吸气式高超声速飞行器后体尾喷管产生的高速尾喷流与飞行器外部气流的速度量值、方向、静压、总压等状态参数都不相同,当两股气流相遇时,两者之间存在复杂的相互干扰,其典型流场包含分离再附区、激波、膨胀波、弓形波、马赫盘、剪切层等流动结构[1],这使得对后体尾喷管及其内外流干扰区域的推力、升力及俯仰力矩的准确预测变得非常困难。由于发展吸气式高超声速飞行器技术的迫切需求,要求对后体尾喷管流动区域的内外流干扰规律进行细致研究,在认识流动规律的基础上,获得对该流动区域气动推进特性的深入认识。
20世纪80年代,美国的NASA Ames中心和McDonnellDouglas研究室对NASP计划飞行器的内喷流和外流干扰问题进行了一系列实验和数值模拟研究,研究了喷管羽流、外流、机身后体的相互作用,获得了相应的油流、纹影图以及膨胀面上的压力分布[2-3],NASALangley 研究中心和洛克希德公司也对NASP计划飞行器的喷流干扰问题进行了一系列的数值计算和实验研究[4]。他们研究了内外流干扰对机翼以及控制面的影响，例如作用在后体的力和力矩，同时与CFD模拟结果进行比较，为CFD分析代码校准提供数据库。日本宇航实验室(NAL)在外流Ma=7.1的条件下，对尾喷管性能进行了实验研究[5]，卡古达研究中心(KRC)在高空实验台上开展了用高温燃气流模拟Ma＜8状态的尾喷管实验[6-8]。分别采用纹影法、油膜法、阴影法和蒸汽屏法等实验手段观察了尾喷管的流场结构，研究了内喷管出口压力与外流压力之比(静压比)对喷管性能的影响。通过纹影观测技术，获得了流场结构，对一些主要的激波、剪切层、分离区的分布有了比较清楚的认识。21世纪初，德国宇航中心对高超声速飞行器后体尾喷管内外流干扰问题进行了大量的实验研究，使用不同的测量技术对影响尾喷管内外流干扰的各种因素进行了详细的研究。文献[9]采用氩气Ar、空气Air和六氟化硫SF63种气体作为喷流气体，来研究不同比热比对喷流干扰和喷管性能的影响。研究结果表明，随着比热比的增加，相应的压力系数会变小；另一方面，随着温度的增加，比热比会减小，也会对压力系数产生影响。为了更好地了解尾喷管内外流干扰流场的相关特征以及不同参数对尾喷管内外流干扰特性的影响，文献[10-13]介绍了尾喷管内外流干扰实验中的不同测量方法，分别采用压敏漆和压力传感器对尾喷管膨胀面壁面压力进行测量，用皮托耙对喷流干扰区域流场的皮托压进行测量，对尾喷管壁面温度进行了红外热成像测量，采用纹影对尾喷流干扰流场进行了观测。研究得到了喷流气体比热比、喷流总温、喷流总压、自由来流雷诺数、喷管落压比以及迎角等因素对喷管性能的影响，同时获得了喷流干扰区域流场的结构。在国内，针对吸气式高超声速飞行器尾部喷流内外流干扰的实验研究尚未看到公开报道。
以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器，其发动机出口喷流比热比在1.25左右。在尾喷流干扰实验中，如果采用空气作为替代喷流介质，会和真实情况产生明显差异。文献[14]论证了采用CF4+Air的配气模式，在模拟内喷流比热比等相似参数条件下，可以在地面风洞实验设备上，准确模拟真实飞行过程中的高温燃气喷流和外流的相互作用现象，获得一致的无量纲气动系数及内外流干扰流场。本文采用常规风洞模拟飞行器外部流动参数，采用比热比为1.25的CF4和空气的混合气体作为内喷流介质，使用置于飞行器模型内部的出口马赫数为2.2的拉瓦尔喷管产生内喷流，在国内率先建立了模拟吸气式高超飞行器内外喷流干扰问题的实验平台。在相同内喷流总压和外流参数条件下，对比研究了混合气体喷流和空气喷流对飞行器尾部内外流干扰区域表面压力及流场结构的影响，并考察了不同喷流总压对内外流干扰区域模型表面压力及流场结构的影响，定量给出了喷流比热比和压比这2个关键相似参数对飞行器尾部喷流干扰区域的影响范围及量值大小，深化了喷流干扰对高超声速飞行器尾部/翼舵区域气动性能影响的认识，为未来更大尺度高超飞行器喷流干扰问题的研究积累了可靠的实验数据，探索了有效的实验手段。
1 实验方案本文采用的实验模型为具有开放式单壁膨胀喷管的一体化飞行器，如图 1(a)所示，该模型长度约0.5m。采用吸气式高超声速飞行器喷流模拟的相似准则[14]，设计了实验方案。风洞实验研究的目的是模拟飞行器飞行条件下的真实状态，这就必须根据相似理论选择合适的相似参数。根据对喷流结构特点的理论分析以及实验研究结果，皮恩德柔拉(N. Pindzola)[15-16]在20世纪60年代初总结出了一套相似参数，包括喷流边界、投射激波、喷流质量流、喷流动能以及喷管喷流初始膨胀角等相似参数，因此，喷流实验模拟有9项基本相似参数对应：
|
| 图 1 实验模型三维视图和实验方案简图 Fig.1 3D view of the experimental model and schematic map of the experiment methods |
(1) 几何模拟，包括飞行器及尾喷管外形尺寸；(2)静压比，即
通过对相似准则的模拟，就可以在风洞设备中以较小的模型尺寸来模拟较大尺度飞行器在真实条件下的力学特性。当然在一次实验当中要满足所有的相似参数是不可能的，往往根据实验研究的重点选择主要相似参数来进行模拟。本实验在几何相似的原则下，模拟了外流和喷流马赫数、喷流压比，特别是采用混合气体，模拟了喷流比热比。研究了喷流比热比及喷流压比2个相似参数对喷流干扰区域的影响。
飞行器外流采用常规风洞产生；内喷流采用在模型内部安装的内喷管产生，如图 1(b)所示。内喷流气体通过高压气管进入内喷管驻室，然后通过内喷管型面产生超声速气流喷出。内喷管驻室安装了总压探针；在内喷管出口侧壁和上壁面，分3排对称安装了27个静压测管用于检测内喷流在出口的对称性。在飞行器喷管内外膨胀面上布置了8排、水平翼表面上布置了4排，总共86个静压测点，如图 2所示，测压点采用左右间隔非对称形式分布，以便在对称来流条件下获得更详细的喷流干扰表面压力信息。
|
| 图 2 内外流干扰区域壁面测压点分布 Fig.2 Static pressure tabs distribution on the walls of the inner-outer flow interaction zone |
模拟发动机尾喷流的内喷管是采用特征线方法，按照比热比1.25，喷管出口马赫数2.2设计的超声速拉瓦尔喷管，内喷管出口的喷流方向角和喷管对称线保持一致，内喷管如图 1(b)中所示。按照相同的方法，在比热比1.4条件下，设计了内喷管出口马赫数2.2的超声速拉瓦尔喷管。由于CF4实验气体昂贵且温室气体效应很强，在实验中使用了空气作为内喷流介质，开展了实验调试和不同落压比条件下的实验研究。为比较空气和混合气体喷流的差别，针对实验喷管，采用CFD仿真的方法，对2种气体介质的内喷管流场进行了分析。数值仿真采用了自主研发的CFD软件AHL3D[17]，内喷管驻室总压为100倍的风洞来流压力，无粘计算通量分裂格式为AUSM类方法，二维计算的网格数为流向和法向均匀布置201个网格点。图 3为在不同喷流介质条件下获得的内喷管出口参数分布。不同比热比条件下的计算采用的是同一喷管型面。喷管型面是按照γ=1.25条件设计的二元拉瓦尔喷管。当喷流介质为γ=1.25的混合气体时，内喷管出口马赫数为2.2，静压为9.7倍的来流压力，出口马赫数和设计结果完全吻合。当喷流介质为γ=1.4的空气时，出口静压比为7.6p∞，低于γ=1.25时的情形。在相同的喷流总压条件下，γ=1.25时的内喷管流量是γ=1.4时的1.35倍。内喷管出口马赫数约为2.33，略高于设计值，且沿法向的均匀性要差于γ=1.25时的情形，原因是当喷流介质为γ=1.4的空气时，气体比热比偏离设计状态，使得喷管出口参数分布非均匀程度增加。
|
| 图 3 内喷管出口特性对比 Fig.3 The comparison of the inner nozzle exit flow properties |
采用中国空气动力研究与发展中心Φ0.5m高超声速风洞来模拟飞行器外部流动。该风洞是一座喷管出口直径为0.5m的下吹、引射、暂冲式轴对称常规高超声速风洞，驻室尺寸为1.7m×1.2m×1.3m。实验段是封闭自由射流式，实验马赫数范围为Ma=5～10。
实验模型在风洞中的安装如图 4所示。模型通过位于其背部的曲臂支撑机构和风洞的支撑系统相连接，可实现前后上下平移和±6°迎角范围的俯仰运动。模型内喷管通过高压软管和外部气源系统连接。外部气源系统如图 5所示，其上的2路TESCOM自动调压系统和模型内喷管内的总压探针形成闭环反馈通路，可以精确调节模型内喷管的驻室压力。外部气源系统容积0.5m3，最大充气压力20MPa，对内喷管可实现300s以上的稳定供气。模型表面的静压测点通过铜制金属管及橡胶软管和放置于洞体外部的静态压力传感器连接。实验的压力采集系统使用的是Pressure Systems Inc. Model 9016型电子压力扫描系统，传感器测量精度为全量程的0.06%，静压测量采用0~50kPa 量程，皮托压和总压采用0~500kPa 量程。实验模型的外部流场采用高速纹影系统进行观测，最高帧频2000帧/s，最大像素为800pixel×800pixel，可根据需求调整。在实验模型的尾部区域，布置了一字皮托压力耙，如图 4所示，可以上下前后移动，用以测量内外流干扰区域的流向截面流场结构。
|
| 图 4 安装在风洞实验段中的模型 Fig.4 Experimental model in the wind tunnel's test section |
|
| 图 5 内喷管压力供给及控制系统 Fig.5 Gas supply and control system for inner nozzle |
尾喷流内外流相互干扰模拟中，喷流的落压比(Number of Pressure Ratio,NPR)是一个重要的模拟参数，为了在长时间的喷流实验过程中精确控制其量值，采用了具有压力反馈调节系统的内喷流实验装置，见图 5。在本次实验的落压比条件下(NPR=180/100)，采集获得的实时落压比数据和设定值的比较如图 6所示。压力反馈调节系统需要大约10~15s时间，将内喷流压力调节到设定值，之后在设定值上下小幅波动，在不同设定值条件下的内喷流落压比和设定值之间的均方差其量值都优于1%，控制精度是比较理想的。内喷流保持设定落压比的时间依实际实验时间而定，最长可达300s以上。
|
| 图 6 不同NPR条件下实验驻室压力和目标值对比 Fig.6 The comparison of the NPR between experimental data and target value |
在实验中，模型表面压力是通过铜管连接到外部压力测量装置上的，为了确保压力数据在测量时已稳定，在各次实验中，等待实验流场稳定至少100s后，开始以10s为间隔，采集4次模型表面压力数据，并对获得的数据信号进行了误差统计处理。图 7为混合气体喷流实验时采集到的4次压力信号的均方差，从图中可以看出，测压区域压力均方差均小于2.5%，对其他实验车次的压力信号均方差分析的结果也在此范围内，说明实验研究的数据在测量时已充分稳定，实验结果是可靠的。
|
| 图 7 实验压力信号的均方差 Fig.7 The mean square error of present experimental test |
实验时采用CF4和空气1:1摩尔配比的混合气体，考虑到CF4气体的沸点和熔点分别为145K和89K，略高于空气的沸点和熔点，在混合气体进入内喷管前将其加热至约400K，确保混合气体在膨胀过程中不出现凝结现象。图 8为本文混合气体的比热比随温度变化的关系，在实验温度范围内比热比的变化范围在1.20~1.38之间，图中还给出了对应温度条件下空气的比热比变化规律，其值在1.4~1.39之间。混合气体对喷流介质比热比的调节作用是十分显著的，可以满足实验中对喷流比热比变化的模拟需求。
|
| 图 8 空气和混合气体比热比随温度变化对比 Fig.8 Comparison of the ratios of specific heat between air and mixed gas |
为了校准内喷管出口马赫数，采用五孔探针测量了内喷管出口的皮托压力，测量过程的纹影及实物照片如图 9所示。喷管出口的马赫数通过内喷管驻室总压和出口皮托压力换算得到。针对上文所述的比热比1.25、出口马赫数2.2的内喷管，在本文混合气体条件下，根据五孔探针测量换算得到的喷管出口平均马赫数为2.16，分布标准方差1.7%。同时，在比热比1.4时，设计了一组冷态通气条件下的内喷管，其出口马赫数3.6，在实验前对该内喷管进行了校准，校准结果如表 1所示。从校准结果看，内喷管的出口马赫数实测值和设计结果一致，且均匀性较好，内喷流的模拟方案是可靠的。
|
| 图 9 出口马赫数校准纹影图和实物图 Fig.9 The schlieren and experimental model maps during the inner nozzle test |
| 设计马赫数 | 2.2 | 3.6 |
| 实测马赫数 | 2.16 | 3.53 |
| 偏差% | 1.82 | 1.94 |
在固定来流马赫数条件下，飞行器外流压力为定值，实验过程中通过调节内喷流压力来改变喷流落压比。图 10为来流马赫数6，模型迎角0°，内喷流气体比热比1.4，喷流落压比NPR=180和100时的飞行器尾部及水平翼面上的实验压力分布云图。在外流马赫数及其他喷流参数相同时，喷流落压比是唯一影响飞行器尾部区域压力分布特征的影响因素。在内外流干扰条件下的飞行器尾部壁面压力分布图中，壁面压力的分布可以分为2个区域：第1个区域为喷流核心流动作用区，其压力分布主要受到喷流本身的影响，第2个区域为内外流相互干扰区，其压力分布主要受到外流和内流相互挤压形成的交叉干扰区域的影响。在喷流核心流动作用区域，当NPR=180时，其核心流动作用区域的压力分布量值和核心喷流作用区域的面积都要大于NPR=100时的结果。在内外流干扰作用区域，NPR=180时，在水平翼舵及后体侧缘区域，存在明显的压力升高区域，这种高压力区域是由内喷流和外流相互作用形成交叉干扰区域而产生的。在NPR=100时，内外流干扰作用区域对后体侧缘及水平翼舵上的压力分布略有影响，其影响区域面积及压力分布量值要明显小于NPR=180时的结果。
|
| 图 10 不同落压比条件下压力分布对比 Fig.10 The comparison of the pressure distributions with different NPR |
图 11为来流马赫数6，采用上文设计的内喷管，在喷流气体比热比1.4，NPR=180和100时尾喷流内外流干扰区域的实验纹影图。从图中可以清晰地看到内外流干扰所产生的交叉激波及剪切层结构，喷流在内喷管的膨胀区产生的膨胀波系在喷流的核心区域也清晰可辨，特别是在NPR=180时。对比高落压比(NPR=180)和低落压比(NPR=100)时的流场纹影(见图 11(b))，可发现在高落压比时，内外流干扰激波的外分支及剪切层向外流部分的扩张更显著一些，而交叉干扰激波的内分支位置变化不显著。交叉干扰激波外分支及剪切层主要受到内流膨胀排挤效应的影响，而交叉干扰激波内分支更多取决于内喷流的马赫数。从流场的纹影图中可以直观地看出低落压比时内外流干扰的强度要弱一些。
|
| 图 11 落压比180和100时内外流干扰区域纹影图 Fig.11 Schlieren maps of the inner/outer flow interaction region at NPR=180 and 100 |
图 12为外流马赫数6.0，喷流落压比100，空气喷流(γ=1.4)和混合气体喷流(γ=1.25)在模型尾部膨胀面及水平翼舵上的压力分布对比图。图 13为模型对称面上压力分布。从图上可以看出，混合气体喷流在内喷流作用的核心区域的压力分布要明显高于空气喷流的结果，其最大值达到约4倍的外流自由流静压，而空气喷流在核心区域的最大压力约为3.7倍左右；空气喷流核心区域的长度要略长于混合气体喷流，但在核心区域的中部其高压区云图分布要略窄一些。在内外流相互干扰区，混合气体喷流和外流的相互作用要更强一些，在模型尾部侧缘及水平翼面靠近模型机体的区域，形成了明显的高压力分布区域。而
|
| 图 12 不同比热比条件下压力分布 Fig.12 The comparison of pressure distributions with different ratios of specific heat |
|
| 图 13 对称面上压力分布 Fig.13 Pressure distribution of symmetry |
对于空气喷流，仅在模型尾部侧缘部分形成了并不明显的压力升高。总的来说，混合气体喷流对模型尾部及水平翼面的作用要强于空气喷流，如3.2节中对内喷管的分析所述，在相同驻室压力及喷管喉道高度的情况下，混合气体喷流由于比热比小，通过内喷管的流量要明显大于空气喷流(约1.3倍)，更大的质量流量将提升内喷流及内喷流对外流的作用能力。
图 14为外流马赫数6.0，喷流落压比100，喷流介质为混合气体(γ=1.25)时，内外流干扰区域的流场纹影图。图中虚线为对应状态下γ=1.4时的交叉干扰激波及剪切层纹影型线。在不同比热比时，剪切层的纹影型线位置基本重合。比热比1.25的交叉干扰激波外分支向外扩张得要略大一些，显然是由于混合气体喷流对外流的影响要强一些。而交叉干扰激波的内分支要比γ=1.4时的对应型线更靠近内喷流核心区，这是由于混合气体状态喷流马赫数要小于空气喷流的情况(见图 3)，低马赫数来流在比较接近的气流偏转条件下形成的激波角要大一些的缘故。在纹影图中(如图 14所示)，也可以定性地看到混合气体喷流和空气喷流在其他喷流参数相同的条件下流场结构的区别。以上结果说明，在模拟吸气式高超声速飞行器尾喷流实验中，准确模拟内喷流的比热比是准确模拟喷流干扰区域气动和流场特性的关键之一。
|
| 图 14 Ma∞=6.0，NPR=100，γ=1.25条件下干扰区域纹影 Fig.14 Schlieren map of the interaction region at Ma∞6.0,NPR=100 and γ=1.25 |
在常规风洞中，开展了吸气式高超飞行器后体尾喷流内外流干扰实验，采用出口马赫数2.2(比热比1.25条件设计)的内喷管，在相同的外流参数条件下，研究了喷流比热比和喷流压比对飞行器尾部/水平翼区域压力分布的影响，并对内外流干扰区域的流场进行了高清纹影显示，获得了以下结论：
(1) 喷流比热比对吸气式高超飞行器尾部/水平翼区域的表面压力分布及空间流场结构影响明显。混合气体喷流核心区域压力分布要高，且干扰作用区域的压力变化更加明显。
(2) 喷流落压比对尾部/水平翼舵区域的表面压力分布及空间流场结构影响显著，落压比180时与落压比100时的翼舵法向气动力相差约为15%。高落压比内喷流的核心区域分布强度和量值及其对水平翼面的干扰强度要明显高于低落压比时的结果。
(3) 喷流和外流的相互干扰存在明显的超声速交叉激波及剪切层流动结构，对吸气式高超飞行器尾部及翼舵区域的压力分布和流场结构产生显著影响，不仅对飞行器推力特性以及升力特性产生明显影响，还对飞行器的舵面效率及操控特性产生直接影响。
本研究获得了喷流比热比和压比对飞行器尾部及翼舵性能影响的实验数据，得到的规律性认识及定量数据可为未来大尺度吸气式高超飞行器后体尾喷流研究提供方向性参考。
| [1] | Ebranhimi H B, Lankford D W. Numerical study of phenomena affecting the predictionof scramjet combustor and nozzle performance[R]. AIAA-93-0024, 1993. |
| [2] | Spaid F W, Keener E R. Experimental results for a hypersonic nozzle/afterbody flow field[R]. AIAA-92-3915, 1992. |
| [3] | Ruffin S M, Venkatapathy E. Single expansion ramp nozzle simulation[R]. AIAA-92-0387, 1992. |
| [4] | Tatum K, Monta W, witte D, et al. Analysis of generic scramjet external nozzle flowfields employing simulant gases[R]. AIAA-90-5242, 1990. |
| [5] | Watnabe S. Scramjet nozzle experiment with hpersonic external flow[J]. Journal of Propulsion and Power, 1993, 9(4): 521–528. DOI:10.2514/3.23654 |
| [6] | Mitani T, Ueda S. Validation studies of scramjet nozzle performance[J]. Journal of Propulsion and Power, 1993, 9(5): 725–730. DOI:10.2514/3.23682 |
| [7] | Hiraiwa T, Tomioka S, Udea S, et al. Performance variation of scramjet nozzle at various nozzle pressure ratios[J]. Journal of Propulsion and Power, 1995, 11(3): 403–408. DOI:10.2514/3.23858 |
| [8] | Tohro Mitani, Koichiro Tani, Shigeru Sato, et al. Experimental validation of scramjet nozzle performance[R]. AIAA-92-3290, 1992. |
| [9] | Hirschen C, Gruhn P, Gülhan A. Influence of heat capacity ratio on the interaction between the external flow and nozzle flow of a scramjet[R]. AIAA-2006-8095, 2006. |
| [10] | Hirschen C, Gülhan A. Infrared thermography and pitot pressure measurements of a scramjet nozzle flowfield[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(5): 303–311. |
| [11] | Hirschen C, Gülhan A, Beck W H, et al. Measurement of flow properties and thrust on scramjet nozzle using pressure-sensitive paint[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(2): 267–280. DOI:10.2514/1.37957 |
| [12] | Hirschen C. Experimental study of the interaction between internal and external flows of a scramjet nozzle using various diagnostic techniques[R]. AIAA-2007-5088, 2007. |
| [13] | Hirschen C, Gülhan A, Beck W H, et al. Experimental study of a scramjet nozzle flow using the pressure-sensitive-paint method[J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(4): 662–672. DOI:10.2514/1.34626 |
| [14] | 贺旭照, 秦思, 曾学军, 等. 模拟飞行条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题实验方案研究[J]. 推进技术, 2014, 35(10): 1310–1316. He X Z, Qin S, Zeng X J, et al. Experiment scheme research on afterbody nozzle plume interferenece of air-breathing hypersonic vehicle fly condition[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(10): 1310–1316. |
| [15] | 恽起麟. 风洞实验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2000. |
| [16] | Edwards T A. The effect of exhaust plume/afterbody interaction on installed scramjet performance[R]. NASA-TM-101033, 1988. |
| [17] | 贺旭照, 赵慧勇, 乐嘉陵. 考虑可压缩与热传导的壁面函数边界条件及其应用[J]. 空气动力学报, 2006, 24(4): 450–453. He X Z, Zhao H Y, Le J L. Application of wall function boundary condition considering heat transfer and compressibility[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2006, 24(4): 450–453. |