2018, Vol. 39
2. 中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000
2. China Aerodynamic Research and Development Center, Mianyang 621000, China
超燃冲压发动机推进的吸气式高超声速飞行器，具有极高的民用和军事战略价值，是当今世界研究热点。由于机体/推进一体化以及超燃冲压发动机推力性能相对有限的特点，吸气式高超声速飞行器气动布局设计的解空间十分狭窄，精准预测和评估吸气式高超声速飞行器的气动性能显得尤为重要[1~3]。确定吸气式飞行器气动性能时，通常需要开展风洞试验，用天平测量作用在通气模型上的气动力载荷。测量通气模型气动性能的常规测力试验技术成熟，并广泛应用于亚、跨、超声速飞行器气动特性研究[4, 5]，目前正在向吸气式高超声速飞行器试验研究领域[6, 7]拓展。
对于常规通气模型测力试验来说，通常采用天平测量全模气动力，同时测量模型管道出口截面气流参数；根据管流动量变化确定作用在模型管道壁面的非模拟力（内阻）并从全模气动力中扣除，从而得到需要测定的气动性能数据。在亚、跨、超声速条件下，常规通气模型测力试验精度能够满足需求。然而，当马赫数Ma∞ > 4时，随着马赫数增加，内阻/气动阻力比例显著增加，内阻测量误差急剧增大，试验精度下降剧烈[7]。主要原因有两点：一是高温试验气流会引起金属模型壁温上升，热传导使得管流总温随试验时间增加而变化，与动量定理绝热假设不符。二是管道内力随马赫数增加的量比外流气动力大得多，高马赫数下内阻甚至超过了气动阻力，内阻误差所占比例很大，导致气动阻力误差急剧上升。对于非均匀管流，内阻测量误差还会更大。
根据管流动量变化确定内阻技术，是常规通气模型测力试验的关键。为确保内阻测量精度满足吸气式高超声速飞行器研制需要，国内外学者对此付出了许多努力[4~13]。Yu[7]研究表明：管流质量流率和动量测量不确定性是常规高超声速通气模型测力试验误差主要来源；即使是采用现代化高精度测试仪器，并对气流总温效应进行了修正情况下，试验精度（表 1）很难满足需求。特别是出口马赫数较高、非均匀流情况下，试验精度提高有限。
|
Table 1 Errors of ducted model test in T-313 tunnel [7] |
目前，国外高超声速通气模型测力试验误差接近10%[7]，国内有的误差甚至超过30%[8]。因此，有必要对通气模型测力试验技术进行研究，确保其精度满足吸气式高超声速飞行器研制需要。
本文将天平测量技术引入常规通气模型测力试验，开展了高精度内阻测量技术研究；从改进试验方法角度，提出并探索了规避内阻测量难题的、采用“尾支+六分量天平”直接测量通气模型气动特性的新型试验技术，通过与常规通气模型测力试验的对比分析，验证了新型测力试验技术的可行性。
2 高精度内阻测量技术研究 2.1 高精度内阻测量方法选择风洞试验中，主要有三种内阻测量方法[4~7, 9~19]：一是根据管流动量变化确定通气模型内阻；二是通过测量管壁静压分布来测定通气模型内阻；三是天平直接测量内阻。第一种方法常用于通气模型测力试验内阻测量[4~7, 9~11]；由于第二种方法的测量传感器多、成本高，在试验中运用较少[13]。利用天平测量内阻技术成熟，在航空领域应用广泛，常用于全尺寸进气道、发动机阻力特性试验，模型通常腹支且尺寸较大[14~19]。
综合权衡几种常用内阻测量技术，当传统内阻测量方法无法满足吸气式高超声速飞行器测力试验需求时，采用天平替代总静压排架测定内阻，就成为高精度内阻测量技术研究的唯一选择。该方法实现的前提是：通气模型必须实现将高度耦合的内外流气动力载荷分开。由于模型尺度较小、内外流隔离结构复杂等缘故，常规通气模型测力试验中未见天平直接测量内阻文献报道。
2.2 内阻测量多方案对比研究本文以吸气式高超声速圆截面飞行器无翼、舵简化外形为研究对象，对将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性进行了探索，并在FD-20A风洞[6]上开展了系列试验，包括：内外流解耦设计验证试验、内阻测量多方案对比试验等。风洞来流条件均为：：Ma∞=6.0，总压p0=2.92MPa，迎角α=-6°~8°，侧滑角β=0°。出于研究进气道起动/不起动对全机气动性能影响需要，模型完全通流迎角范围设计在±2°之间。
2.2.1 内外流解耦试验系统设计与验证借鉴大尺度通气模型内外流隔离技术[4~6]成熟经验，为实现内外流解耦，小尺度通气模型模型设计采取了如下措施：（a）内/外流部件分离设计。按照图 1所示飞行器机体-推进控制体界面划分，将模型设计为内/外流两个独立部件；按照几何相似原则，确保外流和进气道绕流真实。（b）间隙密封措施与验证。为防止内外流窜流，采用耐高温密封胶对通气模型内/外流部件底部间隙开口进行密封；通过测定的内外流气动性能变化曲线，确认密封效果。
|
Fig. 1 Sketch of airframe-propulsion control volume |
试验系统腹支，模型重约12kg，全长850mm，最大横截面直径约Ф100mm。除了与天平固联之外，内/外流部件与试验系统其它零部件没有任何刚性连接，彼此之间相互独立，确保内外流气动力载荷分开的实现（图 2）。
|
Fig. 2 Sketch of test model subassembly |
试验通过人为制造的内外流有/无窜流（图 3（a））、内外流部件有/无接触典型试验结果（图 3（b））对比分析，来验证内外流解耦试验系统设计效果。结果表明：在模型通流的α=-2°~2°内，窜流或内外流部件有接触时，内外流轴向力系数CA变化趋势出现异常；既无窜流又无接触的试验车次，其内流、外流和全模轴向力系数变化趋势完全一致，绕α=0°对称分布。证明通气模型设计是成功的，能从物理上将高度耦合的内/外流气动力载荷分开，测量数据准确可信。内外流解耦模型设计关键技术的解决为后续研究奠定了基础。
|
Fig. 3 Comparison chart of typical experimental results |
为达到提高内阻测量精度，进而提高常规通气模型测力试验精度目的，将天平测量内阻技术引入通气模型测力试验，通过多方案对比来判定天平测量内阻技术的优缺点及其可行性。
在通气模型实现了内外流解耦基础上，采用两种方案测定内阻：一是采用天平直接测量作用在通气模型内流部件（推进控制体）上的气动载荷。二是采用总静压排架测量模型出流总静压参数，根据动量法确定内阻。
天平测量值与基于动量定理的（CV2-Test-3）预测结果对比分析（图 4）表明：天平测量结果可信度高，重复性好；模型通流状态下（-2°≤α≤2°）内阻精度取决于天平系统，均方根误差可控制在2%以内（表 2）。模型完全通流时，基于动量定理的传统内阻数据才具有可信度且精度不高，Ma∞=6.0时均方根误差在10%~15%；模型不通流时不能真实反映总压恢复系数突然增大，内阻急剧增加的物理现象。表明在常规通气模型测力试验中采用天平直接测量内阻具有一定可行性。
|
Fig. 4 Comparison chart of the internal drag curves |
|
|
Table 2 Errors of internal drag at Ma∞=6.0 |
吸气式高超声速飞行器一般存在复杂舵/翼，试验系统既可腹支也可尾支。采用天平直接测量内阻的常规通气模型，测力试验精度取决于天平测量系统精度和支架修正技术：试验系统腹支时，支架/舵/翼激波干扰严重，对天平测力干扰通常较大[4~6]；试验系统尾支时，尾支杆对天平测力的干扰很小，但需解决与双天平测力相关的模型设计、天平设计及其支撑布局和安装空间等问题，试验系统复杂，技术复杂程度与试验成本相对较高。因此，有必要开展进一步研究，期望在提高测力试验精度的同时，还能降低试验技术的复杂程度和成本。
3 通气模型直接测力试验技术既然内阻测量是常规通气模型测力试验的关键且非常困难，那么，能否考虑改进常规通气模型测力试验所遵循的“全模气动力-内阻=待测气动力”方法，减少内阻测量环节，采用天平直接测量作用在通气模型外流部件上的气动力呢？在高马赫数下，该方法若能将通气模型测力试验精度提高到天平系统量级，就极具工程价值。
3.1 试验方法基于不同力分解原则，作用在吸气式高超声速飞行器上的力可分解为机身控制体贡献的气动力和推进控制体产生的推力。对于减少内阻测量环节的通气模型测力试验，其工作原理总结如下：
按照飞行器所规定的机体-推进控制体，将通气模型设计为内/外流两个独立部件；根据几何相似原则设计外流部件型面，确保模型外流和进气道绕流模拟真实；试验系统尾支，适当改变内流道形状，确保内置测力天平及其支架安装空间足够；采用“尾支+六分量天平”方法，直接测量作用在通气模型外流部件（机体控制体）上的气动力载荷。以下简称通气模型直接测力试验。
当通气模型被测试时，直接测力试验的天平测量力与修正项之差即为试验待测气动特性Ra
| ${\mathit{\boldsymbol{R}}_{\rm{a}}} = {\mathit{\boldsymbol{R}}_{{\rm{ext}} - {\rm{bal}}}} - {\mathit{\boldsymbol{R}}_{{\rm{ext}} - {\rm{base}}}} - {\mathit{\boldsymbol{R}}_{{\rm{ext}} - {\rm{cont}}}} - {\mathit{\boldsymbol{R}}_{{\rm{ext}} - {\rm{supp}}}}$ | (1) |
式中Rext-bal为天平测量力；Rext-base为外流部件底部阻力；Rext-cont为外流部件安装相关修正量，包括支架干扰等。
3.2 试验方案与测试系统原理性试验在CARDC的FD-20A高超声速风洞[6]上开展，通过典型通气模型直接测力试验与常规通气模型测力试验结果的对比分析，来验证通气模型直接试验技术的可行性及其试验结果的可靠性。
通气模型直接测力试验，不需要考虑内流道几何相似、模型管道出流总静压测量装置安装等问题，模型结构相对简单、复杂程度相对较低。但是，内外流分离设计仍然是通气模型的关键（参见2.3.1）。考虑成本和方便对比因素，对已有内外流解耦通气模型进行局部改进，重新加工了燃烧室段零件，用于安装尾支杆和天平。模型（图 5）全长约850mm，最大横截面直径为Ф100mm。
|
Fig. 5 Sketch of test system subassembly |
内置测力天平（图 6）采用环式结构、内式尾支方案，安装在内/外流部件间隙腔体内（图 5）。具体尺寸为：轴向长80mm，外径Ф84mm，内径Ф64mm。天平静态校准精度为0.5%，达到国军标GJB 2244A合格指标。
|
Fig. 6 Structure of the ring type strain-gauge balance |
天平测量端与外流部件固联，固定端与天平支架固联；内流部件与尾支杆固定连接。除此之外，内/外流部件之间没有任何刚性连接，确保内外流分离。
3.3 试验精准度预估根据公式（1）可知，可能影响通气模型直接测力试验精度的因素主要有：密封介质干扰、模拟面积偏差、底部阻力、支架干扰、天平测量系统误差等。下面逐项对其进行讨论。
3.3.1 密封介质干扰影响分析密封介质干扰影响主要有两种情况：一是密封介质对天平测力干扰影响；二是密封介质受压变形干扰。
密封介质具有一定弹性，会对天平测量产生干扰。评估时采用有限元计算密封位置在天平满量程载荷作用下的位移ΔL；根据天平可能产生的最大变形评估密封介质的干扰力。密封介质为硅胶（E=6MPa，泊松比为0.5），结合密封结构尺寸，即可评估干扰力F为
| $F = E\frac{{{\rm{\Delta }}L}}{L} \cdot S$ | (2) |
式中F为密封介质干扰力，N；E为密封介质弹性模量，Pa；S是密封接触面积，m2；L是密封缝隙尺寸，m。评估结果表明，当天平刚度较大时，密封介质干扰量是一个小量，在天平满量程时不超过1%。试验最大气动力载荷约为天平满量程的一半，密封介质的干扰量更小，可视为系统干扰量，不予修正。
密封介质在流场静压和内外流部件间隙腔体压力作用下会产生变形，可能对模型产生挤压作用而影响天平测力精度。由于间隙密封介质只有两个方向有约束，在压应力作用下产生变形时可沿无约束方向运动，对模型内外流部件几乎不产生挤压，其干扰影响可以忽略。
3.3.2 模拟面积偏差为实现内外流解耦，进气道距离唇口5mm的环形管道内壁产生的内力被计入气动力。与机体控制体相比，该附加面积很小，不到气动侵润面积的0.5%，产生的附加力可用CFD方法修正。研究采用CFD（本文不作具体介绍）对机体控制体模拟面积偏差和进行了修正。结果表明：唇口附近附加面积对阻力影响较大，产生一个负方向阻力，约-2.85N。修正之后的气动阻力增加约3.5%。
上述分析表明，测力天平内置，几乎不存在试验热气流冲蚀所致力/热效应干扰影响；密封介质干扰影响不到1%，可视为系统误差；采用CFD方法可方便准确地修正模拟面积偏差。因此，通气模型直接测力试验精度仅取决于天平测量系统。
3.4 试验与结果分析试验来流Ma∞=6.0，总压p0=2.92×106Pa，迎角α=-2°~4°，侧滑角β=0°，单位雷诺数Re/L=2.7×107。采用常规气动力试验数据处理方法获得待测气动特性。
3.4.1 轴向力系数对比分析图 7是典型直接测力试验（Force direct-test with ducted models，FDTDM）与常规通气模型测力试验（Traditional force test with ducted models，TFTDM）轴向力系数CA曲线。
|
Fig. 7 Axial-force coefficient vs attack of angle curves (Ma∞=6.0) |
根据轴向力系数曲线存在拐点的特点可准确判定模型是否通流。如图 7所示：α=-2°~2°时，轴向力系数曲线光滑且对称分布，模型头激波全部进入进气道唇口（图 8（a）），进气道起动，模型完全通流；α≥3°时，轴向力系数急剧增大，模型背风面头激波偏离唇口（图 8（b）），进气道处于不起动状态，模型不通流；α=±2°时轴向力系数曲线出现拐点，是进气道的起动边界。
|
Fig. 8 Photo of the flow over the inlet(Ma∞=6.0) |
如图 7所示，在模型通流的α=-2°~2°内，轴向力系数曲线变化趋势均符合规律：随迎角绝对值的增大而增加，且沿α=0°对称分布。证明模型内外流部件之间既无窜流也无接触，从物理上实现了内外流解耦，试验测定的气动力数据准确。否则，轴向力系数变化曲线如图 3一样毫无规律可言。
从图 7可知，α=-2°~2°时，常规通气模型测力试验轴向力系数大于通气模型直接测力试验。主要原因是，与高精度天平测量内阻值相比，相同攻角下动量法所确定的内阻数据偏小（表 2），扣除内阻之后所得的常规通气模型测力试验轴向力系数偏大。α≥3°时，由于动量法所确定的内阻迅速减少，不能真实反映内阻随总压恢复系数增加而急剧增大的物理现象（图 4），两种不同试验方法测定的轴向力系数之间存在较大偏差。
3.4.2 试验精度通气模型直接测力试验精度取决于天平测量系统，试验所得阻力系数的均方根误差见表 3。从表 3可知，Ma∞=6.0，模型完全通流条件下，通气模型直接测力试验的阻力系数误差不到2%，远小于常规通气模型测力试验阻力系数误差[7, 8]，完全满足吸气式高超声速飞行器研究需求。从而证明，在高超声速条件下，改进常规通气模型测力试验所遵循的“全模气动力-内阻=待测气动力”方法，减少内阻测量环节，采用天平直接测量作用在通气模型外流部件上的气动特性切实可行且精度高。
|
|
Table 3 Errors of drag coefficients at Ma∞=6.0 |
通过回避内阻测量难题，能够得到高精度的通气模型直接测力试验数据，解决了吸气式高超声速飞行器气动设计解空间十分狭窄问题。
相对于采用天平测量内阻的常规通气模型测力试验而言，通气模型直接测力试验不考虑双天平及支撑安装空间问题，模型结构相对简单，技术复杂程度和试验成本相对较低，推广应用的可能性大，工程价值高，为吸气式高超声速飞行器研制提供了一种新型试验手段。
4 结论通过将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验可行性的探索，以及“尾支+六分量天平”测量通气模型气动特性新型试验技术的研究，得到如下结论：
（1）对于采用动量法确定内阻的常规通气模型测力试验，当来流Ma∞ > 4时，内阻与气动阻力的比例随马赫数增加而显著增加，内阻误差急剧增大；模型通流时的内阻数据才具有可信度且精度不高，试验精度不能满足吸气式高超声速飞行器研制需求。
（2）采用天平直接测定内阻的通气模型测力试验精度取决于天平测量系统和支架修正技术，需要解决内外流解耦通气模型设计以及双天平设计、天平支撑布局和安装空间等问题，技术复杂程度大，试验成本高，不容易推广应用。
（3）改进常规通气模型测力试验方法，减少内阻测量环节，采用天平直接测量通气模型气动特性的试验技术切实可行；试验结果可信且精度高，Ma∞=6.0时阻力系数误差不超过2%，远小于常规通气模型测力试验阻力系数误差，完全满足吸气式高超声速飞行器研究需要。
（4）高超声速通气模型直接测力试验，回避了常规通气模型测力试验的内阻测量难题，具有精度高、模型设计相对简单、技术复杂程度相对较低的优势，在风洞试验中推广应用可能性大，工程价值高，为吸气式高超声速飞行器研究提供了一种新型试验手段。
| [1] |
Holland Scott D, Woods William C, Engelund Walter C. Hyper-X Research Vehicle Experimental Aerodynamics Test Program Overview[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2001, 38(6): 11-12.
(  0) |
| [2] |
Huffuman J K, Jonston P J, Pittman J K. Integrated Scramjet Installation Effect on the Subsonic Performance of a Hypersonic Aerocraft[J]. Journal of Aircraft, 1978, 15(6): 326-332. DOI:10.2514/3.58365
( 0) |
| [3] |
Heiser W H, Pratt D T. Hypersonic Airbreathing Propulsion[M]. Washington D C: AIAA Inc., 1994.
( 0) |
| [4] |
王勋年. 低速风洞试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002.
( 0) |
| [5] |
王发祥. 高速风洞试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2001.
( 0) |
| [6] |
唐志共. 高超声速气动力试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2004.
( 0) |
| [7] |
Yu P Goon'ko. Aerodynamic Experimentation with Ducted Models as Applied to Hypersonic Air-Breathing Vehicles[J]. Experiments in Fluids, 1999, 27(3): 219-234. DOI:10.1007/s003480050347
( 0) |
| [8] |
余平, 段毅, 尘军. 高超声速飞行的若干气动问题[J]. 应用力学学报, 2015, 36(1): 7-23. ( 0) |
| [9] |
Cubbage J, Kirkham F, Small W, et al. Studies of Airframe-Propulsion-System Integration for Mach 6 Vehicles[R]. NASA-TND-4128.
( 0) |
| [10] |
Ellison J C. Investigation of the Aerodynamic Characteristics of a Hypersonic Transport Model at Mach Numbers to 6[R]. NASA-TND-6191.
( 0) |
| [11] |
黄湛, 张江, 宫建, 等. DPIV技术在高超声速通气模型内阻测量中的应用[J]. 应用力学学报, 2014, 31(2): 182-187. ( 0) |
| [12] |
Mitani T, Hiraiwa T, Tarukawa Y, et al. Drag and Total Pressure Distributions in Scranjet Engines at Mach 8 Flight[J]. Journal of Propulsion and Power, 2002, 18(4): 953-960. DOI:10.2514/2.6022
( 0) |
| [13] |
Carpenter D, Corpening G, Matters L, et al. An Experimental Technique for the Measurement of Mass Flow of Scramjet Inlets Tested in Hypersonic Pulse Facilities[R]. AIAA 89-2331.
( 0) |
| [14] |
Ledere M, Mc Candless R, Yanta W, et al. High Speed Inlet Testing in the NAVSWC Wind Tunnels[R]. AIAA 1990-1412.
( 0) |
| [15] |
Holland S D. Internal Aerodynamics of a Generic Three-Dimensional Scramjet Inlet at Mach 10[R]. NASA-TP 3476.
( 0) |
| [16] |
Voland R T. Methods for Determining the Internal Thrust of Scramjet Engine Modules from Experimental Data [R]. AIAA 90-2340.
( 0) |
| [17] |
张绍武, 关祥东, 朱涛, 等. 高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究[J]. 推进技术, 2013, 34(4): 470-476. (ZHANG Shao-wu, GUAN Xiang-dong, ZHU Tao, et al. Investigation on Factors Affecting the Measurement Accuracy for Inlet Flow Coefficient in Hypersonic Wind Tunnel[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(4): 470-476.)
( 0) |
| [18] |
许晓斌, 舒海峰, 谢飞, 等. 通气模型内流道阻力直接测量技术[J]. 推进技术, 2013, 34(3): 311-315. (XU Xiao-bin, SHU Hai-feng, XIE Fei, et al. Technique Investigation on Flow Through Model Inner Flow Drag Straightway Measured by Strain-Gauge Balance[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(3): 311-315.)
( 0) |
| [19] |
邓帆, 杜新, 谭辉俊, 等. 吸气式高超声速飞行器冷流试验设计与验证[J]. 北京航空航天大学学报, 2014, 40(10): 1341-1348. ( 0) |