吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

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1、航空学报ActaAerOnauticaetAstrOnauticaSinicaMar．252017VoI．38NO．3SSN1000-6893CN11．1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．cnhkxb@buaaeducn吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验贺旭照，秦思。，卫锋，乐嘉陵中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室，绵阳621000摘要：在中国空气动力研究与发展中心⑦o．5m高超声速风洞中，开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流／外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管，模拟飞行器尾喷管非均匀人流，测量

2、了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力，采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构，获得了不同工况下非均匀人流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。试验结果显示尾喷管非均匀人流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响，喷管人流的非均匀特征在吸气式高超声速飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果；核心区域外，非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流，且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流；均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系，交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。关键词：吸气式飞行器；高超声速；非均匀喷流；内外流

3、干扰；测压中图分类号：V211文献标识码：A文章编号：1000一6893(2017)03—120199一08吸气式高超声速飞行器后体尾喷管不仅为飞行器提供推力，也会产生升力和俯仰力矩。后体尾喷管相当于一个推力矢量装置，且推力矢量随飞行器内外流工况的变化而改变，不仅对飞行器的推阻性能产生重要影响，还对飞行器的控制及操稳至关重要。后体尾喷管产生的高速尾喷流与飞行器外部气流相比，在速度量值／方向、静压、总压等方面都存在明显差异，当两股气流相遇时，存在复杂的相互干扰。喷流干扰的典型流场结构包含分离再附区、激波、膨胀波、弓形波、马赫盘、剪切层等流动结构，复杂情况下还包含化学非平衡流动特征[

4、1]，这使得对内外流干扰区域的推力、升力及俯仰力矩的准确预测变的非常困难。近年来发展吸气式高超声速技术的迫切需求，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，完善对该流动区域气动推进特性的深入认识。20世纪80年代，美国国家航空航天局(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，研究了喷流、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]，NASALang一1ey研究中心和洛克希德·马丁公司也对NASP计划飞行器的喷流干扰问题

5、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)在外流马赫数‰一7．1的条件下，对尾喷管性能收稿日期：2016—03—08；退修日期：2016—08—10；录用日期：2016—08-29；网络出版时间：2016—09-0516：43网络出版地址：wwwcnkinet／kcms／detail／111929．V20160905．1643002html*通讯作者E—mail：qs6739639@163com引用格武：贺旭照．秦思，l锋，等i

6、吸气武高超声速飞行器非均匀尾喷流试验：Jj．航空学报．20

7、7．38(3)：120199iHExZ。QlNs。WE

8、F。eta

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12、umeforair-brealhIn9hyoersontcvehicle!Jj．ActaAeronaut

13、caetAs打onauticaslnIca，2017，38(3)：120{99．120199—1航空学报进行了实验研究口]，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Mn<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

14、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—10]采用氩气(Ar)、空气(Air)和六氟化硫(SF。)3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