吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展

吳穎川， 賀元元， 賀偉， 樂(lè)嘉陵

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000

吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展

吳穎川*， 賀元元， 賀偉， 樂(lè)嘉陵

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000

吸氣式高超聲速一體化飛行器最顯著的特點(diǎn)是子系統(tǒng)之間的耦合較其他類型飛行器更加強(qiáng)烈，這使得其設(shè)計(jì)具有挑戰(zhàn)性。所有的子系統(tǒng)之間部件相互干涉，包括：氣動(dòng)、推進(jìn)、控制、結(jié)構(gòu)、裝載和熱防護(hù)等，特別是機(jī)體與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)型面，又是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道外壓縮型面和尾噴管的膨脹型面，在產(chǎn)生推力的同時(shí)也產(chǎn)生升力和俯仰力矩。機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)的強(qiáng)耦合作用對(duì)飛行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、氣動(dòng)加熱、機(jī)身冷卻、穩(wěn)定性和控制特性有直接的影響。本文介紹了國(guó)內(nèi)外機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)的研究進(jìn)展，重點(diǎn)介紹了中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)的相關(guān)研究工作，包括：密切曲錐曲面乘波進(jìn)氣道和基于雙激波軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法、獨(dú)創(chuàng)的大尺度脈沖式燃燒加熱風(fēng)洞一體化飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)和高超聲速內(nèi)外流耦合數(shù)值模擬技術(shù)等。對(duì)高速飛行中激波邊界層相互干擾、流動(dòng)分離機(jī)理、可壓縮湍流轉(zhuǎn)捩及其控制、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流動(dòng)機(jī)理等相關(guān)基礎(chǔ)問(wèn)題也進(jìn)行了研究，強(qiáng)調(diào)了對(duì)高效高精度計(jì)算方法的迫切需求。

高超聲速飛行器； 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)； 機(jī)體推進(jìn)一體化； 乘波體； 燃燒加熱風(fēng)洞； 湍流燃燒； 轉(zhuǎn)捩

吸氣式高超聲速技術(shù)是研究飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力、在大氣層和跨大氣層中實(shí)現(xiàn)高超聲速遠(yuǎn)程飛行的飛行器技術(shù)，對(duì)其進(jìn)行研究的目的是實(shí)現(xiàn)全球快速到達(dá)和低成本進(jìn)入空間。

吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展主要分為3個(gè)階段：高超聲速巡航飛行器——具有高速度、高能量、高生存和機(jī)動(dòng)的特點(diǎn)；高超聲速飛機(jī)——快速到達(dá)全球，用于遠(yuǎn)程偵察和轟炸；空天飛機(jī)——水平起降，快速進(jìn)入空間，低成本、易于維護(hù)。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(Scramjet)使來(lái)流經(jīng)過(guò)斜激波壓縮后仍然保持為超聲速，燃料在燃燒室內(nèi)進(jìn)行超聲速燃燒，這樣可以有效地減小氣流能量損失，降低對(duì)燃燒室熱防護(hù)的要求，使飛行器在高馬赫數(shù)飛行時(shí)能夠獲得較高的有效比沖，因此，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力系統(tǒng)。

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

從20世紀(jì)80年代開(kāi)始，美國(guó)開(kāi)展了國(guó)家空天飛機(jī)(National Aero-Space Plane,NASP)計(jì)劃[1](見(jiàn)圖1)、HyTech計(jì)劃[2](后來(lái)衍變?yōu)镠ySet項(xiàng)目[2])、HyFly項(xiàng)目[2]、X-43A項(xiàng)目[3-4]、X-51A項(xiàng)目[5]和FALCON(Force Application and Launch from CONUS)項(xiàng)目[6]等一系列直接或間接發(fā)展高超聲速飛行器技術(shù)的計(jì)劃或項(xiàng)目。這些計(jì)劃或項(xiàng)目，有些雖然由于經(jīng)費(fèi)等原因被取消，但有些進(jìn)行了整合并正在開(kāi)展，具有很好的繼承性和連續(xù)性。目前重點(diǎn)項(xiàng)目除X-51A外，還包括FALCON和HyFly等項(xiàng)目。

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

NASP計(jì)劃由美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)和國(guó)防部聯(lián)合發(fā)展，計(jì)劃用11年時(shí)間，投資50多億美元，最后研制成兩架X-30樣機(jī)，這是單級(jí)入軌空天飛機(jī)的試驗(yàn)機(jī)。NASP計(jì)劃分3個(gè)階段 ：第1階段進(jìn)行可行性研究，已于 1985 年完成；第

2階段(1986-1990年)攻克關(guān)鍵技術(shù)，包括超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和熱防護(hù)材料等；第3階段于1990年開(kāi)始，擬研制兩架X-30試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行試飛，并根據(jù)試飛情況作出研制實(shí)用空天飛機(jī)的決定。

NASP計(jì)劃雖然失敗了，但奠定了美國(guó)高超聲速技術(shù)的發(fā)展基礎(chǔ)：計(jì)算流體力學(xué)(CFD)應(yīng)用能力已擴(kuò)展至能夠處理三維幾何，能提供復(fù)雜的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，提高了代碼效率；開(kāi)發(fā)出一批新防熱材料；建立了推進(jìn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，完善了地面試驗(yàn)?zāi)芰?8 ft高溫風(fēng)洞(HTT)等大型設(shè)備,1 ft=0.304 8 m)；發(fā)展了計(jì)算方法(三維全Navier-Stokes方程、有限速率化學(xué)反應(yīng)和設(shè)計(jì)用先進(jìn)工程代碼等)。

NASA的X-43計(jì)劃的目的是演示、驗(yàn)證和發(fā)展高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化和發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，包括試驗(yàn)技術(shù)、計(jì)算方法、設(shè)計(jì)工具和性能預(yù)測(cè)。X-43的名義飛行彈道如圖2所示。

X43-A的飛行過(guò)程如下：一架經(jīng)過(guò)改裝的B-52B重型轟炸機(jī)，機(jī)翼下掛著一架X-43A飛機(jī)和一枚“飛馬”助推火箭，從加州的愛(ài)德華茲空軍基地起飛；很快，B-52B上升至12 km 高空；這時(shí)，和X-43A捆綁在一起的“飛馬”火箭點(diǎn)火，它們脫離B-52B轟炸機(jī)，并由“飛馬”火箭把X-43A推到大約29 km的高空；接下來(lái)，X-43A脫離“飛馬”火箭，自身發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，開(kāi)始以10 000 km/h的速度獨(dú)立飛行；約10 s后，燃料耗盡，飛機(jī)繼續(xù)滑行了6 min,經(jīng)過(guò)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(yàn)首次實(shí)現(xiàn)了以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的升力體飛行器的高馬赫數(shù)(Ma=7，10)自主飛行，具有里程碑意義。它驗(yàn)證了升力體分離、超燃發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)和一體化飛行器控制等關(guān)鍵技術(shù)的可行性。

美國(guó)X-51A項(xiàng)目的終極目標(biāo)是要發(fā)展可以在1 h內(nèi)進(jìn)行遠(yuǎn)程飛行的飛行器，包括快速響應(yīng)空間飛行器和高超聲速巡航飛行器。X-51A(見(jiàn)圖3)采用碳?xì)淙剂?，設(shè)計(jì)12 min內(nèi)Ma從4.5增加到6，其特點(diǎn)是固定幾何進(jìn)氣道、乘波體前體外形和主動(dòng)冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)。X-51A迄今共開(kāi)展了4次飛行試驗(yàn)，目的是考驗(yàn)進(jìn)氣道起動(dòng)、巡航加速、發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換、發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火/熄火、參數(shù)辨識(shí)以及機(jī)動(dòng)性等能力，并在第4次取得成功。前3次飛行試驗(yàn)先后出現(xiàn)了尾噴管密封失效、進(jìn)氣道不起動(dòng)和舵面失效等問(wèn)題，第4次雖然取得了成功，但加速度遠(yuǎn)小于預(yù)期值。X51-A的經(jīng)驗(yàn)表明：吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)難度大、周期長(zhǎng)、投入大、風(fēng)險(xiǎn)高，必須循序漸進(jìn)、堅(jiān)持不懈地進(jìn)行長(zhǎng)期技術(shù)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(guān)鍵技術(shù)有：發(fā)動(dòng)機(jī)、結(jié)構(gòu)、材料與熱防護(hù)以及氣動(dòng)、推進(jìn)、防熱和控制的一體化。本文重點(diǎn)關(guān)注的是氣動(dòng)與推進(jìn)的一體化，尤其關(guān)注推阻和升阻特性，也稱為機(jī)體推進(jìn)一體化。

1 吸氣式高超聲速技術(shù)面臨的困難和挑戰(zhàn)

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點(diǎn)是子系統(tǒng)之間的耦合較其他類型飛行器更加強(qiáng)烈，氣動(dòng)性能與發(fā)動(dòng)機(jī)性能緊密耦合。機(jī)體推進(jìn)一體化(見(jiàn)圖4)氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)非常困難。

吸氣式高超聲速技術(shù)研究的三大手段分別是：CFD、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)(見(jiàn)圖5)。首要任務(wù)是準(zhǔn)確預(yù)測(cè)高超聲速飛行器的機(jī)體推進(jìn)一體化性能，在原理上驗(yàn)證高超聲速技術(shù)的可實(shí)現(xiàn)性。

美國(guó)針對(duì)一體化飛行器推阻特性的預(yù)測(cè)是通過(guò)綜合大量地面試驗(yàn)和分析研究結(jié)果獲得的[12]，Navy和Air Force負(fù)責(zé)整個(gè)研究計(jì)劃(1976-1987年)，研究成果(見(jiàn)圖6)推動(dòng)了NASP計(jì)劃的建立。

有動(dòng)力情況下，推阻和升阻特性仍然是當(dāng)前最具挑戰(zhàn)性和最緊迫的問(wèn)題，亦是吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)中最困難的問(wèn)題，主要原因在于地面試驗(yàn)設(shè)備尺寸太小，即使是類似X-51A的長(zhǎng)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(yàn)——很困難、風(fēng)險(xiǎn)大；②建設(shè)比APTU(Aerodynamic and Propulsion Test Unit)大10倍的地面模擬設(shè)備——投入大、技術(shù)難度大；③在一些小型飛行試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，通過(guò)深入研究基本物理現(xiàn)象與尺度效應(yīng)，綜合試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果，進(jìn)行一體化氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)。

圖4 機(jī)體推進(jìn)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(shù)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(fā)動(dòng)機(jī)推阻性能試驗(yàn)結(jié)果 (1976—1987)[12]Fig.6 Thrust drag performance summary of NASA Langley scramjet test results from 1976-1987[12]

圖7為對(duì)X-43A一體化氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)[13]研究方案的總結(jié)，其中有基準(zhǔn)進(jìn)氣道關(guān)閉的常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)、截?cái)喟l(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和8 ft高溫風(fēng)洞的全流道發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)。

圖8為X-43A進(jìn)氣道開(kāi)/關(guān)、冷/熱態(tài)的縱向力和力矩性能預(yù)測(cè)結(jié)果。由于小尺度飛行器模型不能進(jìn)行進(jìn)氣道打開(kāi)試驗(yàn)，以進(jìn)氣道關(guān)閉的常規(guī)高超風(fēng)洞試驗(yàn)為基準(zhǔn)，再結(jié)合CFD增量分析方法，預(yù)測(cè)飛行器進(jìn)氣道打開(kāi)時(shí)帶動(dòng)力/不帶動(dòng)力的飛行器氣動(dòng)性能，包括馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角的影響。并通過(guò)8 ft高溫風(fēng)洞全流道發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)(圖9)驗(yàn)證這一預(yù)測(cè)方法的準(zhǔn)確性。

常規(guī)風(fēng)洞縮比尺度很小，基準(zhǔn)試驗(yàn)性能和CFD增量可能并不是簡(jiǎn)單的疊加，最終通過(guò)一體化綜合分析得到全尺度飛行器的氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)結(jié)果。

國(guó)內(nèi)高超聲速機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究起步較晚。主要是通過(guò)冷通氣風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行一體化飛行器研究。

易軍等[14]以美國(guó)X-43A和X-51兩類高超聲速飛行器為研究對(duì)象,對(duì)兩類飛行器的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬,并以此為基礎(chǔ)對(duì)比分析了兩類高超聲速飛行器的一體化氣動(dòng)特性。

張紅英等[15]對(duì)一種類似于X-43A的吸氣式高超聲速一體化構(gòu)形全流道開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究,分析了不同來(lái)流Ma、總壓、飛行攻角下全流道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性。

范曉檣等[16]以機(jī)體推進(jìn)系統(tǒng)耦合、三維側(cè)壓式進(jìn)氣道為基本特征,設(shè)計(jì)了采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為推進(jìn)系統(tǒng)的高超聲速一體化冷流通氣實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?在高超聲速炮風(fēng)洞中完成了飛行器的整體氣動(dòng)測(cè)力試驗(yàn)。

圖7 X-43A風(fēng)洞試驗(yàn)[13]Fig.7 X-43A wind tunnel tests[13]

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

圖9 8 ft高溫風(fēng)洞發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)Fig.9 Eight-foot high temperature wind tunnel scramjet test

金亮等[17]采用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)方法,對(duì)高超聲速一體化飛行器的縮比模型在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉以及發(fā)動(dòng)機(jī)通流狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究。

無(wú)論是國(guó)外與國(guó)內(nèi)，之前的機(jī)體推進(jìn)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(guī)風(fēng)洞中獲得飛行器冷態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，采用全流道發(fā)動(dòng)機(jī)模型在高溫推進(jìn)風(fēng)洞中獲得發(fā)動(dòng)機(jī)推力增量數(shù)據(jù)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算修正和分析，綜合出整個(gè)一體化飛行器的帶動(dòng)力性能。這樣做的缺點(diǎn)是：常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽巛^小(目前國(guó)內(nèi)最大的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞口徑是1 m)，不能模擬天上的總溫條件，而內(nèi)流道流態(tài)與尺度、溫度等密切相關(guān)，通氣模型不能簡(jiǎn)單地采用雷諾數(shù)相似模擬獲得氣動(dòng)力數(shù)據(jù)；發(fā)動(dòng)機(jī)在高溫推進(jìn)風(fēng)洞中只能獲得冷熱態(tài)的推力增量數(shù)據(jù)，不能直接得到凈推力，必須扣除冷態(tài)內(nèi)阻，才能得到真正的推力性能，而目前冷態(tài)內(nèi)阻的計(jì)算和試驗(yàn)測(cè)量都面臨很大困難，有很大的不確定度，這給發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)性能的評(píng)估帶來(lái)了不確定性。

綜上所述，更好的辦法是能夠在短時(shí)大尺度高溫風(fēng)洞中直接開(kāi)展飛行器的帶動(dòng)力一體化性能試驗(yàn)，直接測(cè)量飛行器的推阻和升阻性能，然后通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性分析、尺度規(guī)律的影響研究，結(jié)合數(shù)值計(jì)算，得到全尺度飛行器的帶動(dòng)力一體化性能。

2 CARDC機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展

美國(guó)機(jī)體推進(jìn)一體化氣動(dòng)性能研究主要采用增量法，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)在此基礎(chǔ)上提出了結(jié)合脈沖燃燒風(fēng)洞模型飛行器帶動(dòng)力一體化試驗(yàn)的綜合分析方法。圍繞預(yù)測(cè)飛行器一體化氣動(dòng)性能的目標(biāo)，采用數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的方法，直接預(yù)測(cè)飛行器氣動(dòng)性能,而不是采用增量法。

下面從氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)和數(shù)值模擬方法等3個(gè)方面介紹所取得的研究進(jìn)展。

2.1 一體化氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)

開(kāi)發(fā)了乘波構(gòu)型高超聲速飛行器交互式參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)(Waverider derived Interactive Parametric Optimization and Design System of hypersonic vehicle, WIPODS)，其具有參數(shù)化基線設(shè)置、快速的分析工具和圖形化集成設(shè)計(jì)環(huán)境。

前體進(jìn)氣道壓縮面采用曲面乘波壓縮形式，基準(zhǔn)流場(chǎng)由多段激波和曲面壓縮軸對(duì)稱流場(chǎng)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(diǎn)流線跟蹤擬合構(gòu)成流面；與國(guó)外密切錐方法采用單一直面或曲面激波構(gòu)造基準(zhǔn)流場(chǎng)不同，密切曲錐(Osculating Curved Cone Waverider，OCCW)[20-23]方法的基準(zhǔn)流場(chǎng)由多個(gè)激波或等熵壓縮流場(chǎng)組成，并且流線跟蹤一直到進(jìn)氣道喉道內(nèi)收縮段(見(jiàn)圖10)，其優(yōu)點(diǎn)是可以靈活控制進(jìn)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(fù)的特點(diǎn)。圖11為密切錐方法與密切曲錐方法展向截面的對(duì)比。圖12為采用密切曲錐方法生成的乘波進(jìn)氣道流場(chǎng)馬赫數(shù)分布和壁面壓力分布。

圖10 密切曲錐進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場(chǎng)Fig.10 Basic flow field of OCCW inlet

圖11 密切錐與密切曲錐方法對(duì)比Fig.11 Comparison of OCW and OCCW methods

三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道以其較高的壓縮效率和較低的總壓損失成為未來(lái)高超聲速技術(shù)發(fā)展的一個(gè)重要方向，而流線追蹤技術(shù)的引入拓寬了三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法，更在一定程度上克服了純內(nèi)壓縮進(jìn)氣道的起動(dòng)問(wèn)題。

圖12 密切曲錐乘波進(jìn)氣道流場(chǎng)YZ截面馬赫數(shù)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(shè)計(jì)狀態(tài)消波的雙激波軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的設(shè)計(jì)方法，流場(chǎng)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(diǎn)并實(shí)現(xiàn)消波，不僅可實(shí)現(xiàn)壓縮面上流動(dòng)參數(shù)的優(yōu)化，還在最大程度上實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)狀態(tài)下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化?；谶@種基準(zhǔn)流場(chǎng)的流線追蹤進(jìn)氣道設(shè)計(jì)狀態(tài)下只存在兩個(gè)激波面(入射激波面和反射激波面，隔離段內(nèi)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(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)設(shè)計(jì)Fig.13 Basic flow field design of dual shockwaves

圖14 基于消波流場(chǎng)的流線追蹤設(shè)計(jì)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道CFD數(shù)值驗(yàn)證Fig.14 CFD results of inward turning inlet designed by streamtracing method based on eliminating theory of shockwave

Rs為軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的最大半徑；r為流線追蹤起始點(diǎn)的半徑。圖15為按照上述方法設(shè)計(jì)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃筒煌氯?0%～80%)情況下進(jìn)氣道起動(dòng)性能的考核結(jié)果。試驗(yàn)表明，進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)狀態(tài)下能夠起動(dòng)。

圖15 內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ图捌饎?dòng)性能Fig.15 Test model and start performance of inward turning inlet

2.2 一體化帶動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)

除了?1 m等常規(guī)氣動(dòng)力高超聲速風(fēng)洞之外，CARDC成功研制和改造了脈沖式和連續(xù)式兩種類型的燃燒加熱設(shè)備。在國(guó)際上首次獨(dú)立提出了擠壓式脈沖燃燒高超聲速推進(jìn)風(fēng)洞原理和總體技術(shù)方案，建成了最大口徑為2.4 m，試驗(yàn)時(shí)間為300～600 ms的脈沖燃燒風(fēng)洞[24](見(jiàn)圖16)。

圖16 脈沖燃燒風(fēng)洞照片F(xiàn)ig.16 Picture of pulsed combustion heated wind tunnel

?2.4 m脈沖風(fēng)洞能夠直接獲得4～5 m量級(jí)飛行器的帶動(dòng)力一體化氣動(dòng)性能，結(jié)合連續(xù)風(fēng)洞和CFD結(jié)果，分析預(yù)測(cè)飛行器整機(jī)的推阻與力矩特性。

1.5 m飛行器[25]是開(kāi)展機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究的一個(gè)基準(zhǔn)模型，最早采用氫燃料，后逐步過(guò)渡到煤油燃料，基于1.5 m飛行器發(fā)展的一體化飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)為未來(lái)有可能在?2.4 m脈沖燃燒風(fēng)洞開(kāi)展大尺度模型飛行器的一體化試驗(yàn)進(jìn)行技術(shù)準(zhǔn)備。

圖17為1.5 m飛行器的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑘D18為發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)典型測(cè)力時(shí)序曲線，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，天平信號(hào)出現(xiàn)了反號(hào)，表明飛行器獲得了正推力。表1為試驗(yàn)測(cè)力與CFD計(jì)算結(jié)果的比較，冷態(tài)結(jié)果基本一致，熱態(tài)試驗(yàn)推力收益比計(jì)算預(yù)測(cè)約大100 N。

圖17 1.5 m飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.17 Airframe-propulsion integration wind tunnel test model of 1.5 m vehicle

圖18 1.5 m飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化試驗(yàn)中典型試驗(yàn)參數(shù)隨時(shí)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(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)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(nèi)外流耦合數(shù)值模擬技術(shù)

自主開(kāi)發(fā)了面向應(yīng)用、功能完善的高超聲速內(nèi)外流耦合數(shù)值模擬軟件系統(tǒng)——AHL3D[23]，主要用于一體化飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和性能評(píng)估。

基于AHL3D建立并發(fā)展了一體化氣動(dòng)性能3級(jí)數(shù)值預(yù)測(cè)體系(如圖19所示)：第1級(jí)快速預(yù)測(cè)，采用工程算法及發(fā)動(dòng)機(jī)性能一維計(jì)算[26](如圖19(a) 所示)，快速評(píng)估一體化飛行器的氣動(dòng)性能，主要用于設(shè)計(jì)選型階段；第2級(jí)高效預(yù)測(cè)，采用三維外流、二維內(nèi)流(如圖19(b) 所示)相結(jié)合的方法，高效評(píng)估飛行器的一體化氣動(dòng)性能，主要用于詳細(xì)設(shè)計(jì)階段；第3級(jí)精細(xì)預(yù)測(cè)，采用三維內(nèi)外流耦合數(shù)值模擬的方法(如圖19(c) 所示)，精細(xì)評(píng)估飛行器的性能及流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，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(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正中，CFD也發(fā)揮了重大作用。例如：圖20中針對(duì)有背部支撐的飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ停ㄟ^(guò)計(jì)算得到支架干擾的影響量，從而對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行支架干擾修正；圖21中通過(guò)飛行器在真實(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)中的數(shù)值模擬對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行流場(chǎng)非均勻性修正等。

圖19 機(jī)體推進(jìn)一體化性能三級(jí)預(yù)測(cè)體系Fig19 Threestagesofnumericalpredictionsofairframe?propulsionintegraion

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

圖21 風(fēng)洞非均勻流場(chǎng)修正Fig.21 Non-uniform flow field correction of wind tunnel

3 機(jī)體推進(jìn)一體化相關(guān)基礎(chǔ)與機(jī)理研究

高超聲速技術(shù)目標(biāo)高、難度大，多數(shù)技術(shù)沒(méi)有可借鑒的基礎(chǔ)，需要結(jié)合應(yīng)用進(jìn)行大量的基礎(chǔ)研究，澄清與高超聲速飛行相關(guān)的物理、化學(xué)、流動(dòng)、力和熱等各方面的機(jī)理性問(wèn)題,因而基礎(chǔ)研究應(yīng)該貫穿研究的全過(guò)程。

目前最需要關(guān)注的是以下3個(gè)方面的問(wèn)題：高速飛行中激波邊界層相互干擾、流動(dòng)分離機(jī)理；可壓縮湍流、轉(zhuǎn)捩及其控制；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火與燃燒流動(dòng)機(jī)理。對(duì)于數(shù)值模擬來(lái)說(shuō)，發(fā)展更加先進(jìn)的高效高精度計(jì)算方法及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證是當(dāng)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(dòng)分離的機(jī)理

激波邊界層干擾對(duì)高超聲速飛行器及其推進(jìn)系統(tǒng)的性能有至關(guān)重要的影響。激波引起的強(qiáng)逆壓梯度影響邊界層流動(dòng)結(jié)構(gòu)，甚至產(chǎn)生流動(dòng)分離，對(duì)飛行器的熱流和阻力產(chǎn)生很大影響。特別是對(duì)于高超聲速進(jìn)氣道，激波/邊界層干擾幾乎貫穿于所有現(xiàn)象之中，如邊界層分離、總壓損失、不起動(dòng)/重起動(dòng)、溢流、抗反壓、邊界層轉(zhuǎn)捩、內(nèi)通道激波串和激波震蕩等，直接影響進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常起動(dòng)和穩(wěn)定工作。開(kāi)展相關(guān)研究有助于更加深入理解進(jìn)氣道中各種復(fù)雜流動(dòng)的流動(dòng)機(jī)理，為進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)、性能評(píng)估和控制奠定更加堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。

激波振蕩是當(dāng)進(jìn)氣道沒(méi)有起動(dòng)時(shí)有可能發(fā)生的一種周期性的激波和分離區(qū)吞進(jìn)/吐出現(xiàn)象。進(jìn)氣道發(fā)生激波振蕩時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)的氣流發(fā)生振蕩，速度和壓強(qiáng)會(huì)發(fā)生強(qiáng)烈的脈動(dòng)，引起進(jìn)氣道性能嚴(yán)重下降，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致燃燒室熄火。圖22為典型高超聲速進(jìn)氣道激波振蕩現(xiàn)象研究的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停捎肔ES-DES(Large Eddy Simulation-Detached Eddy Simulation)方法對(duì)該進(jìn)氣道的激波振蕩進(jìn)行了數(shù)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(dòng)的問(wèn)題。計(jì)算所得振蕩周期為6.5 ms，試驗(yàn)所得振蕩周期為7.5 ms，計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。

圖22 進(jìn)氣道激波振蕩特性研究試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.22 Study on shockwave oscillation characteristics at inlet unstart

圖23為測(cè)壓點(diǎn)ch10處計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)所得的無(wú)量綱靜壓變化比較，二者的壓力峰值和變化規(guī)律基本一致。

圖23 隔離段上壁面后端測(cè)點(diǎn)ch10處的壓強(qiáng)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(zhuǎn)捩及其控制

近年來(lái)雖然在湍流結(jié)構(gòu)、層次結(jié)構(gòu)模型、湍流直接模擬和大渦模擬等方面取得了長(zhǎng)足進(jìn)展,但是，對(duì)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(guān)系，大渦模擬也遇到困難，仍需要對(duì)湍流機(jī)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(duì)普遍適用的、反映多尺度特征的湍流模式理論。轉(zhuǎn)捩和湍流緊密相關(guān),飛行器推遲轉(zhuǎn)捩減阻、進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩增強(qiáng)自起動(dòng)性能,都需要搞清轉(zhuǎn)捩機(jī)理，提出控制轉(zhuǎn)捩的途徑，研究可壓縮層流到湍流轉(zhuǎn)捩的新特征，揭示影響轉(zhuǎn)捩的主要因素，提出控制轉(zhuǎn)捩的理論和方法。

轉(zhuǎn)捩控制的研究主要分為兩個(gè)方面：① 為了利用層流摩阻比湍流低的特性，通過(guò)修改氣動(dòng)構(gòu)型，或者采用邊界層抽吸的方法，盡可能推遲轉(zhuǎn)捩，保持層流構(gòu)型；② 為了利用湍流抗反壓能力比層流強(qiáng)的特性，通過(guò)在進(jìn)氣道上添加強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，促進(jìn)從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩，減少激波與邊界層相互作用的分離區(qū)，提高進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。

2004年，美國(guó)X-43A的2次飛行試驗(yàn)表明沒(méi)有轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道保持層流流動(dòng)狀態(tài)[27]。當(dāng)進(jìn)氣道為層流狀態(tài)時(shí)，風(fēng)洞試驗(yàn)表明[28]：在進(jìn)氣道的拐角處產(chǎn)生了比較大的分離區(qū)，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致進(jìn)氣道的不起動(dòng)，甚至可能導(dǎo)致飛行試驗(yàn)失敗。為此，X-43A進(jìn)氣道在前體上加裝了斜坡型強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，確保在隔離段入口的流動(dòng)為湍流，便于進(jìn)氣道的起動(dòng)。X-43A的2次飛行試驗(yàn)[27]表明強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置是可行的，可以在彈道的關(guān)鍵區(qū)域?qū)崿F(xiàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，確保隔離段入口是湍流狀態(tài)。X-43A之后，美國(guó)的X-51A和Hyfly(見(jiàn)圖24)等都在進(jìn)氣道上安裝了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置。

圖24 X-51A和HyFly進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的構(gòu)型Fig.24 Forced-transition trip of X-51A and HyFly inlets

對(duì)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)一般有2個(gè)要求：① 在進(jìn)氣道上實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩；② 滿足沿彈道的熱結(jié)構(gòu)要求。

強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)主要包括以下4個(gè)方面：① 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的轉(zhuǎn)捩機(jī)理；② 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置；③ 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的選型和幾何參數(shù)的優(yōu)選；④ 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性研究。其中第④項(xiàng)天地相關(guān)性是最困難的。

關(guān)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的轉(zhuǎn)捩機(jī)理，目前還沒(méi)有完全搞清楚。Schneider[29]認(rèn)為：沒(méi)有一個(gè)通用的機(jī)理來(lái)說(shuō)明粗糙帶在什么條件下可以引起轉(zhuǎn)捩。目前至少有3種解釋：粗糙帶后尾跡中的流向渦不穩(wěn)定性的增加導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩；橫流和G?rtler不穩(wěn)定性的失穩(wěn)導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩；邊界層外擾動(dòng)和粗糙帶相互作用導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩。Choudhari等[30]對(duì)X-43A進(jìn)氣道渦流發(fā)生器的轉(zhuǎn)捩機(jī)理研究表明：渦流發(fā)生器誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩一般是幾種不穩(wěn)定模式共同作用下的結(jié)果，絕不是一種模式的結(jié)果。

關(guān)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置，X-43A進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置[27]的位置在第1個(gè)壓縮面的中點(diǎn)，這里的層流邊界層外緣的Ma<4，根據(jù)流動(dòng)穩(wěn)定性理論，此時(shí)流動(dòng)第1模式在轉(zhuǎn)捩過(guò)程中起主導(dǎo)作用。轉(zhuǎn)捩裝置在這里可以激發(fā)流動(dòng)第1模式的不穩(wěn)定性，促進(jìn)轉(zhuǎn)捩。但是這個(gè)位置是否是最優(yōu)的，安裝在Ma>4的位置，促進(jìn)第2模式的不穩(wěn)定性是否可行，尚不得而知。對(duì)于HyFly進(jìn)氣道構(gòu)型，除了第1、2模式不穩(wěn)定性外，還存在橫流不穩(wěn)定性，此時(shí)轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置在哪里比較合適，公開(kāi)的文獻(xiàn)中沒(méi)有說(shuō)明。

圖25 渦流發(fā)生器高度對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的影響Fig.25 Influence of vortex generator height on transition position

關(guān)于轉(zhuǎn)捩裝置的選型，雖然在地面風(fēng)洞試驗(yàn)中，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置有很多種構(gòu)型，但是在飛行試驗(yàn)中，主要采用鉆石型和斜坡型(見(jiàn)圖25)。這些構(gòu)型又稱為渦流發(fā)生器構(gòu)型。Berry等[28]指出根據(jù)以前的工程經(jīng)驗(yàn)，這類構(gòu)型的尾流中存在反向旋轉(zhuǎn)的渦流，可以有效地促進(jìn)轉(zhuǎn)捩。關(guān)于轉(zhuǎn)捩裝置幾何參數(shù)的優(yōu)選，目前認(rèn)為轉(zhuǎn)捩裝置的高度k是最主要的幾何參數(shù)。美國(guó)X-43A項(xiàng)目組和氣動(dòng)中心都針對(duì)高度進(jìn)行了詳細(xì)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究[28,31]。結(jié)論都是隨著轉(zhuǎn)捩帶高度k的增加，轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐步前移(見(jiàn)圖25,Ma=6,CARDC實(shí)驗(yàn))。清華大學(xué)的Xiao等[32]通過(guò)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法對(duì)斜坡型轉(zhuǎn)捩帶的4個(gè)幾何參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律開(kāi)展了研究，他認(rèn)為：4個(gè)參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響順序從高到底依次為高度、間距、底邊長(zhǎng)度和角度。目前很少有報(bào)告研究過(guò)轉(zhuǎn)捩裝置幾何參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。

強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性研究包括以下內(nèi)容：① 地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的差別在哪里，這些差別對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域會(huì)帶來(lái)多大的影響；② 如何根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證成功的轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)飛行試驗(yàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置和幾何參數(shù)。由于缺乏足夠的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，天地相關(guān)性是轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)最困難的一項(xiàng)內(nèi)容。一般認(rèn)為地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的差別主要在于來(lái)流擾動(dòng)(包括湍流度和噪聲)、壁溫/總溫比和模型尺度。Berry等[28]認(rèn)為X-43A進(jìn)氣道轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性主要根據(jù)經(jīng)驗(yàn)判斷，認(rèn)為飛行試驗(yàn)的k/δ(δ為當(dāng)?shù)貙恿鬟吔鐚雍穸?大于風(fēng)洞試驗(yàn)的有效k/δ時(shí)，可以確保在強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置后實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。但是這樣簡(jiǎn)單關(guān)系的理論依據(jù)及其對(duì)其他進(jìn)氣道構(gòu)型是否都適用尚待探索。

3.3 Scramjet燃燒流動(dòng)機(jī)理

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，由于燃料的加入，在流道內(nèi)形成了湍流、激波與燃燒相互作用的高速燃燒流場(chǎng)。在超聲速流動(dòng)的條件下，流體的可壓縮性、激波和詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理等的影響都很顯著，流場(chǎng)中的波系、湍流對(duì)燃料的霧化和混合、燃燒室的點(diǎn)火、火焰的結(jié)構(gòu)及其演變、火焰的傳播特性等起著舉足輕重的作用。

對(duì)于類似X-5lA的發(fā)動(dòng)機(jī)，起動(dòng)過(guò)程中液體燃料的霧化、蒸發(fā)及點(diǎn)火延滯的評(píng)估與分析是一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。CARDC研究組通過(guò)典型的小尺度發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)，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(shí)間內(nèi)的自點(diǎn)火性能[33]。

由于這一問(wèn)題涉及到多相流、湍流與化學(xué)反應(yīng)的相互作用，目前仍然是燃燒室和引射系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的挑戰(zhàn)性問(wèn)題,需要通過(guò)物理建模和數(shù)值計(jì)算研究其復(fù)雜過(guò)程。物理建模包括采用粒子脈沖激光全息技術(shù)，對(duì)超聲速氣流中射流的霧化過(guò)程進(jìn)行測(cè)量分析[34]。實(shí)驗(yàn)觀測(cè)到射流表面的不穩(wěn)定波結(jié)構(gòu)，揭示了射流柱表面不穩(wěn)定波的增長(zhǎng)是導(dǎo)致超聲速氣流中射流破碎的主要原因(見(jiàn)圖26和圖27)。通過(guò)實(shí)驗(yàn)分析建立的基于Rayleigh-Taylor和Kelvin-Helmhotz 相結(jié)合、適用于超聲速橫流中的液滴破碎模型與計(jì)算結(jié)果，與Ma=2來(lái)流、液/氣動(dòng)量比為15～30的實(shí)驗(yàn)基本一致。關(guān)于液粒蒸發(fā)和化學(xué)反應(yīng)延滯的整個(gè)點(diǎn)火延滯特性分析，采用CARDC的AHL3D軟件并行計(jì)算中兩相流非定常雙時(shí)間方法[34-35]。計(jì)算結(jié)果表明(見(jiàn)圖28)，在實(shí)驗(yàn)條件下液滴破碎時(shí)間為0.2 ms，蒸發(fā)時(shí)間為0.8 ms，化學(xué)反應(yīng)延滯時(shí)間為4 ms，十分接近實(shí)驗(yàn)獲得的約為5 ms的液體燃料從注入到穩(wěn)定的點(diǎn)火時(shí)間。

圖26 液體碳?xì)淙剂涎訙c(diǎn)火特性Fig.26 Ignition time delay characteristic of liquid hydro-carbon fuel

圖27 射流表面不穩(wěn)定波結(jié)構(gòu)Fig.27 Jet surface instability wave structure

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

除了點(diǎn)火特性外，從工程應(yīng)用上，兩類問(wèn)題需特別引起關(guān)注：一類是來(lái)流Ma=4～5情況下亞燃強(qiáng)燃燒流場(chǎng)研究，即既要獲得強(qiáng)燃燒又要使燃燒產(chǎn)生的激波串不致造成進(jìn)氣道的不起動(dòng)，在這種工況下,提出在飛行軌道、姿態(tài)角、油氣比條件下激波串不能超越50%隔離段長(zhǎng)度的建議。這亦是X-5lA下一步要研究的重點(diǎn)；另一類是Ma>7的湍流混合與燃燒效率問(wèn)題，X-43A在Ma=10條件下沒(méi)有獲得正推力，表明這一問(wèn)題的重要性。高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的超聲速燃燒現(xiàn)象十分復(fù)雜，總體上它涉及寬范圍復(fù)雜反應(yīng)動(dòng)力學(xué)、受限空間內(nèi)復(fù)雜湍流和燃燒相互作用及高超聲速條件下燃燒及其穩(wěn)定性等問(wèn)題,亦涉及到高分辨率多場(chǎng)多組分燃燒流場(chǎng)測(cè)量及超級(jí)計(jì)算機(jī)的科學(xué)計(jì)算，是物理、化學(xué)和數(shù)學(xué)力學(xué)等多科的交叉，亦是國(guó)際上正在突破的前沿[36]。

4 結(jié)束語(yǔ)

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心主要突破了以下3項(xiàng)機(jī)體推進(jìn)一體化關(guān)鍵技術(shù)：

1) 在一體化飛行器氣動(dòng)布局研究中，自主創(chuàng)新發(fā)展了密切曲錐乘波體設(shè)計(jì)方法，基準(zhǔn)流場(chǎng)由多個(gè)激波或等熵壓縮流場(chǎng)組成，流線跟蹤一直到進(jìn)氣道喉道內(nèi)收縮段，優(yōu)點(diǎn)是可以靈活控制進(jìn)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(fù)的特點(diǎn)。

2) 自主開(kāi)發(fā)了高超聲速內(nèi)外流耦合數(shù)值模擬軟件AHL3D，并以此為基準(zhǔn)，建立了一體化氣動(dòng)性能三級(jí)數(shù)值預(yù)測(cè)體系。

3) 突破了脈沖燃燒風(fēng)洞帶動(dòng)力一體化試驗(yàn)技術(shù)。建立了計(jì)算與試驗(yàn)、脈沖與連續(xù)式燃燒風(fēng)洞相結(jié)合的機(jī)體推進(jìn)一體化氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)體系。

高超聲速機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)涉及到激波邊界層干擾、分離流動(dòng)、湍流、轉(zhuǎn)捩和超聲速燃燒等大量流動(dòng)機(jī)理問(wèn)題。必須從物理機(jī)理層次搞清上述問(wèn)題，才能進(jìn)一步深化機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究，從而設(shè)計(jì)出工程上實(shí)用的吸氣式高超聲速飛行器。

致 謝

感謝唐志共研究員的關(guān)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(yuǎn)、賀旭照以及趙慧勇等同事的支持和貢獻(xiàn)。

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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(dòng)力學(xué)。

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(dòng)力學(xué)。

Tel： 0816-2463303

E-mail： hewei@cardc.cn

樂(lè)嘉陵 男，中國(guó)工程院院士。主要研究方向： 高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)。

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(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-14 14：34

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

國(guó)家自然科學(xué)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(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展[J].航空學(xué)報(bào), 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(dòng)力學(xué)。

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

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