浮動元件，以感受摩阻并產(chǎn)生位移，檢測浮動元件位移即可直接獲取摩阻。直接法是當(dāng)前研究熱點(diǎn)之一，主要包括常規(guī)摩阻天平[32-33]測量和MEMS摩阻傳感器[34]測量兩種方法。

在高超聲速條件下測量摩阻，存在流場保持時(shí)間短、干擾因素多、試驗(yàn)環(huán)境惡劣等不利因素。無論直接法或間接法，都難以實(shí)現(xiàn)精確測量，主要原因是：(1) 間接法易受干擾，不確定度大，僅可用于定性測量；(2) 常規(guī)摩阻天平體積大，浮動元件的慣性質(zhì)量和剛度大，測量時(shí)/空分辨率、靈敏度低；(3) 在高超聲速條件下，現(xiàn)有MEMS摩阻傳感器測量的穩(wěn)定性、魯棒性不滿足要求。

近年來，CARDC超高速空氣動力研究所發(fā)展了新型結(jié)構(gòu)形式的MEMS摩阻傳感器，有效解決了測量精度和傳感器工作穩(wěn)定性問題，為高超聲速摩阻測量提供了一種可靠的技術(shù)手段。

5.1 試驗(yàn)方法

針對現(xiàn)有摩阻測量方法和試驗(yàn)技術(shù)的不足，提出“浮動元件與待測壁面平齊、信號輸出微結(jié)構(gòu)與風(fēng)洞流場隔離”的摩阻測量新方法和MEMS摩阻傳感器表頭方案。MEMS摩阻傳感器總體結(jié)構(gòu)如圖14所示，包括表頭、接口電路和封裝管殼(管座和蓋板)。表頭包括浮動元件(測頭和支桿)、硅微結(jié)構(gòu)(框架、彈性梁和振動極板)和玻璃基板(固定極板)。其中，測頭上表面是測量面，與待測壁面平齊(風(fēng)洞流場內(nèi))，振動極板和固定極板構(gòu)成信號輸出微結(jié)構(gòu)(風(fēng)洞流場外)。傳感器工作原理為：測頭感測沿x方向的摩阻τw(與感測面積A成正比)，支桿將摩阻τw轉(zhuǎn)化為摩阻力矩T，使兩端固支的彈性梁產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形，與彈性梁剛性連接的振動極板產(chǎn)生繞y軸的扭轉(zhuǎn)角θ，敏感電容C1+、C1-、C2+和C2-均產(chǎn)生變化。通過差分計(jì)算敏感電容變化量ΔC，可解算感測的摩阻τw。

5.2 MEMS摩阻傳感器研制、校準(zhǔn)與驗(yàn)證

5.2.1MEMS摩阻傳感器研制

由于傳感器表頭采用了介觀(Meso-Scopic)的立體結(jié)構(gòu)，不能采用常規(guī)體加工和表面層加工工藝方法；綜合考慮目前MEMS加工工藝水平，提出了分解加工、微裝配集成的工藝方法。傳感器分解為表頭、接口電路和封裝管殼，表頭分解為硅微結(jié)構(gòu)、玻璃基板和浮動元件(圖14)，分別加工后組裝。封裝管殼選用硬鋁材料，采用精密加工工藝制作。MEMS加工主要涉及硅微結(jié)構(gòu)雙面對準(zhǔn)光刻與深反應(yīng)離子刻蝕(DRIE)、玻璃基板金屬薄膜沉積與電極制作、硅-玻璃微結(jié)構(gòu)陽極鍵合與劃片等關(guān)鍵工藝。

傳感器輸出電容信號為10-14～10-12F量級，接口電路應(yīng)具備微弱電容信號檢測功能以及較高的電容檢測精度、穩(wěn)定性和抗干擾能力。選用電容數(shù)字轉(zhuǎn)換器AD7747作為電容檢測芯片[35]，對待測電容施加激勵(lì)，測量激勵(lì)反饋值并積分獲取數(shù)字電容信號。合理選型電氣元件，優(yōu)化布局，完成接口電路小型化集成設(shè)計(jì)，采用PCB板工藝制作接口電路。

傳感器表頭與原理樣機(jī)組裝、封裝主要涉及貼片、引線和封裝等關(guān)鍵工藝。采用微裝配集成的工藝方法實(shí)現(xiàn)表頭組裝和傳感器貼片、封裝。在解決上述工藝的基礎(chǔ)上，初步完成關(guān)鍵零部件加工和原理樣機(jī)組裝，研制的傳感器原理樣機(jī)如圖15所示。

5.2.2MEMS摩阻傳感器校準(zhǔn)

采用單軸旋轉(zhuǎn)加載平臺、離心力等效方法進(jìn)行靜態(tài)校準(zhǔn)。旋轉(zhuǎn)加載平臺產(chǎn)生離心力Fn，作用于浮動元件，形成與摩阻力矩方向一致的離心力矩Mn，使浮動元件產(chǎn)生微小角位移θ，進(jìn)而使敏感電容產(chǎn)生變化ΔC。通過電容差分檢測，建立ΔC～Mn的傳遞函數(shù)；在此基礎(chǔ)上，建立離心力矩與等效摩阻的轉(zhuǎn)換關(guān)系，實(shí)現(xiàn)傳感器靜態(tài)校準(zhǔn)。以旋轉(zhuǎn)加載平臺對傳感器樣機(jī)進(jìn)行校準(zhǔn)，獲得τw與ΔC的線性擬合關(guān)系：τw=kc×ΔC。部分樣機(jī)校準(zhǔn)結(jié)果見表4。

靜校結(jié)果表明：MEMS摩阻傳感器樣機(jī)的測量范圍為0～100Pa，分辨率為1Pa；大部分樣機(jī)的重復(fù)性精度優(yōu)于1.5%，線性度優(yōu)于2%。

表4 傳感器樣機(jī)靜態(tài)校準(zhǔn)性能參數(shù)Table 4 Static calibration results of MEMS skin-friction sensors

5.2.3MEMS摩阻傳感器驗(yàn)證試驗(yàn)

在Ф0.5m高超聲速風(fēng)洞中，采用平板模型開展MEMS摩阻傳感器驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma∞=6，模型迎角α=0°。驗(yàn)證考核內(nèi)容包括：高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境是否會損壞傳感器樣機(jī)；傳感器信號輸出特性與抗干擾(振動沖擊、壓力擾動等)能力；測量重復(fù)性。試驗(yàn)裝置和紋影照片如圖16所示。

在1.0MPa總壓條件下，篩選出摩阻系數(shù)與層流解析值接近的6#、9#傳感器樣機(jī)開展驗(yàn)證試驗(yàn)；在0.5MPa總壓條件下，開展層流狀態(tài)的重復(fù)性試驗(yàn)。7次試驗(yàn)的輸出曲線如圖17所示，橫軸為數(shù)據(jù)點(diǎn)編號(采樣頻率40Hz)。

分析可知：傳感器樣機(jī)測量響應(yīng)迅速，信號輸出穩(wěn)定、回零較好，7次試驗(yàn)風(fēng)洞動壓值在8.18～8.27kPa區(qū)間；6#傳感器樣機(jī)摩阻測量值在6.7～7.0Pa區(qū)間，對應(yīng)的摩阻系數(shù)在8.17×10-4～8.50×10-4區(qū)間，與二維平板模型層流解析值7.25×10-4在同一數(shù)量級，試驗(yàn)重復(fù)性精度為1.38%；9#傳感器樣機(jī)的摩阻測量值在15.5～16.7Pa區(qū)間，對應(yīng)的摩阻系數(shù)在1.87×10-3～2.02×10-3區(qū)間，比層流解析值大，可能是再次安裝導(dǎo)致，但試驗(yàn)重復(fù)性精度為2.34%；9#傳感器樣機(jī)的零點(diǎn)漂移相對6#傳感器樣機(jī)較大。此外，在風(fēng)洞運(yùn)行過程中，沖擊、環(huán)境壓力變化等因素對傳感器測量的影響較小。

新型MEMS摩阻傳感器研制、靜校和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明：傳感器總體技術(shù)路線可行，樣機(jī)的靜態(tài)校準(zhǔn)重復(fù)性精度優(yōu)于1%；在試驗(yàn)過程中，傳感器樣機(jī)信號輸出穩(wěn)定、回零好、靈敏度高、重復(fù)性精度優(yōu)于2%；傳感器表頭結(jié)構(gòu)與封裝形式適用于高超聲速流場和風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境，為高超聲速摩阻測量提供了一種可靠的試驗(yàn)研究手段。

6 結(jié)束語

為滿足機(jī)體/推進(jìn)吸氣式飛行器高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗(yàn)需求，CARDC在高超聲速風(fēng)洞上發(fā)展了吸氣式飛行器通氣模型測力試驗(yàn)技術(shù)、尾噴流模擬測力試驗(yàn)技術(shù)、鉸鏈力矩測量試驗(yàn)技術(shù)、通氣模型動導(dǎo)數(shù)測量試驗(yàn)技術(shù)和表面摩阻測量試驗(yàn)技術(shù)，并得到了良好應(yīng)用，可以為機(jī)體/推進(jìn)吸氣式飛行器研制和相關(guān)研究工作提供試驗(yàn)技術(shù)支撐。

下階段，將繼續(xù)針對機(jī)體/推進(jìn)吸氣式飛行器研制對風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量要求，進(jìn)一步發(fā)展新的測量手段和試驗(yàn)技術(shù)(如非接觸測量技術(shù)等)，提高風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度，為飛行器氣動力特性精確預(yù)測提供更為豐富和可靠的風(fēng)洞試驗(yàn)手段。