高超聲速一體化飛行器推阻特性測量研究

賀 偉,于時恩,李宏斌

(1.西北工業大學,西安 710072;2.中國空氣動力研究與發展中心,四川 綿陽 621000)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器通常采用機體和推進系統的高度一體化設計,以使飛行器獲得最佳的氣動和推進性能,從而滿足高超聲速飛行任務對飛行器航程、重量的要求。高超聲速飛行器機體和推進系統高度一體化的布局特點決定了它的機體和推進流道之間產生緊密的耦合作用,飛行器基本性能、穩控特性和推進性能之間相互強烈影響,飛行器設計必須分析與掌握整個外流與推進流道的特性,并深入研究氣動和推進之間的相互影響。由于一體化飛行演示試驗的高難度和高風險度,世界發達國家都十分強調地面試驗的重要性。吸氣式高超聲速飛行器由于機體/推進高度一體化,飛行器前體與后體,就是發動機的進氣道與尾噴管,它們是發動機產生推力和阻力的主要部件,與此同時前體/進氣道和后體/尾噴管對飛行器空氣動力特性也產生很大影響。機體/推進系統從各自的角度相互影響飛行器的氣動力和推力特性。只有通過大量的地面試驗和有限的飛行試驗考核,確認設計方法的正確性,才能進一步考慮高超聲速技術的各類實際應用。

“十一五”期間,綜合一體化飛行器外形和發動機研究結果,中國空氣動力研究與發展中心研制了適合脈沖風洞試驗的縮比一體化飛行器試驗模型,并在Φ 600mm脈沖燃燒風洞開展了燃料供應方法和相應的點火燃燒措施研究、一體化飛行器推阻性能試驗研究等[1-3]。由于帶動力一體化飛行器推阻特性試驗,不僅要保證所設計飛行器與發動機最佳匹配,確保發動機能夠點火、穩定燃燒,產生較高的推力水平,而且還受到現有地面模擬設備條件的限制,目前只能利用現有的 Ф 600mm脈沖燃燒風洞進行帶動力一體化飛行器推阻特性測量試驗,模型尺寸受設備口徑的限制,完成縮比帶動力機體/推進一體化飛行器推阻性能試驗研究并獲得較高的推力收益,實現飛行器的推阻平衡,是對沖壓發動機和一體化飛行器技術嚴格、全面的檢驗。

1 試驗設備、運行參數及試驗模型

試驗在中國空氣動力研究與發展中心超高速所的 Ф 600mm脈沖燃燒風洞中進行。設備由富氧空氣管、穩壓供氫裝置、加熱器、試驗段、真空箱等組成,設備簡圖見圖1,運行原理參見文獻[4]。

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

Ф 600mm脈沖燃燒風洞噴管出口馬赫數為4、5、6,試驗時間大于0.3s,加熱方式為燃燒加熱,總溫范圍為1000～2000K。

試驗模型為前體進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,可根據試驗需要及流場條件安裝和拆卸。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

超燃發動機燃燒室為突擴式燃燒室,受飛行器外形要求限制,模型只有隔離段入口注油點和隔離段出口注油點(主注油點),在主注油點能同時注入煤油和氫氣。測力天平布置在試驗模型內部,采用腹部支撐形式,具體結構見圖 3。

圖3 天平安裝及支撐結構Fig.3 Sketch of the balance&support system

為取得較好的試驗結果,在試驗模型安裝前,根據模型氣流干擾計算和CAD進行了模型試驗方案的虛擬安裝。根據 Φ 600mm脈沖燃燒風洞流場校測結果,風洞出口 0mm和 500mm截面均勻區為Φ 400mm,風洞出口900mm截面均勻區為 Φ 320mm,模型安裝時,飛行器前體伸進噴管250mm,模型中心位于風洞噴管軸線。進行M6試驗時,模型迎角為4.5°,進行M5試驗時,模型迎角為 2.2°,圖4給出了模型在風洞中的安裝照片。

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

2 測力方案

飛行器推力測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力方案,則與模型橫向尺寸大致相當的天平和支架、整流罩,必然會破壞飛行器的外流場,同時腹支天平系統與機身之間相互影響,產生復雜的干擾,嚴重影響飛行器外部氣動特性,無法獲取飛行器真實的外部阻力;而將外式天平下移,必然會引入連接支桿,支桿上的氣動力與飛行器模型的真實氣動力耦合在一起,需要更多的試驗研究才能獲得此干擾氣動力,以還原真實模型的氣動力;由于一體化飛行器與發動機高度一體化,如果采用尾支撐形式,尾支桿的存在會影響發動機的噴流,導致獲得的推力特性有較大誤差。經過論證和調研,測力方案采用腹支內式天平,即將天平布置在試驗模型內部,設計腹部支架,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。

根據飛行器模型結構要求,天平可以利用的模型內部空間非常有限,而且要求天平外形尺寸必須采用扁平結構,如果采用常規的天平結構形式,天平實現難度較大。本次試驗采用分離式天平,即布置幾個分離測量點,然后根據系統的相互關系進行合成,得到最終結果。

圖5 天平組合測量原理Fig.5 Principile of assembled balance

如圖5所示,4個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,試驗時模型上的氣動力載荷可以在選定的空間坐標系內分解為與坐標軸平行的三個力分量,類似的力矩可以分解為繞坐標軸的三個分量。在如圖所示的測量系統中,坐標系統的原點設在四個力天平的幾何中心。假設天平i測得的力分別為 Fxi、Fyi和Fzi,則有

假設4個天平對力矩參考軸的距離為a、b(見圖5),則可得到力矩的表達式如下

通常情況下,合力的作用線是不通過系統坐標系原點的(如圖6所示),其作用點在系統坐標系的坐標假設為ax、ay和az,則力矩的表達式可以寫成

由式(1)～(6)可知,三個力矩和力分量可由天平測得,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。

三分量測力天平采用整體圓柱形結構,其內部結構可細分為內環和外環,內環由帶四個對稱均布方槽的空心圓柱構成;外環由上、下連接端和中間沿周向對稱均布的四個雙孔梁構成;內、外環之間通過雙孔梁連接,雙孔梁與內環的方槽錯開45°;對稱的兩雙孔梁構成兩組敏感元件,通過彎曲變形分別獲得水平面上兩相互垂直的力分量;內環四個方槽則利用剪切變形測得豎直方向的力。設計完成的三分量測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 三分量測力天平結構Fig.7 Structure of three component balance

進行一體化高超聲速飛行器試驗時,由于飛行器模型內部空間有限,沒有足夠的空間來布置三個天平,通過分析不難發現,對于推力、升力和俯仰力矩測量只需要2臺天平就可以實現,故本次試驗研究采用的是兩臺天平組合,大致對稱布置于模型重心的兩邊。

3 試驗結果

進行一體化飛行器推阻特性測量試驗前,對前體進氣道進行了捕獲流量測量,通過測量,在M6狀態下,前體進氣道捕獲的流量為0.75kg/s,在M5狀態下為0.93kg/s。

試驗時,發動機燃料為氫氣,油氣比為1.2左右。圖8為M6試驗狀態下發動機內壓力測點及天平測量曲線隨時間變化規律曲線。由圖可以看出,在70ms左右,風洞啟動,燃燒室壓力升高,天平受到沖擊載荷后開始爬升,20ms后天平達到最大值,然后開始衰減,在100ms左右達到平衡,反映出模型所受到的冷態阻力。約在190ms,燃料到達燃燒室,燃燒室壁面壓力急劇增加,表明燃料開始燃燒,此時天平測得的阻力減小,在210ms左右天平阻力達到零附近,并基本維持不變,表明燃料燃燒產生了推力,天平準確反映了一體化飛行器模型的受力狀況;在整個試驗過程中,隔離段壓力平穩,表明進氣道啟動正常,燃料燃燒沒有影響到隔離段和進氣道,試驗點火成功,燃燒穩定。

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

圖9為M6試驗狀態下飛行器推進流道壁面壓力分布。由圖可以看出,冷態試驗(發動機無燃料注入)時,發動機內最高壓比不到80(壁面靜壓與來流靜壓比值),且試驗重復性很好;有燃料注入(熱態試驗)后,發動機內最高壓比達150,且飛行器阻力約為0,實現了飛行器的推阻平衡。

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

表1給出了M6試驗狀態下冷態試驗測力數據與計算的對比結果。從測力結果可以看出,計算的預測結果,與試驗符合較好。試驗結果較好地驗證了一體化飛行器和超燃沖壓發動機設計、計算分析結果的有效性。帶動力飛行器推阻特性的地面風洞試驗的成功完成,標志著我部機體/推進一體化高超飛行器和超燃發動機設計、分析與地面試驗技術水平達到了一個新的高度。

表1 冷態計算、試驗結果對比Table 1 Comparison of test and CFD results

4 結 論

成功地研制了能夠在 Φ 600mm脈沖燃燒風洞中進行試驗研究的機體/推進一體化飛行器模型,完成了小尺寸帶動力飛行器推阻特性的試驗測量,試驗結果表明,在M6試驗狀態下,針對長約1.5m的一體化飛行器模型,在風洞試驗提供的流動條件下,飛行器冷態軸向力和法向力試驗測力結果與計算結果基本吻合,發動機工作時(油氣比約為1.2),模型推力與阻力相當,飛行器實現了推阻平衡。試驗中,發動機成功進行了點火燃燒,并獲得了較好的推力收益,表明設計的飛行器與發動機匹配良好,較好地檢驗了我部超燃沖壓發動機和一體化飛行器綜合設計、計算和地面試驗技術,標志著吸氣式高超聲速技術達到了一個較高的水平,為進一步開展滿足高超聲速飛行器任務要求的較大尺寸飛行器和發動機研究奠定了技術基礎。

致謝：

此項研究工作是在樂嘉陵院士的指導下,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,本次試驗的圓滿成功與各級機關的大力協調和動力站的動力保障密不可分,在此對所有參與研究的人員表示致敬和感謝。

[1]樂嘉陵,胡欲立,劉陵.雙模態超燃沖壓發動機研究進展[J].流體力學實驗與測量,2000,14卷(1)：1-12.

[2]白菡塵,劉開勝,茍永華,焦偉,樂嘉陵.M6雙模態沖壓模型發動機氫燃料的燃燒試驗研究[J].南京航空航天大學學報,2003,35(1)：53-57.

[3]賀偉,童澤潤,李宏斌.單模塊超燃發動機推力測量天平研制[C].第十二屆全國激波與激波管學術會議,2006.

[4]劉偉雄,譚宇,毛雄兵,樂嘉陵.一種新運行方式脈沖燃燒風洞研制與初步應用[J].實驗流體力學,2007,21(4)：59-64.

[5]賀德馨,王建中.風洞天平[M].北京：國防工業出版社.2001.05.