吸氣式高超聲速飛行器機體推進一體化技術研究進展

吳穎川， 賀元元， 賀偉， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，綿陽 621000

吸氣式高超聲速飛行器機體推進一體化技術研究進展

吳穎川*， 賀元元， 賀偉， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，綿陽 621000

吸氣式高超聲速一體化飛行器最顯著的特點是子系統之間的耦合較其他類型飛行器更加強烈，這使得其設計具有挑戰性。所有的子系統之間部件相互干涉，包括：氣動、推進、控制、結構、裝載和熱防護等，特別是機體與超燃沖壓發動機之間的耦合最為突出。飛行器的前體和后體下壁面既是主要的氣動型面，又是超燃沖壓發動機進氣道外壓縮型面和尾噴管的膨脹型面，在產生推力的同時也產生升力和俯仰力矩。機體與發動機的強耦合作用對飛行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、氣動加熱、機身冷卻、穩定性和控制特性有直接的影響。本文介紹了國內外機體推進一體化技術的研究進展，重點介紹了中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)的相關研究工作，包括：密切曲錐曲面乘波進氣道和基于雙激波軸對稱基準流場內轉式進氣道設計方法、獨創的大尺度脈沖式燃燒加熱風洞一體化飛行器帶動力試驗技術和高超聲速內外流耦合數值模擬技術等。對高速飛行中激波邊界層相互干擾、流動分離機理、可壓縮湍流轉捩及其控制、超燃沖壓發動機燃燒流動機理等相關基礎問題也進行了研究，強調了對高效高精度計算方法的迫切需求。

高超聲速飛行器； 超燃沖壓發動機； 機體推進一體化； 乘波體； 燃燒加熱風洞； 湍流燃燒； 轉捩

吸氣式高超聲速技術是研究飛行馬赫數大于5、以吸氣式發動機為動力、在大氣層和跨大氣層中實現高超聲速遠程飛行的飛行器技術，對其進行研究的目的是實現全球快速到達和低成本進入空間。

吸氣式高超聲速飛行器發展主要分為3個階段：高超聲速巡航飛行器——具有高速度、高能量、高生存和機動的特點；高超聲速飛機——快速到達全球，用于遠程偵察和轟炸；空天飛機——水平起降，快速進入空間，低成本、易于維護。

超燃沖壓發動機(Scramjet)使來流經過斜激波壓縮后仍然保持為超聲速，燃料在燃燒室內進行超聲速燃燒，這樣可以有效地減小氣流能量損失，降低對燃燒室熱防護的要求，使飛行器在高馬赫數飛行時能夠獲得較高的有效比沖，因此，超燃沖壓發動機使吸氣式高超聲速飛行成為可能，其最適于作為高超聲速飛行器的動力系統。

圖1 X-30 空天飛機示意圖[1]Fig.1 Schematic diagram of X-30 space plane[1]

從20世紀80年代開始，美國開展了國家空天飛機(National Aero-Space Plane,NASP)計劃[1](見圖1)、HyTech計劃[2](后來衍變為HySet項目[2])、HyFly項目[2]、X-43A項目[3-4]、X-51A項目[5]和FALCON(Force Application and Launch from CONUS)項目[6]等一系列直接或間接發展高超聲速飛行器技術的計劃或項目。這些計劃或項目，有些雖然由于經費等原因被取消，但有些進行了整合并正在開展，具有很好的繼承性和連續性。目前重點項目除X-51A外，還包括FALCON和HyFly等項目。

俄羅斯的高超聲速計劃[7]主要有冷計劃、彩虹-D2計劃和鷹計劃。法國[8]、澳大利亞[9]、德國[10]、印度[11]、日本[11]和韓國[11]等都開展了自己的高超聲速研究計劃。

NASP計劃由美國國家航空航天局(NASA)和國防部聯合發展，計劃用11年時間，投資50多億美元，最后研制成兩架X-30樣機，這是單級入軌空天飛機的試驗機。NASP計劃分3個階段 ：第1階段進行可行性研究，已于 1985 年完成；第

2階段(1986-1990年)攻克關鍵技術，包括超燃沖壓發動機和熱防護材料等；第3階段于1990年開始，擬研制兩架X-30試驗機進行試飛，并根據試飛情況作出研制實用空天飛機的決定。

NASP計劃雖然失敗了，但奠定了美國高超聲速技術的發展基礎：計算流體力學(CFD)應用能力已擴展至能夠處理三維幾何，能提供復雜的流場細節，提高了代碼效率；開發出一批新防熱材料；建立了推進實驗數據庫，完善了地面試驗能力(8 ft高溫風洞(HTT)等大型設備,1 ft=0.304 8 m)；發展了計算方法(三維全Navier-Stokes方程、有限速率化學反應和設計用先進工程代碼等)。

NASA的X-43計劃的目的是演示、驗證和發展高超聲速飛行器機體推進一體化和發動機技術，包括試驗技術、計算方法、設計工具和性能預測。X-43的名義飛行彈道如圖2所示。

X43-A的飛行過程如下：一架經過改裝的B-52B重型轟炸機，機翼下掛著一架X-43A飛機和一枚“飛馬”助推火箭，從加州的愛德華茲空軍基地起飛；很快，B-52B上升至12 km 高空；這時，和X-43A捆綁在一起的“飛馬”火箭點火，它們脫離B-52B轟炸機，并由“飛馬”火箭把X-43A推到大約29 km的高空；接下來，X-43A脫離“飛馬”火箭，自身發動機點火，開始以10 000 km/h的速度獨立飛行；約10 s后，燃料耗盡，飛機繼續滑行了6 min,經過1 368 km的距離墜入太平洋。

圖2 X-43A的名義飛行彈道[3]Fig.2 Nominal flight trajectory of X-43A[3]

X-43A飛行試驗首次實現了以超燃沖壓發動機為動力的升力體飛行器的高馬赫數(Ma=7，10)自主飛行，具有里程碑意義。它驗證了升力體分離、超燃發動機推進和一體化飛行器控制等關鍵技術的可行性。

美國X-51A項目的終極目標是要發展可以在1 h內進行遠程飛行的飛行器，包括快速響應空間飛行器和高超聲速巡航飛行器。X-51A(見圖3)采用碳氫燃料，設計12 min內Ma從4.5增加到6，其特點是固定幾何進氣道、乘波體前體外形和主動冷卻發動機。X-51A迄今共開展了4次飛行試驗，目的是考驗進氣道起動、巡航加速、發動機模態轉換、發動機點火/熄火、參數辨識以及機動性等能力，并在第4次取得成功。前3次飛行試驗先后出現了尾噴管密封失效、進氣道不起動和舵面失效等問題，第4次雖然取得了成功，但加速度遠小于預期值。X51-A的經驗表明：吸氣式高超聲速飛行器技術難度大、周期長、投入大、風險高，必須循序漸進、堅持不懈地進行長期技術積累。

圖3 X-51A試飛器[5]Fig.3 X-51A launch vehicle[5]

吸氣式高超聲速飛行器的主要關鍵技術有：發動機、結構、材料與熱防護以及氣動、推進、防熱和控制的一體化。本文重點關注的是氣動與推進的一體化，尤其關注推阻和升阻特性，也稱為機體推進一體化。

1 吸氣式高超聲速技術面臨的困難和挑戰

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點是子系統之間的耦合較其他類型飛行器更加強烈，氣動性能與發動機性能緊密耦合。機體推進一體化(見圖4)氣動性能預測非常困難。

吸氣式高超聲速技術研究的三大手段分別是：CFD、風洞試驗和飛行試驗(見圖5)。首要任務是準確預測高超聲速飛行器的機體推進一體化性能，在原理上驗證高超聲速技術的可實現性。

美國針對一體化飛行器推阻特性的預測是通過綜合大量地面試驗和分析研究結果獲得的[12]，Navy和Air Force負責整個研究計劃(1976-1987年)，研究成果(見圖6)推動了NASP計劃的建立。

有動力情況下，推阻和升阻特性仍然是當前最具挑戰性和最緊迫的問題，亦是吸氣式發動機性能預測中最困難的問題，主要原因在于地面試驗設備尺寸太小，即使是類似X-51A的長約4.2 m的飛行器，模擬仍然有很大困難。

解決的辦法主要有3種：① 大尺度飛行試驗——很困難、風險大；②建設比APTU(Aerodynamic and Propulsion Test Unit)大10倍的地面模擬設備——投入大、技術難度大；③在一些小型飛行試驗的基礎上，通過深入研究基本物理現象與尺度效應，綜合試驗與計算結果，進行一體化氣動性能預測。

圖4 機體推進一體化示意圖[3]Fig.4 Schematic diagram of airframe-propulsion integration[3]

圖5 吸氣式高超聲速技術研究的三大手段示意圖Fig.5 Schematic diagram of three methods of air-breathing hypersonic technology research

圖6 蘭利中心超燃沖壓發動機推阻性能試驗結果 (1976—1987)[12]Fig.6 Thrust drag performance summary of NASA Langley scramjet test results from 1976-1987[12]

圖7為對X-43A一體化氣動性能預測[13]研究方案的總結，其中有基準進氣道關閉的常規風洞試驗、截斷發動機試驗和8 ft高溫風洞的全流道發動機試驗。

圖8為X-43A進氣道開/關、冷/熱態的縱向力和力矩性能預測結果。由于小尺度飛行器模型不能進行進氣道打開試驗，以進氣道關閉的常規高超風洞試驗為基準，再結合CFD增量分析方法，預測飛行器進氣道打開時帶動力/不帶動力的飛行器氣動性能，包括馬赫數、攻角和側滑角的影響。并通過8 ft高溫風洞全流道發動機試驗(圖9)驗證這一預測方法的準確性。

常規風洞縮比尺度很小，基準試驗性能和CFD增量可能并不是簡單的疊加，最終通過一體化綜合分析得到全尺度飛行器的氣動性能預測結果。

國內高超聲速機體推進一體化技術研究起步較晚。主要是通過冷通氣風洞試驗進行一體化飛行器研究。

易軍等[14]以美國X-43A和X-51兩類高超聲速飛行器為研究對象,對兩類飛行器的氣動性能進行了數值模擬,并以此為基礎對比分析了兩類高超聲速飛行器的一體化氣動特性。

張紅英等[15]對一種類似于X-43A的吸氣式高超聲速一體化構形全流道開展了風洞試驗和數值模擬研究,分析了不同來流Ma、總壓、飛行攻角下全流道的流場結構和氣動力特性。

范曉檣等[16]以機體推進系統耦合、三維側壓式進氣道為基本特征,設計了采用超燃沖壓發動機為推進系統的高超聲速一體化冷流通氣實驗模型,在高超聲速炮風洞中完成了飛行器的整體氣動測力試驗。

圖7 X-43A風洞試驗[13]Fig.7 X-43A wind tunnel tests[13]

圖8 X-43A 氣動性能增量法[13]Fig.8 X-43A aerodynamic performance increment method[13]

圖9 8 ft高溫風洞發動機試驗Fig.9 Eight-foot high temperature wind tunnel scramjet test

金亮等[17]采用數值模擬和風洞試驗方法,對高超聲速一體化飛行器的縮比模型在發動機關閉以及發動機通流狀態下的氣動特性進行了研究。

無論是國外與國內，之前的機體推進一體化研究都是采用通氣/不通氣飛行器模型在低總溫的常規風洞中獲得飛行器冷態氣動力數據，采用全流道發動機模型在高溫推進風洞中獲得發動機推力增量數據，通過數值計算修正和分析，綜合出整個一體化飛行器的帶動力性能。這樣做的缺點是：常規風洞試驗模型尺寸較小(目前國內最大的常規高超聲速風洞口徑是1 m)，不能模擬天上的總溫條件，而內流道流態與尺度、溫度等密切相關，通氣模型不能簡單地采用雷諾數相似模擬獲得氣動力數據；發動機在高溫推進風洞中只能獲得冷熱態的推力增量數據，不能直接得到凈推力，必須扣除冷態內阻，才能得到真正的推力性能，而目前冷態內阻的計算和試驗測量都面臨很大困難，有很大的不確定度，這給發動機真實性能的評估帶來了不確定性。

綜上所述，更好的辦法是能夠在短時大尺度高溫風洞中直接開展飛行器的帶動力一體化性能試驗，直接測量飛行器的推阻和升阻性能，然后通過風洞試驗數據的相關性分析、尺度規律的影響研究，結合數值計算，得到全尺度飛行器的帶動力一體化性能。

2 CARDC機體推進一體化技術研究進展

美國機體推進一體化氣動性能研究主要采用增量法，中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)在此基礎上提出了結合脈沖燃燒風洞模型飛行器帶動力一體化試驗的綜合分析方法。圍繞預測飛行器一體化氣動性能的目標，采用數值計算與風洞試驗相結合的方法，直接預測飛行器氣動性能,而不是采用增量法。

下面從氣動布局設計、地面試驗和數值模擬方法等3個方面介紹所取得的研究進展。

2.1 一體化氣動布局設計技術

開發了乘波構型高超聲速飛行器交互式參數化優化設計系統(Waverider derived Interactive Parametric Optimization and Design System of hypersonic vehicle, WIPODS)，其具有參數化基線設置、快速的分析工具和圖形化集成設計環境。

前體進氣道壓縮面采用曲面乘波壓縮形式，基準流場由多段激波和曲面壓縮軸對稱流場組成，三維乘波面采用類密切錐(Osculating Cone Waverider，OCW)[18-19]方法由前緣線各點流線跟蹤擬合構成流面；與國外密切錐方法采用單一直面或曲面激波構造基準流場不同，密切曲錐(Osculating Curved Cone Waverider，OCCW)[20-23]方法的基準流場由多個激波或等熵壓縮流場組成，并且流線跟蹤一直到進氣道喉道內收縮段(見圖10)，其優點是可以靈活控制進氣道的壓縮量，并保持乘波體低阻力、高流量捕獲和高總壓恢復的特點。圖11為密切錐方法與密切曲錐方法展向截面的對比。圖12為采用密切曲錐方法生成的乘波進氣道流場馬赫數分布和壁面壓力分布。

圖10 密切曲錐進氣道基準流場Fig.10 Basic flow field of OCCW inlet

圖11 密切錐與密切曲錐方法對比Fig.11 Comparison of OCW and OCCW methods

三維內轉式進氣道以其較高的壓縮效率和較低的總壓損失成為未來高超聲速技術發展的一個重要方向，而流線追蹤技術的引入拓寬了三維內轉式進氣道的設計方法，更在一定程度上克服了純內壓縮進氣道的起動問題。

圖12 密切曲錐乘波進氣道流場YZ截面馬赫數分布和壁面壓力分布Fig.12 YZ cross section Mach number and wall pressure distributions of OCCW inlet

利用特征線理論提出了一種基于設計狀態消波的雙激波軸對稱基準流場的設計方法，流場只包含入射激波和反射激波，入射激波終止于唇口前緣，反射激波入射至肩點并實現消波，不僅可實現壓縮面上流動參數的優化，還在最大程度上實現了設計狀態下流場結構的優化。基于這種基準流場的流線追蹤進氣道設計狀態下只存在兩個激波面(入射激波面和反射激波面，隔離段內完全消除了激波反射),如圖13和圖14所示。圖13中：

圖13 雙激波軸對稱基準流場設計Fig.13 Basic flow field design of dual shockwaves

圖14 基于消波流場的流線追蹤設計的內轉式進氣道CFD數值驗證Fig.14 CFD results of inward turning inlet designed by streamtracing method based on eliminating theory of shockwave

Rs為軸對稱基準流場的最大半徑；r為流線追蹤起始點的半徑。圖15為按照上述方法設計的內轉式進氣道試驗模型和不同堵塞比(0%～80%)情況下進氣道起動性能的考核結果。試驗表明，進氣道在設計狀態下能夠起動。

圖15 內轉式進氣道試驗模型及起動性能Fig.15 Test model and start performance of inward turning inlet

2.2 一體化帶動力試驗技術

除了?1 m等常規氣動力高超聲速風洞之外，CARDC成功研制和改造了脈沖式和連續式兩種類型的燃燒加熱設備。在國際上首次獨立提出了擠壓式脈沖燃燒高超聲速推進風洞原理和總體技術方案，建成了最大口徑為2.4 m，試驗時間為300～600 ms的脈沖燃燒風洞[24](見圖16)。

圖16 脈沖燃燒風洞照片Fig.16 Picture of pulsed combustion heated wind tunnel

?2.4 m脈沖風洞能夠直接獲得4～5 m量級飛行器的帶動力一體化氣動性能，結合連續風洞和CFD結果，分析預測飛行器整機的推阻與力矩特性。

1.5 m飛行器[25]是開展機體推進一體化技術研究的一個基準模型，最早采用氫燃料，后逐步過渡到煤油燃料，基于1.5 m飛行器發展的一體化飛行器帶動力試驗技術為未來有可能在?2.4 m脈沖燃燒風洞開展大尺度模型飛行器的一體化試驗進行技術準備。

圖17為1.5 m飛行器的試驗模型，圖18為發動機工作狀態風洞試驗典型測力時序曲線，發動機點火后，天平信號出現了反號，表明飛行器獲得了正推力。表1為試驗測力與CFD計算結果的比較，冷態結果基本一致，熱態試驗推力收益比計算預測約大100 N。

圖17 1.5 m飛行器機體推進一體化風洞試驗模型Fig.17 Airframe-propulsion integration wind tunnel test model of 1.5 m vehicle

圖18 1.5 m飛行器機體推進一體化試驗中典型試驗參數隨時間變化曲線Fig.18 Curves of typical test parameters vs time of 1.5 m vehicle airframe-propulsion integration test

表1 地面試驗與計算結果對比

Table 1 Comparison of numerical and test results

MethodColdflow(nofuel)Hotflow(withfuel)Fx/NFy/NFx/NFy/NCFD-5960195525-313105697Experiment-59307110256-10682110387

2.3 高超聲速內外流耦合數值模擬技術

自主開發了面向應用、功能完善的高超聲速內外流耦合數值模擬軟件系統——AHL3D[23]，主要用于一體化飛行器和發動機的設計和性能評估。

基于AHL3D建立并發展了一體化氣動性能3級數值預測體系(如圖19所示)：第1級快速預測，采用工程算法及發動機性能一維計算[26](如圖19(a) 所示)，快速評估一體化飛行器的氣動性能，主要用于設計選型階段；第2級高效預測，采用三維外流、二維內流(如圖19(b) 所示)相結合的方法，高效評估飛行器的一體化氣動性能，主要用于詳細設計階段；第3級精細預測，采用三維內外流耦合數值模擬的方法(如圖19(c) 所示)，精細評估飛行器的性能及流場結構，主要用于飛行器的性能分析階段。圖19中：Pt為總壓；Tt為總溫；P為靜壓；T為靜溫；γ為比熱比。

另外，在風洞試驗數據修正中，CFD也發揮了重大作用。例如：圖20中針對有背部支撐的飛行器試驗模型，通過計算得到支架干擾的影響量，從而對風洞試驗數據進行支架干擾修正；圖21中通過飛行器在真實風洞試驗流場中的數值模擬對試驗數據進行流場非均勻性修正等。

圖19 機體推進一體化性能三級預測體系Fig19 Threestagesofnumericalpredictionsofairframe?propulsionintegraion

圖20 支架干擾修正Fig.20 Support interference correction

圖21 風洞非均勻流場修正Fig.21 Non-uniform flow field correction of wind tunnel

3 機體推進一體化相關基礎與機理研究

高超聲速技術目標高、難度大，多數技術沒有可借鑒的基礎，需要結合應用進行大量的基礎研究，澄清與高超聲速飛行相關的物理、化學、流動、力和熱等各方面的機理性問題,因而基礎研究應該貫穿研究的全過程。

目前最需要關注的是以下3個方面的問題：高速飛行中激波邊界層相互干擾、流動分離機理；可壓縮湍流、轉捩及其控制；超燃沖壓發動機點火與燃燒流動機理。對于數值模擬來說，發展更加先進的高效高精度計算方法及實驗驗證是當前最為迫切的需求。

3.1 高速飛行中激波邊界層相互干擾、流動分離的機理

激波邊界層干擾對高超聲速飛行器及其推進系統的性能有至關重要的影響。激波引起的強逆壓梯度影響邊界層流動結構，甚至產生流動分離，對飛行器的熱流和阻力產生很大影響。特別是對于高超聲速進氣道，激波/邊界層干擾幾乎貫穿于所有現象之中，如邊界層分離、總壓損失、不起動/重起動、溢流、抗反壓、邊界層轉捩、內通道激波串和激波震蕩等，直接影響進氣道和發動機能否正常起動和穩定工作。開展相關研究有助于更加深入理解進氣道中各種復雜流動的流動機理，為進氣道的設計、性能評估和控制奠定更加堅實的技術基礎。

激波振蕩是當進氣道沒有起動時有可能發生的一種周期性的激波和分離區吞進/吐出現象。進氣道發生激波振蕩時，進氣道內的氣流發生振蕩，速度和壓強會發生強烈的脈動，引起進氣道性能嚴重下降，導致發動機推力損失，嚴重時會導致燃燒室熄火。圖22為典型高超聲速進氣道激波振蕩現象研究的試驗模型，采用LES-DES(Large Eddy Simulation-Detached Eddy Simulation)方法對該進氣道的激波振蕩進行了數值模擬，LES-DES方法作為一類典型的RANS(Reynold-Averaged Navier Stokes equations)/LES混合方法，適用于包含大分離流動的問題。計算所得振蕩周期為6.5 ms，試驗所得振蕩周期為7.5 ms，計算結果和實驗結果基本吻合。

圖22 進氣道激波振蕩特性研究試驗模型Fig.22 Study on shockwave oscillation characteristics at inlet unstart

圖23為測壓點ch10處計算結果和試驗所得的無量綱靜壓變化比較，二者的壓力峰值和變化規律基本一致。

圖23 隔離段上壁面后端測點ch10處的壓強變化Fig.23 Pressure change at upper wall test point ch10 in isolator

3.2 高速飛行中可壓縮湍流、轉捩及其控制

近年來雖然在湍流結構、層次結構模型、湍流直接模擬和大渦模擬等方面取得了長足進展,但是，對于可壓縮湍流，特別是高超聲速湍流，還缺乏研究。由于缺乏描述大、小旋渦相互作用的定量關系，大渦模擬也遇到困難，仍需要對湍流機理作深入了解，研究湍流的多尺度特征及其尺度間的相互作用，從中建立相對普遍適用的、反映多尺度特征的湍流模式理論。轉捩和湍流緊密相關,飛行器推遲轉捩減阻、進氣道強制轉捩增強自起動性能,都需要搞清轉捩機理，提出控制轉捩的途徑，研究可壓縮層流到湍流轉捩的新特征，揭示影響轉捩的主要因素，提出控制轉捩的理論和方法。

轉捩控制的研究主要分為兩個方面：① 為了利用層流摩阻比湍流低的特性，通過修改氣動構型，或者采用邊界層抽吸的方法，盡可能推遲轉捩，保持層流構型；② 為了利用湍流抗反壓能力比層流強的特性，通過在進氣道上添加強制轉捩裝置，促進從層流到湍流的轉捩，減少激波與邊界層相互作用的分離區，提高進氣道的起動能力。

2004年，美國X-43A的2次飛行試驗表明沒有轉捩裝置的進氣道保持層流流動狀態[27]。當進氣道為層流狀態時，風洞試驗表明[28]：在進氣道的拐角處產生了比較大的分離區，嚴重時將導致進氣道的不起動，甚至可能導致飛行試驗失敗。為此，X-43A進氣道在前體上加裝了斜坡型強制轉捩裝置，確保在隔離段入口的流動為湍流，便于進氣道的起動。X-43A的2次飛行試驗[27]表明強制轉捩裝置是可行的，可以在彈道的關鍵區域實現強制轉捩，確保隔離段入口是湍流狀態。X-43A之后，美國的X-51A和Hyfly(見圖24)等都在進氣道上安裝了強制轉捩裝置。

圖24 X-51A和HyFly進氣道強制轉捩裝置的構型Fig.24 Forced-transition trip of X-51A and HyFly inlets

對強制轉捩裝置的設計一般有2個要求：① 在進氣道上實現強制轉捩；② 滿足沿彈道的熱結構要求。

強制轉捩裝置的設計主要包括以下4個方面：① 強制轉捩裝置的轉捩機理；② 強制轉捩裝置的安裝位置；③ 強制轉捩裝置的選型和幾何參數的優選；④ 強制轉捩裝置的天地相關性研究。其中第④項天地相關性是最困難的。

關于強制轉捩裝置的轉捩機理，目前還沒有完全搞清楚。Schneider[29]認為：沒有一個通用的機理來說明粗糙帶在什么條件下可以引起轉捩。目前至少有3種解釋：粗糙帶后尾跡中的流向渦不穩定性的增加導致轉捩；橫流和G?rtler不穩定性的失穩導致轉捩；邊界層外擾動和粗糙帶相互作用導致轉捩。Choudhari等[30]對X-43A進氣道渦流發生器的轉捩機理研究表明：渦流發生器誘導的轉捩一般是幾種不穩定模式共同作用下的結果，絕不是一種模式的結果。

關于強制轉捩裝置的安裝位置，X-43A進氣道強制轉捩裝置[27]的位置在第1個壓縮面的中點，這里的層流邊界層外緣的Ma<4，根據流動穩定性理論，此時流動第1模式在轉捩過程中起主導作用。轉捩裝置在這里可以激發流動第1模式的不穩定性，促進轉捩。但是這個位置是否是最優的，安裝在Ma>4的位置，促進第2模式的不穩定性是否可行，尚不得而知。對于HyFly進氣道構型，除了第1、2模式不穩定性外，還存在橫流不穩定性，此時轉捩裝置的安裝位置在哪里比較合適，公開的文獻中沒有說明。

圖25 渦流發生器高度對轉捩位置的影響Fig.25 Influence of vortex generator height on transition position

關于轉捩裝置的選型，雖然在地面風洞試驗中，強制轉捩裝置有很多種構型，但是在飛行試驗中，主要采用鉆石型和斜坡型(見圖25)。這些構型又稱為渦流發生器構型。Berry等[28]指出根據以前的工程經驗，這類構型的尾流中存在反向旋轉的渦流，可以有效地促進轉捩。關于轉捩裝置幾何參數的優選，目前認為轉捩裝置的高度k是最主要的幾何參數。美國X-43A項目組和氣動中心都針對高度進行了詳細的風洞試驗研究[28,31]。結論都是隨著轉捩帶高度k的增加，轉捩區域逐步前移(見圖25,Ma=6,CARDC實驗)。清華大學的Xiao等[32]通過轉捩預測方法對斜坡型轉捩帶的4個幾何參數對轉捩區域的影響規律開展了研究，他認為：4個參數對轉捩區域的影響順序從高到底依次為高度、間距、底邊長度和角度。目前很少有報告研究過轉捩裝置幾何參數對進氣道性能的影響。

強制轉捩裝置的天地相關性研究包括以下內容：① 地面試驗和飛行試驗的差別在哪里，這些差別對轉捩區域會帶來多大的影響；② 如何根據風洞試驗驗證成功的轉捩裝置設計飛行試驗強制轉捩裝置的安裝位置和幾何參數。由于缺乏足夠的飛行試驗數據，天地相關性是轉捩裝置設計最困難的一項內容。一般認為地面試驗和飛行試驗的差別主要在于來流擾動(包括湍流度和噪聲)、壁溫/總溫比和模型尺度。Berry等[28]認為X-43A進氣道轉捩裝置的天地相關性主要根據經驗判斷，認為飛行試驗的k/δ(δ為當地層流邊界層厚度)大于風洞試驗的有效k/δ時，可以確保在強制轉捩裝置后實現轉捩。但是這樣簡單關系的理論依據及其對其他進氣道構型是否都適用尚待探索。

3.3 Scramjet燃燒流動機理

超燃沖壓發動機工作過程中，由于燃料的加入，在流道內形成了湍流、激波與燃燒相互作用的高速燃燒流場。在超聲速流動的條件下，流體的可壓縮性、激波和詳細化學反應機理等的影響都很顯著，流場中的波系、湍流對燃料的霧化和混合、燃燒室的點火、火焰的結構及其演變、火焰的傳播特性等起著舉足輕重的作用。

對于類似X-5lA的發動機，起動過程中液體燃料的霧化、蒸發及點火延滯的評估與分析是一項關鍵技術。CARDC研究組通過典型的小尺度發動機自由射流試驗，于2002年第一次獲得了液體煤油在Ma=5、總溫為1 500 K的條件下,燃料引射后約5 ms時間內的自點火性能[33]。

由于這一問題涉及到多相流、湍流與化學反應的相互作用，目前仍然是燃燒室和引射系統設計中的挑戰性問題,需要通過物理建模和數值計算研究其復雜過程。物理建模包括采用粒子脈沖激光全息技術，對超聲速氣流中射流的霧化過程進行測量分析[34]。實驗觀測到射流表面的不穩定波結構，揭示了射流柱表面不穩定波的增長是導致超聲速氣流中射流破碎的主要原因(見圖26和圖27)。通過實驗分析建立的基于Rayleigh-Taylor和Kelvin-Helmhotz 相結合、適用于超聲速橫流中的液滴破碎模型與計算結果，與Ma=2來流、液/氣動量比為15～30的實驗基本一致。關于液粒蒸發和化學反應延滯的整個點火延滯特性分析，采用CARDC的AHL3D軟件并行計算中兩相流非定常雙時間方法[34-35]。計算結果表明(見圖28)，在實驗條件下液滴破碎時間為0.2 ms，蒸發時間為0.8 ms，化學反應延滯時間為4 ms，十分接近實驗獲得的約為5 ms的液體燃料從注入到穩定的點火時間。

圖26 液體碳氫燃料延滯點火特性Fig.26 Ignition time delay characteristic of liquid hydro-carbon fuel

圖27 射流表面不穩定波結構Fig.27 Jet surface instability wave structure

圖28 液滴粒度及其蒸發比例時間歷程Fig.28 Time history of sauter mean diameter (SMD) and evaporation ratio

除了點火特性外，從工程應用上，兩類問題需特別引起關注：一類是來流Ma=4～5情況下亞燃強燃燒流場研究，即既要獲得強燃燒又要使燃燒產生的激波串不致造成進氣道的不起動，在這種工況下,提出在飛行軌道、姿態角、油氣比條件下激波串不能超越50%隔離段長度的建議。這亦是X-5lA下一步要研究的重點；另一類是Ma>7的湍流混合與燃燒效率問題，X-43A在Ma=10條件下沒有獲得正推力，表明這一問題的重要性。高超聲速沖壓發動機中的超聲速燃燒現象十分復雜，總體上它涉及寬范圍復雜反應動力學、受限空間內復雜湍流和燃燒相互作用及高超聲速條件下燃燒及其穩定性等問題,亦涉及到高分辨率多場多組分燃燒流場測量及超級計算機的科學計算，是物理、化學和數學力學等多科的交叉，亦是國際上正在突破的前沿[36]。

4 結束語

中國空氣動力研究與發展中心主要突破了以下3項機體推進一體化關鍵技術：

1) 在一體化飛行器氣動布局研究中，自主創新發展了密切曲錐乘波體設計方法，基準流場由多個激波或等熵壓縮流場組成，流線跟蹤一直到進氣道喉道內收縮段，優點是可以靈活控制進氣道的壓縮量，并保持乘波體低阻力、高流量捕獲和高總壓恢復的特點。

2) 自主開發了高超聲速內外流耦合數值模擬軟件AHL3D，并以此為基準，建立了一體化氣動性能三級數值預測體系。

3) 突破了脈沖燃燒風洞帶動力一體化試驗技術。建立了計算與試驗、脈沖與連續式燃燒風洞相結合的機體推進一體化氣動性能預測體系。

高超聲速機體推進一體化技術涉及到激波邊界層干擾、分離流動、湍流、轉捩和超聲速燃燒等大量流動機理問題。必須從物理機理層次搞清上述問題，才能進一步深化機體推進一體化技術研究，從而設計出工程上實用的吸氣式高超聲速飛行器。

致 謝

感謝唐志共研究員的關心與支持。感謝課題組的劉偉雄、倪鴻禮、鄭忠華、楊順華,李向東、余安遠、賀旭照以及趙慧勇等同事的支持和貢獻。

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Tel： 0816-2463303

E-mail： wyclwx2007@126.com

賀元元 女，博士，副研究員。主要研究方向： 高超聲速空氣動力學。

Tel： 0816-2467307

E-mail： hyy63713@126.com

賀偉 男，博士，研究員。主要研究方向： 高超聲速空氣動力學。

Tel： 0816-2463303

E-mail： hewei@cardc.cn

樂嘉陵 男，中國工程院院士。主要研究方向： 高超聲速空氣動力學。

Tel： 0816-2466381

E-mail： lejl123@cardc.cn

*Corresponding author. Tel.： 0816-2463303 E-mail: wyclwx2007@126.com

Progress in airframe-propulsion integration technology of air-breathing hypersonic vehicle

WU Yingchuan*, HE Yuanyuan, HE Wei, LE Jialing

ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory，HypervelocityAerodynamicsInstitute，ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000，China

Air-breathing hypersonic vehicle is highly integrated making its design challenging. All vehicle parts and functions interact including aerodynamics, propulsion, control, structure, tank and thermal protection, especially for airframe and scramjet engine coupling. The lower wall of the aircraft forebody and afterbody is either compression part of the engine inlet or expansion part of the engine nozzle and it produces lift and pitching moment as well as thrust. The strong coupling of the airframe and engine has direct influence to the thrust, lift, drag, pitching moment, aerodynamic heating, airframe cooling, stability and control characteristics of the vehicle. The research developments of airframe-propulsion integration technology are introduced and the related works of China Aerodynamics Research & Development Center (CARDC) are emphasized. These works included osculating curved cone waverider inlet design, double shockwave axissymetric flow field-based inward turning inlet design, airframe-propulsion integrated vehicle tests in pulsed combustion heated hypersonic high-temperature wind tunnels and hypersonic large-scale parallel numerical simulation platform (AHL3D). The related fundamental researches of hypersonic shock-boundary layer interaction, compressible turbulent transition of flow separation mechanism and its control, scramjet combustion study on flow mechanism and other related basic issues are introduced. The urgent need of efficient high-precision calculation method is emphasized.

hypersonic vehicle; scramjet; airframe-propulsion integration; waverider; combustion heated wind tunnel; turbulence combustion; transition

2014-07-25； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-10-13； Published online： 2014-10-14 14:34

s： National Natural Science Foundation of China (90716017, 90916012, 91216303)

2014-07-25; 退修日期： 2014-09-12; 錄用日期： 2014-10-13; 網絡出版時間： 2014-10-14 14：34

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0238.html

國家自然科學基金(90716017, 90916012, 91216303)

Wu Y C, He Y Y, He W,et al. Progress in airframe-propulsion integration technology of air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 245-260. 吳穎川， 賀元元， 賀偉， 等. 吸氣式高超聲速飛行器機體推進一體化技術研究進展[J].航空學報, 2015, 36(1): 245-260.

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

10.7527/S1000-6893.2014.0238

V475.2

A

1000-6893(2015)01-0245-16

吳穎川 男，博士，研究員。主要研究方向： 高超聲速空氣動力學。

*通訊作者.Tel.： 0816-2463303 E-mail: wyclwx2007@126.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0238.html