0 引 言

采用吸气式超燃冲压发动机作为推进系统的高超声速飞行器，具有巡航马赫数高、机动性强、响应速度快等特点，是近几十年来国内外高超声速飞行器技术的研究热点。由于吸气式飞行器，尤其是采用升力体布局的吸气式高超声速飞行器(如美国X-43和X-51系列等)，通常采用机体/推进一体化设计，使得飞行器的机身和推进系统不仅在结构上高度一体化，而且其尾喷管是机身后体的一部分，且为非轴对称的结构，使得推进系统工作产生的喷流必然对飞行器的气动特性造成较大的影响^{[1, 2, 3, 4]}。因此，研究此类飞行器推进系统的尾喷流对飞行器气动特性的贡献具有重要意义。

国内外对于包括吸气式升力体飞行器在内的各类飞行器尾喷流及其对飞行器气动特性等的影响开展了较多的研究工作^{[5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14]}，而带喷流模拟的气动力风洞试验，也是研究飞行器尾喷流作用下气动特性的重要手段。如NASA在开展X-43飞行器喷流气动特性的研究中，即采用冷喷流模拟、飞行器后体与主体分离，并以天平测量模型后体气动力的风洞试验方法，研究了喷流对飞行器后体气动特性的影响。贺旭照等就吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题开展了实验方案研究，探讨了模拟参数与风洞试验方法等问题。

在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的Φ1m高超声速风洞中，开展了以常温压缩空气为喷流介质模拟飞行器尾喷流、并以天平测量飞行器整体模型气动力的吸气式升力体高超声速飞行器喷流气动力试验方法研究。通过优化模型结构设计、采用特殊的喷管分断缝隙密封措施等手段，解决了在模拟飞行器尾喷流条件下的飞行器模型气动力精确测量难题，将喷流模拟测力试验数据精度提高到接近常规气动力试验的水平。

在研究轴对称喷管喷流对飞行器气动特性影响时，通常将其作用分为两个部分独立研究：一是喷管对飞行器的直接作用，通常可通过发动机试验或计算等方法获得；二是喷流对外流场干扰造成飞行器气动特性的变化，通常称作“喷流气动干扰效应”，可以通过风洞试验、数值计算等方法获得，而其中的喷流试验模拟准则研究已比较充分、成熟^{[11, 15]}。

由于吸气式升力体飞行器尾喷管的非对称的结构特点，在喷流模拟测力风洞试验中，难以类似轴对称喷管的研究方法，需要将喷流对飞行器气动特性影响作为整体进行研究，因此需要研究采用恰当的喷流模拟准则^[9]。考虑到风洞既有条件，确定采用冷喷流模拟方法开展试验，并通过资料调研、分析和CFD验证，确定了吸气式升力体飞行器尾喷流冷喷流模拟试验的相似参数包括：

·飞行器几何外形；

·自由来流参数：马赫数M_∞、飞行雷诺数Re(近似模拟)；

·喷流参数：喷流压力比p_j/p_∞、喷流动量比、推力系数γ_jM_j²等。

其中，自由来流参数通过风洞流场条件保证，喷流参数通过保证尾喷管结构和工作参数模拟。处于简化试验设计的考虑，未做喷流膨胀边界模拟。

在本文的研究中，以一个简化的升力体高超声速飞行器外形为研究对象，风洞试验模型总长931mm。模型采用模块式设计，主要包括模型前段、模型后段(含尾喷管)和底部盖板等。通过数值模拟发现尾喷流仅影响模型近底部区域，因此为了简化模型和试验装置设计、降低试验难度，将模型外形做了简化(无翼舵)、进气道做封堵处理。

尾喷流试验装置的结构如图 1所示，主要包括：模型、六分量天平、发动机驻室和通气背支杆等。其中，试验模型采用背支撑方式，整套试验装置通过背支撑固联到风洞的迎角机构上。六分量天平通过锥面配合与模型和背支撑连接。模拟喷流时，空气通过背支撑进入内喷管驻室，而后由尾喷管喷出。

图 1 升力体飞行器尾喷流试验装置结构示意图 Fig. 1 Sketch of aft-body jet simulation test device of lifting body vehicle

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由于试验仅需研究飞行器“尾喷管”的喷流作用力及气动干扰效应，因此在“内喷管”与“尾喷管”交界处将模型分断：尾喷管保留在模型后段上，而模型发动机驻室和内喷管模块被独立出来，成为单独的模块，从结构上与模型的其他部分完全脱离(截断面处留有0.3mm左右的缝隙)，只与模型背支撑相固联，其受到的直接作用力不会作用到天平上，因而供气管路、驻室和内喷管所受气流作用力对模型气动力测量不会造成干扰。通过更换不同设计参数的内喷管模块，可以模拟不同的喷流状态。为防止喷流模拟时喷管内气流进入缝隙以及模型内腔、直接作用到模型上而影响测量结果，试验时需要采取柔性密封措施对分断缝隙进行密封。本项试验研究中，采取了一种以柔性密封膜为密封材料的缝隙密封方法，并采用了特殊的密封工艺，既保证了缝隙密封的效果，又大大降低了缝隙密封措施对测量的干扰，使其干扰影响基本可以忽略不计。图 2给出了发动机驻室与尾喷管分断及缝隙密封结构示意图。

图 2 发动机驻室与尾喷管分断结构示意图 Fig. 2 Sketch of separation structure between setting chamber and aft-body nozzle

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升力体吸气式飞行器尾喷流干扰气动特性风洞试验在CARDC的Φ1m高超声速风洞中进行。该风洞是一座暂冲吹吸式高超声速风洞，包括M_∞=3～8和M_∞=9、10两条支路，分别配置了出口直径为1m和1.2m的轴对称型面喷管，试验运行时间不小于30s，可以开展各类航空、航天飞行器的气动力、压力分布测量试验，以及喷流干扰、分离模拟和动导数测量等多种特种试验。本项研究中的风洞试验是在M_∞=3～8支路上完成的。

风洞试验的流场条件为：M_∞=6，p₀=3.45MPa，T₀=484K，Re_l=3.1×10⁷/m。

采用同一模型分别进行了无喷和有喷流两类试验。其中，为了评估喷管分断缝隙密封的影响，进行了无喷流条件下有密封与无密封的对比试验；尾喷分别模拟了两种工况：Statue1为内喷管出口马赫数为2.227，驻室总压3.8×10⁵Pa；Statue2为内喷管出口马赫数为1.04，驻室总压2.3×10⁵Pa。

图 3给出了在无喷条件下驻室与尾喷管分断缝隙有、无密封两种状态的测力试验结果。

对比无喷条件下分断缝隙有、无密封的试验结果可以发现，C_A、C_N和C_m的变化规律完全一致，试验结果差异很小，两者仅C_A差异相对明显，密封后比密封前略大1.4%左右；而C_N和C_m无明显差异，一致性非常好(在0.5%以内)，基本在常规气动力试验重复性精度水平以内。

图 3 有、无缝隙密封状态试验结果对比曲线 Fig. 3 Aerodynamic characteristics comparison with gap sealing measures or not

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因此可以认为密封措施本身对测量结果的影响很小，即本文采取的密封措施对天平测力的干扰不明显。其中，轴向力的差异主要是由缝隙密封造成尾喷管内流动的变化引起底阻的变化所造成：在未采取密封措施时，气流通过模型背支撑与模型背部之间的缝隙进入模型内腔，继而通过内喷管和尾喷管之间的缝隙泄漏到了尾喷管内。与缝隙密封后相比，这种泄漏导致尾喷管壁面压力和模型底部压力略有提高，从而引起缝隙密封前的C_A比缝隙密封后要小；而C_N和C_m对这种泄漏的影响反映不明显。

此外，由于风洞试验中存在密封膜在2～3次试验后，因风洞启动和停车时不稳定流动气流冲击而破损、需要重新密封的情况，为了评估不同次密封可能存在的差异，进行了重复性试验(见图 3)。从试验结果可以看出，不同次密封获得的试验结果之间差异很小，基本上在最大值的0.5%以内。因此不同次密封带来的影响极小，可以纳入试验随机误差一并考虑。

为了评估在模拟尾喷流条件下的带喷流测力试验结果重复性精度，开展了7次重复性试验(其间密封膜更新两次)，并进行了试验结果不确定度评估。表 1、表 2分别给出了C_A、C_N和C_m的重复精度和不确定度。

从表 1的试验结果重复性精度可以看出，本文的试验方法有效保证了升力体飞行器尾喷流测力试验的测量精度，将重复性精度控制在0.6%以内，总体上达到常规测力试验的精度水平。

通过更换不同的内喷管模块，分别模拟了升力体飞行器进气道通气状态(Statue1)和超燃发动机工作状态(Statue2)两种工况，并获得了不同状态的测力试验结果。图 4给出了无喷、Statue1和Statue2三种不同模拟状态的测力试验结果对比曲线。

图 4 不同试验状态结果对比曲线 Fig. 4 Aerodynamic characteristics comparison between different simulation statues

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从不同试验状态的试验结果可以发现，升力体飞行器尾喷流对飞行器气动特性影响明显，并且喷流对飞行器气动特性影响规律和影响程度随喷流条件的不同而改变。对于本文研究的试验模型，尾喷流对模型的轴向力特性影响最大，尾喷流使轴向力系数C_A大大减小，且热态影响大于冷态；尾喷流而对法向力系数C_N和俯仰力矩系数C_m的影响相对较小；不同的喷流模拟状态下，喷流对飞行器气动特性的作用也不尽相同，与模拟的喷流状态参数密切相关。

在CARDC的Φ1m高超声速风洞中，研究了吸气式升力体高超声速飞行器带喷流气动力测量试验方法，并开展了风洞试验验证。通过该项研究可以得到以下结论：

(1)以冷喷流模拟方法模拟尾喷流、模型喷管驻室与飞行器模型隔离设计、以天平测量飞行器整体模型气动力的升力体高超声速飞行器带喷流气动力测量试验方法可行，通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施，可提高带喷流测力试验数据精度、减小不确定度；

(2)尾喷流对升力体飞行器的气动特性影响明显，其中对轴向力的影响最大，且喷流影响程度随喷流参数的不同而不同。

致谢: 中国空气动力研究与发展中心高晓成同志等在喷流模拟准则的计算验证中开展了卓有成效的工作，在此表示感谢！