吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吴颖川， 贺元元， 贺伟， 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

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吴颖川*， 贺元元， 贺伟， 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

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈，这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉，包括：气动、推进、控制、结构、装载和热防护等，特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面，又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面，在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展，重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作，包括：密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究，强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。

高超声速飞行器； 超燃冲压发动机； 机体推进一体化； 乘波体； 燃烧加热风洞； 湍流燃烧； 转捩

吸气式高超声速技术是研究飞行马赫数大于5、以吸气式发动机为动力、在大气层和跨大气层中实现高超声速远程飞行的飞行器技术，对其进行研究的目的是实现全球快速到达和低成本进入空间。

吸气式高超声速飞行器发展主要分为3个阶段：高超声速巡航飞行器——具有高速度、高能量、高生存和机动的特点；高超声速飞机——快速到达全球，用于远程侦察和轰炸；空天飞机——水平起降，快速进入空间，低成本、易于维护。

超燃冲压发动机(Scramjet)使来流经过斜激波压缩后仍然保持为超声速，燃料在燃烧室内进行超声速燃烧，这样可以有效地减小气流能量损失，降低对燃烧室热防护的要求，使飞行器在高马赫数飞行时能够获得较高的有效比冲，因此，超燃冲压发动机使吸气式高超声速飞行成为可能，其最适于作为高超声速飞行器的动力系统。

图1 X-30 空天飞机示意图[1]Fig.1 Schematic diagram of X-30 space plane[1]

从20世纪80年代开始，美国开展了国家空天飞机(National Aero-Space Plane,NASP)计划[1](见图1)、HyTech计划[2](后来衍变为HySet项目[2])、HyFly项目[2]、X-43A项目[3-4]、X-51A项目[5]和FALCON(Force Application and Launch from CONUS)项目[6]等一系列直接或间接发展高超声速飞行器技术的计划或项目。这些计划或项目，有些虽然由于经费等原因被取消，但有些进行了整合并正在开展，具有很好的继承性和连续性。目前重点项目除X-51A外，还包括FALCON和HyFly等项目。

俄罗斯的高超声速计划[7]主要有冷计划、彩虹-D2计划和鹰计划。法国[8]、澳大利亚[9]、德国[10]、印度[11]、日本[11]和韩国[11]等都开展了自己的高超声速研究计划。

NASP计划由美国国家航空航天局(NASA)和国防部联合发展，计划用11年时间，投资50多亿美元，最后研制成两架X-30样机，这是单级入轨空天飞机的试验机。NASP计划分3个阶段 ：第1阶段进行可行性研究，已于 1985 年完成；第

2阶段(1986-1990年)攻克关键技术，包括超燃冲压发动机和热防护材料等；第3阶段于1990年开始，拟研制两架X-30试验机进行试飞，并根据试飞情况作出研制实用空天飞机的决定。

NASP计划虽然失败了，但奠定了美国高超声速技术的发展基础：计算流体力学(CFD)应用能力已扩展至能够处理三维几何，能提供复杂的流场细节，提高了代码效率；开发出一批新防热材料；建立了推进实验数据库，完善了地面试验能力(8 ft高温风洞(HTT)等大型设备,1 ft=0.304 8 m)；发展了计算方法(三维全Navier-Stokes方程、有限速率化学反应和设计用先进工程代码等)。

NASA的X-43计划的目的是演示、验证和发展高超声速飞行器机体推进一体化和发动机技术，包括试验技术、计算方法、设计工具和性能预测。X-43的名义飞行弹道如图2所示。

X43-A的飞行过程如下：一架经过改装的B-52B重型轰炸机，机翼下挂着一架X-43A飞机和一枚“飞马”助推火箭，从加州的爱德华兹空军基地起飞；很快，B-52B上升至12 km 高空；这时，和X-43A捆绑在一起的“飞马”火箭点火，它们脱离B-52B轰炸机，并由“飞马”火箭把X-43A推到大约29 km的高空；接下来，X-43A脱离“飞马”火箭，自身发动机点火，开始以10 000 km/h的速度独立飞行；约10 s后，燃料耗尽，飞机继续滑行了6 min,经过1 368 km的距离坠入太平洋。

图2 X-43A的名义飞行弹道[3]Fig.2 Nominal flight trajectory of X-43A[3]

X-43A飞行试验首次实现了以超燃冲压发动机为动力的升力体飞行器的高马赫数(Ma=7，10)自主飞行，具有里程碑意义。它验证了升力体分离、超燃发动机推进和一体化飞行器控制等关键技术的可行性。

美国X-51A项目的终极目标是要发展可以在1 h内进行远程飞行的飞行器，包括快速响应空间飞行器和高超声速巡航飞行器。X-51A(见图3)采用碳氢燃料，设计12 min内Ma从4.5增加到6，其特点是固定几何进气道、乘波体前体外形和主动冷却发动机。X-51A迄今共开展了4次飞行试验，目的是考验进气道起动、巡航加速、发动机模态转换、发动机点火/熄火、参数辨识以及机动性等能力，并在第4次取得成功。前3次飞行试验先后出现了尾喷管密封失效、进气道不起动和舵面失效等问题，第4次虽然取得了成功，但加速度远小于预期值。X51-A的经验表明：吸气式高超声速飞行器技术难度大、周期长、投入大、风险高，必须循序渐进、坚持不懈地进行长期技术积累。

图3 X-51A试飞器[5]Fig.3 X-51A launch vehicle[5]

吸气式高超声速飞行器的主要关键技术有：发动机、结构、材料与热防护以及气动、推进、防热和控制的一体化。本文重点关注的是气动与推进的一体化，尤其关注推阻和升阻特性，也称为机体推进一体化。

1 吸气式高超声速技术面临的困难和挑战

吸气式高超声速飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈，气动性能与发动机性能紧密耦合。机体推进一体化(见图4)气动性能预测非常困难。

吸气式高超声速技术研究的三大手段分别是：CFD、风洞试验和飞行试验(见图5)。首要任务是准确预测高超声速飞行器的机体推进一体化性能，在原理上验证高超声速技术的可实现性。

美国针对一体化飞行器推阻特性的预测是通过综合大量地面试验和分析研究结果获得的[12]，Navy和Air Force负责整个研究计划(1976-1987年)，研究成果(见图6)推动了NASP计划的建立。

有动力情况下，推阻和升阻特性仍然是当前最具挑战性和最紧迫的问题，亦是吸气式发动机性能预测中最困难的问题，主要原因在于地面试验设备尺寸太小，即使是类似X-51A的长约4.2 m的飞行器，模拟仍然有很大困难。

解决的办法主要有3种：① 大尺度飞行试验——很困难、风险大；②建设比APTU(Aerodynamic and Propulsion Test Unit)大10倍的地面模拟设备——投入大、技术难度大；③在一些小型飞行试验的基础上，通过深入研究基本物理现象与尺度效应，综合试验与计算结果，进行一体化气动性能预测。

图4 机体推进一体化示意图[3]Fig.4 Schematic diagram of airframe-propulsion integration[3]

图5 吸气式高超声速技术研究的三大手段示意图Fig.5 Schematic diagram of three methods of air-breathing hypersonic technology research

图6 兰利中心超燃冲压发动机推阻性能试验结果 (1976—1987)[12]Fig.6 Thrust drag performance summary of NASA Langley scramjet test results from 1976-1987[12]

图7为对X-43A一体化气动性能预测[13]研究方案的总结，其中有基准进气道关闭的常规风洞试验、截断发动机试验和8 ft高温风洞的全流道发动机试验。

图8为X-43A进气道开/关、冷/热态的纵向力和力矩性能预测结果。由于小尺度飞行器模型不能进行进气道打开试验，以进气道关闭的常规高超风洞试验为基准，再结合CFD增量分析方法，预测飞行器进气道打开时带动力/不带动力的飞行器气动性能，包括马赫数、攻角和侧滑角的影响。并通过8 ft高温风洞全流道发动机试验(图9)验证这一预测方法的准确性。

常规风洞缩比尺度很小，基准试验性能和CFD增量可能并不是简单的叠加，最终通过一体化综合分析得到全尺度飞行器的气动性能预测结果。

国内高超声速机体推进一体化技术研究起步较晚。主要是通过冷通气风洞试验进行一体化飞行器研究。

易军等[14]以美国X-43A和X-51两类高超声速飞行器为研究对象,对两类飞行器的气动性能进行了数值模拟,并以此为基础对比分析了两类高超声速飞行器的一体化气动特性。

张红英等[15]对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞试验和数值模拟研究,分析了不同来流Ma、总压、飞行攻角下全流道的流场结构和气动力特性。

范晓樯等[16]以机体推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。

图7 X-43A风洞试验[13]Fig.7 X-43A wind tunnel tests[13]

图8 X-43A 气动性能增量法[13]Fig.8 X-43A aerodynamic performance increment method[13]

图9 8 ft高温风洞发动机试验Fig.9 Eight-foot high temperature wind tunnel scramjet test

金亮等[17]采用数值模拟和风洞试验方法,对高超声速一体化飞行器的缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行了研究。

无论是国外与国内，之前的机体推进一体化研究都是采用通气/不通气飞行器模型在低总温的常规风洞中获得飞行器冷态气动力数据，采用全流道发动机模型在高温推进风洞中获得发动机推力增量数据，通过数值计算修正和分析，综合出整个一体化飞行器的带动力性能。这样做的缺点是：常规风洞试验模型尺寸较小(目前国内最大的常规高超声速风洞口径是1 m)，不能模拟天上的总温条件，而内流道流态与尺度、温度等密切相关，通气模型不能简单地采用雷诺数相似模拟获得气动力数据；发动机在高温推进风洞中只能获得冷热态的推力增量数据，不能直接得到净推力，必须扣除冷态内阻，才能得到真正的推力性能，而目前冷态内阻的计算和试验测量都面临很大困难，有很大的不确定度，这给发动机真实性能的评估带来了不确定性。

综上所述，更好的办法是能够在短时大尺度高温风洞中直接开展飞行器的带动力一体化性能试验，直接测量飞行器的推阻和升阻性能，然后通过风洞试验数据的相关性分析、尺度规律的影响研究，结合数值计算，得到全尺度飞行器的带动力一体化性能。

2 CARDC机体推进一体化技术研究进展

美国机体推进一体化气动性能研究主要采用增量法，中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在此基础上提出了结合脉冲燃烧风洞模型飞行器带动力一体化试验的综合分析方法。围绕预测飞行器一体化气动性能的目标，采用数值计算与风洞试验相结合的方法，直接预测飞行器气动性能,而不是采用增量法。

下面从气动布局设计、地面试验和数值模拟方法等3个方面介绍所取得的研究进展。

2.1 一体化气动布局设计技术

开发了乘波构型高超声速飞行器交互式参数化优化设计系统(Waverider derived Interactive Parametric Optimization and Design System of hypersonic vehicle, WIPODS)，其具有参数化基线设置、快速的分析工具和图形化集成设计环境。

前体进气道压缩面采用曲面乘波压缩形式，基准流场由多段激波和曲面压缩轴对称流场组成，三维乘波面采用类密切锥(Osculating Cone Waverider，OCW)[18-19]方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面；与国外密切锥方法采用单一直面或曲面激波构造基准流场不同，密切曲锥(Osculating Curved Cone Waverider，OCCW)[20-23]方法的基准流场由多个激波或等熵压缩流场组成，并且流线跟踪一直到进气道喉道内收缩段(见图10)，其优点是可以灵活控制进气道的压缩量，并保持乘波体低阻力、高流量捕获和高总压恢复的特点。图11为密切锥方法与密切曲锥方法展向截面的对比。图12为采用密切曲锥方法生成的乘波进气道流场马赫数分布和壁面压力分布。

图10 密切曲锥进气道基准流场Fig.10 Basic flow field of OCCW inlet

图11 密切锥与密切曲锥方法对比Fig.11 Comparison of OCW and OCCW methods

三维内转式进气道以其较高的压缩效率和较低的总压损失成为未来高超声速技术发展的一个重要方向，而流线追踪技术的引入拓宽了三维内转式进气道的设计方法，更在一定程度上克服了纯内压缩进气道的起动问题。

图12 密切曲锥乘波进气道流场YZ截面马赫数分布和壁面压力分布Fig.12 YZ cross section Mach number and wall pressure distributions of OCCW inlet

利用特征线理论提出了一种基于设计状态消波的双激波轴对称基准流场的设计方法，流场只包含入射激波和反射激波，入射激波终止于唇口前缘，反射激波入射至肩点并实现消波，不仅可实现压缩面上流动参数的优化，还在最大程度上实现了设计状态下流场结构的优化。基于这种基准流场的流线追踪进气道设计状态下只存在两个激波面(入射激波面和反射激波面，隔离段内完全消除了激波反射),如图13和图14所示。图13中：

图13 双激波轴对称基准流场设计Fig.13 Basic flow field design of dual shockwaves

图14 基于消波流场的流线追踪设计的内转式进气道CFD数值验证Fig.14 CFD results of inward turning inlet designed by streamtracing method based on eliminating theory of shockwave

Rs为轴对称基准流场的最大半径；r为流线追踪起始点的半径。图15为按照上述方法设计的内转式进气道试验模型和不同堵塞比(0%～80%)情况下进气道起动性能的考核结果。试验表明，进气道在设计状态下能够起动。

图15 内转式进气道试验模型及起动性能Fig.15 Test model and start performance of inward turning inlet

2.2 一体化带动力试验技术

除了∅1 m等常规气动力高超声速风洞之外，CARDC成功研制和改造了脉冲式和连续式两种类型的燃烧加热设备。在国际上首次独立提出了挤压式脉冲燃烧高超声速推进风洞原理和总体技术方案，建成了最大口径为2.4 m，试验时间为300～600 ms的脉冲燃烧风洞[24](见图16)。

图16 脉冲燃烧风洞照片Fig.16 Picture of pulsed combustion heated wind tunnel

∅2.4 m脉冲风洞能够直接获得4～5 m量级飞行器的带动力一体化气动性能，结合连续风洞和CFD结果，分析预测飞行器整机的推阻与力矩特性。

1.5 m飞行器[25]是开展机体推进一体化技术研究的一个基准模型，最早采用氢燃料，后逐步过渡到煤油燃料，基于1.5 m飞行器发展的一体化飞行器带动力试验技术为未来有可能在∅2.4 m脉冲燃烧风洞开展大尺度模型飞行器的一体化试验进行技术准备。

图17为1.5 m飞行器的试验模型，图18为发动机工作状态风洞试验典型测力时序曲线，发动机点火后，天平信号出现了反号，表明飞行器获得了正推力。表1为试验测力与CFD计算结果的比较，冷态结果基本一致，热态试验推力收益比计算预测约大100 N。

图17 1.5 m飞行器机体推进一体化风洞试验模型Fig.17 Airframe-propulsion integration wind tunnel test model of 1.5 m vehicle

图18 1.5 m飞行器机体推进一体化试验中典型试验参数随时间变化曲线Fig.18 Curves of typical test parameters vs time of 1.5 m vehicle airframe-propulsion integration test

表1 地面试验与计算结果对比

Table 1 Comparison of numerical and test results

MethodColdflow(nofuel)Hotflow(withfuel)Fx/NFy/NFx/NFy/NCFD-5960195525-313105697Experiment-59307110256-10682110387

2.3 高超声速内外流耦合数值模拟技术

自主开发了面向应用、功能完善的高超声速内外流耦合数值模拟软件系统——AHL3D[23]，主要用于一体化飞行器和发动机的设计和性能评估。

基于AHL3D建立并发展了一体化气动性能3级数值预测体系(如图19所示)：第1级快速预测，采用工程算法及发动机性能一维计算[26](如图19(a) 所示)，快速评估一体化飞行器的气动性能，主要用于设计选型阶段；第2级高效预测，采用三维外流、二维内流(如图19(b) 所示)相结合的方法，高效评估飞行器的一体化气动性能，主要用于详细设计阶段；第3级精细预测，采用三维内外流耦合数值模拟的方法(如图19(c) 所示)，精细评估飞行器的性能及流场结构，主要用于飞行器的性能分析阶段。图19中：Pt为总压；Tt为总温；P为静压；T为静温；γ为比热比。

另外，在风洞试验数据修正中，CFD也发挥了重大作用。例如：图20中针对有背部支撑的飞行器试验模型，通过计算得到支架干扰的影响量，从而对风洞试验数据进行支架干扰修正；图21中通过飞行器在真实风洞试验流场中的数值模拟对试验数据进行流场非均匀性修正等。

图19 机体推进一体化性能三级预测体系Fig19 Threestagesofnumericalpredictionsofairframe⁃propulsionintegraion

图20 支架干扰修正Fig.20 Support interference correction

图21 风洞非均匀流场修正Fig.21 Non-uniform flow field correction of wind tunnel

3 机体推进一体化相关基础与机理研究

高超声速技术目标高、难度大，多数技术没有可借鉴的基础，需要结合应用进行大量的基础研究，澄清与高超声速飞行相关的物理、化学、流动、力和热等各方面的机理性问题,因而基础研究应该贯穿研究的全过程。

目前最需要关注的是以下3个方面的问题：高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理；可压缩湍流、转捩及其控制；超燃冲压发动机点火与燃烧流动机理。对于数值模拟来说，发展更加先进的高效高精度计算方法及实验验证是当前最为迫切的需求。

3.1 高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离的机理

激波边界层干扰对高超声速飞行器及其推进系统的性能有至关重要的影响。激波引起的强逆压梯度影响边界层流动结构，甚至产生流动分离，对飞行器的热流和阻力产生很大影响。特别是对于高超声速进气道，激波/边界层干扰几乎贯穿于所有现象之中，如边界层分离、总压损失、不起动/重起动、溢流、抗反压、边界层转捩、内通道激波串和激波震荡等，直接影响进气道和发动机能否正常起动和稳定工作。开展相关研究有助于更加深入理解进气道中各种复杂流动的流动机理，为进气道的设计、性能评估和控制奠定更加坚实的技术基础。

激波振荡是当进气道没有起动时有可能发生的一种周期性的激波和分离区吞进/吐出现象。进气道发生激波振荡时，进气道内的气流发生振荡，速度和压强会发生强烈的脉动，引起进气道性能严重下降，导致发动机推力损失，严重时会导致燃烧室熄火。图22为典型高超声速进气道激波振荡现象研究的试验模型，采用LES-DES(Large Eddy Simulation-Detached Eddy Simulation)方法对该进气道的激波振荡进行了数值模拟，LES-DES方法作为一类典型的RANS(Reynold-Averaged Navier Stokes equations)/LES混合方法，适用于包含大分离流动的问题。计算所得振荡周期为6.5 ms，试验所得振荡周期为7.5 ms，计算结果和实验结果基本吻合。

图22 进气道激波振荡特性研究试验模型Fig.22 Study on shockwave oscillation characteristics at inlet unstart

图23为测压点ch10处计算结果和试验所得的无量纲静压变化比较，二者的压力峰值和变化规律基本一致。

图23 隔离段上壁面后端测点ch10处的压强变化Fig.23 Pressure change at upper wall test point ch10 in isolator

3.2 高速飞行中可压缩湍流、转捩及其控制

近年来虽然在湍流结构、层次结构模型、湍流直接模拟和大涡模拟等方面取得了长足进展,但是，对于可压缩湍流，特别是高超声速湍流，还缺乏研究。由于缺乏描述大、小旋涡相互作用的定量关系，大涡模拟也遇到困难，仍需要对湍流机理作深入了解，研究湍流的多尺度特征及其尺度间的相互作用，从中建立相对普遍适用的、反映多尺度特征的湍流模式理论。转捩和湍流紧密相关,飞行器推迟转捩减阻、进气道强制转捩增强自起动性能,都需要搞清转捩机理，提出控制转捩的途径，研究可压缩层流到湍流转捩的新特征，揭示影响转捩的主要因素，提出控制转捩的理论和方法。

转捩控制的研究主要分为两个方面：① 为了利用层流摩阻比湍流低的特性，通过修改气动构型，或者采用边界层抽吸的方法，尽可能推迟转捩，保持层流构型；② 为了利用湍流抗反压能力比层流强的特性，通过在进气道上添加强制转捩装置，促进从层流到湍流的转捩，减少激波与边界层相互作用的分离区，提高进气道的起动能力。

2004年，美国X-43A的2次飞行试验表明没有转捩装置的进气道保持层流流动状态[27]。当进气道为层流状态时，风洞试验表明[28]：在进气道的拐角处产生了比较大的分离区，严重时将导致进气道的不起动，甚至可能导致飞行试验失败。为此，X-43A进气道在前体上加装了斜坡型强制转捩装置，确保在隔离段入口的流动为湍流，便于进气道的起动。X-43A的2次飞行试验[27]表明强制转捩装置是可行的，可以在弹道的关键区域实现强制转捩，确保隔离段入口是湍流状态。X-43A之后，美国的X-51A和Hyfly(见图24)等都在进气道上安装了强制转捩装置。

图24 X-51A和HyFly进气道强制转捩装置的构型Fig.24 Forced-transition trip of X-51A and HyFly inlets

对强制转捩装置的设计一般有2个要求：① 在进气道上实现强制转捩；② 满足沿弹道的热结构要求。

强制转捩装置的设计主要包括以下4个方面：① 强制转捩装置的转捩机理；② 强制转捩装置的安装位置；③ 强制转捩装置的选型和几何参数的优选；④ 强制转捩装置的天地相关性研究。其中第④项天地相关性是最困难的。

关于强制转捩装置的转捩机理，目前还没有完全搞清楚。Schneider[29]认为：没有一个通用的机理来说明粗糙带在什么条件下可以引起转捩。目前至少有3种解释：粗糙带后尾迹中的流向涡不稳定性的增加导致转捩；横流和Görtler不稳定性的失稳导致转捩；边界层外扰动和粗糙带相互作用导致转捩。Choudhari等[30]对X-43A进气道涡流发生器的转捩机理研究表明：涡流发生器诱导的转捩一般是几种不稳定模式共同作用下的结果，绝不是一种模式的结果。

关于强制转捩装置的安装位置，X-43A进气道强制转捩装置[27]的位置在第1个压缩面的中点，这里的层流边界层外缘的Ma<4，根据流动稳定性理论，此时流动第1模式在转捩过程中起主导作用。转捩装置在这里可以激发流动第1模式的不稳定性，促进转捩。但是这个位置是否是最优的，安装在Ma>4的位置，促进第2模式的不稳定性是否可行，尚不得而知。对于HyFly进气道构型，除了第1、2模式不稳定性外，还存在横流不稳定性，此时转捩装置的安装位置在哪里比较合适，公开的文献中没有说明。

图25 涡流发生器高度对转捩位置的影响Fig.25 Influence of vortex generator height on transition position

关于转捩装置的选型，虽然在地面风洞试验中，强制转捩装置有很多种构型，但是在飞行试验中，主要采用钻石型和斜坡型(见图25)。这些构型又称为涡流发生器构型。Berry等[28]指出根据以前的工程经验，这类构型的尾流中存在反向旋转的涡流，可以有效地促进转捩。关于转捩装置几何参数的优选，目前认为转捩装置的高度k是最主要的几何参数。美国X-43A项目组和气动中心都针对高度进行了详细的风洞试验研究[28,31]。结论都是随着转捩带高度k的增加，转捩区域逐步前移(见图25,Ma=6,CARDC实验)。清华大学的Xiao等[32]通过转捩预测方法对斜坡型转捩带的4个几何参数对转捩区域的影响规律开展了研究，他认为：4个参数对转捩区域的影响顺序从高到底依次为高度、间距、底边长度和角度。目前很少有报告研究过转捩装置几何参数对进气道性能的影响。

强制转捩装置的天地相关性研究包括以下内容：① 地面试验和飞行试验的差别在哪里，这些差别对转捩区域会带来多大的影响；② 如何根据风洞试验验证成功的转捩装置设计飞行试验强制转捩装置的安装位置和几何参数。由于缺乏足够的飞行试验数据，天地相关性是转捩装置设计最困难的一项内容。一般认为地面试验和飞行试验的差别主要在于来流扰动(包括湍流度和噪声)、壁温/总温比和模型尺度。Berry等[28]认为X-43A进气道转捩装置的天地相关性主要根据经验判断，认为飞行试验的k/δ(δ为当地层流边界层厚度)大于风洞试验的有效k/δ时，可以确保在强制转捩装置后实现转捩。但是这样简单关系的理论依据及其对其他进气道构型是否都适用尚待探索。

3.3 Scramjet燃烧流动机理

超燃冲压发动机工作过程中，由于燃料的加入，在流道内形成了湍流、激波与燃烧相互作用的高速燃烧流场。在超声速流动的条件下，流体的可压缩性、激波和详细化学反应机理等的影响都很显著，流场中的波系、湍流对燃料的雾化和混合、燃烧室的点火、火焰的结构及其演变、火焰的传播特性等起着举足轻重的作用。

对于类似X-5lA的发动机，起动过程中液体燃料的雾化、蒸发及点火延滞的评估与分析是一项关键技术。CARDC研究组通过典型的小尺度发动机自由射流试验，于2002年第一次获得了液体煤油在Ma=5、总温为1 500 K的条件下,燃料引射后约5 ms时间内的自点火性能[33]。

由于这一问题涉及到多相流、湍流与化学反应的相互作用，目前仍然是燃烧室和引射系统设计中的挑战性问题,需要通过物理建模和数值计算研究其复杂过程。物理建模包括采用粒子脉冲激光全息技术，对超声速气流中射流的雾化过程进行测量分析[34]。实验观测到射流表面的不稳定波结构，揭示了射流柱表面不稳定波的增长是导致超声速气流中射流破碎的主要原因(见图26和图27)。通过实验分析建立的基于Rayleigh-Taylor和Kelvin-Helmhotz 相结合、适用于超声速横流中的液滴破碎模型与计算结果，与Ma=2来流、液/气动量比为15～30的实验基本一致。关于液粒蒸发和化学反应延滞的整个点火延滞特性分析，采用CARDC的AHL3D软件并行计算中两相流非定常双时间方法[34-35]。计算结果表明(见图28)，在实验条件下液滴破碎时间为0.2 ms，蒸发时间为0.8 ms，化学反应延滞时间为4 ms，十分接近实验获得的约为5 ms的液体燃料从注入到稳定的点火时间。

图26 液体碳氢燃料延滞点火特性Fig.26 Ignition time delay characteristic of liquid hydro-carbon fuel

图27 射流表面不稳定波结构Fig.27 Jet surface instability wave structure

图28 液滴粒度及其蒸发比例时间历程Fig.28 Time history of sauter mean diameter (SMD) and evaporation ratio

除了点火特性外，从工程应用上，两类问题需特别引起关注：一类是来流Ma=4～5情况下亚燃强燃烧流场研究，即既要获得强燃烧又要使燃烧产生的激波串不致造成进气道的不起动，在这种工况下,提出在飞行轨道、姿态角、油气比条件下激波串不能超越50%隔离段长度的建议。这亦是X-5lA下一步要研究的重点；另一类是Ma>7的湍流混合与燃烧效率问题，X-43A在Ma=10条件下没有获得正推力，表明这一问题的重要性。高超声速冲压发动机中的超声速燃烧现象十分复杂，总体上它涉及宽范围复杂反应动力学、受限空间内复杂湍流和燃烧相互作用及高超声速条件下燃烧及其稳定性等问题,亦涉及到高分辨率多场多组分燃烧流场测量及超级计算机的科学计算，是物理、化学和数学力学等多科的交叉，亦是国际上正在突破的前沿[36]。

4 结束语

中国空气动力研究与发展中心主要突破了以下3项机体推进一体化关键技术：

1) 在一体化飞行器气动布局研究中，自主创新发展了密切曲锥乘波体设计方法，基准流场由多个激波或等熵压缩流场组成，流线跟踪一直到进气道喉道内收缩段，优点是可以灵活控制进气道的压缩量，并保持乘波体低阻力、高流量捕获和高总压恢复的特点。

2) 自主开发了高超声速内外流耦合数值模拟软件AHL3D，并以此为基准，建立了一体化气动性能三级数值预测体系。

3) 突破了脉冲燃烧风洞带动力一体化试验技术。建立了计算与试验、脉冲与连续式燃烧风洞相结合的机体推进一体化气动性能预测体系。

高超声速机体推进一体化技术涉及到激波边界层干扰、分离流动、湍流、转捩和超声速燃烧等大量流动机理问题。必须从物理机理层次搞清上述问题，才能进一步深化机体推进一体化技术研究，从而设计出工程上实用的吸气式高超声速飞行器。

致 谢

感谢唐志共研究员的关心与支持。感谢课题组的刘伟雄、倪鸿礼、郑忠华、杨顺华,李向东、余安远、贺旭照以及赵慧勇等同事的支持和贡献。

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Tel： 0816-2463303

E-mail： wyclwx2007@126.com

贺元元 女，博士，副研究员。主要研究方向： 高超声速空气动力学。

Tel： 0816-2467307

E-mail： hyy63713@126.com

贺伟 男，博士，研究员。主要研究方向： 高超声速空气动力学。

Tel： 0816-2463303

E-mail： hewei@cardc.cn

乐嘉陵 男，中国工程院院士。主要研究方向： 高超声速空气动力学。

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; 录用日期： 2014-10-13; 网络出版时间： 2014-10-14 14：34

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

国家自然科学基金(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. 吴颖川， 贺元元， 贺伟， 等. 吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展[J].航空学报, 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

吴颖川 男，博士，研究员。主要研究方向： 高超声速空气动力学。

*通讯作者.Tel.： 0816-2463303 E-mail: wyclwx2007@126.com

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