高超声速乘波体飞行器机身_发动机一体化关键技术研究

高超声速乘波体飞行器机身_发动机一体化关键技术研究

第32卷第3期

固体火箭技术

JournalofSolidRocketTechnologyVol.32No.32009

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

①

黄　伟,王振国,罗世彬,柳　军

(国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙　410073)

摘要:飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,———采用流线追踪思想,以Busemann,。

关键词:高超声速乘波体飞行器;机身/发动机一体化;流线追踪mann中图分类号:V211.3　　　文献标识码:A　　　文章编号:20320242207

An/airframeintegrationicwaveridervehicles

HUANGWei,WANGZhen2guo,LUOShi2bin,LIUJun

(Inst.ofAerospace&MaterialEngineering,NationalUniv.ofDefenseTechnology,Changsha　410073,China)

Abstract:Highlift2to2dragratioisrequiredforthevehiclecruisingforlongtimeathighaltitude.Moreandmoreresearchershavepaidattentiontohypersonicwaveridervehicleforitshighlift2to2dragratio,uniformlowersurfaceflowfieldandhighintegralperformance.Hypersonicwaveridervehiclehasbecomethenewresearchfocusinthefieldoffutureaerospaceplane.Itsresearchanddevelopmentprogressisintroducedbriefly,andcriticaltechniquesresearchespointedoutindetail,mainlyincludingforebody/inletintegration,optimizationofcombustorconfigurationandnozzle/aftbodyintegration.Andalsothefurtherdevelopmentconceptofcon2figurationisputforward—adoptingstreamlinetracingprinciple,Busemanninletandroundorellipticalcombustorastwoimportantpartsofthepropulsionsystem,andexpansionuppersurfaceairframe.

Keywords:hypersonicwaveridervehicle;engine/airframeintegration;streamlinetracing;busemanninlet

1　引言

自1959年乘波构型概念被Nonweiler教授提出以

来,高超声速乘波飞行器因其具有更高的升阻比、均匀的下表面流场以及有利于机身/发动机的一体化设计而越来越受到人们的重视。1990年10月在美国马里兰大学召开的第一届国际乘波构型的会议,更是将其推向一个新的研究高潮。各种乘波构型的生成方法层出不穷,如源于锥形流动的乘波构型、源于倾斜圆锥体或椭圆锥体流动的乘波构型、源于楔形2锥形混合流动

[1]

的乘波构型、源于相交锥体流动的乘波构型等。

21世纪以前,国内外研究者绝大部分工作都集中

在用流线追踪法或参数设计法对乘波前体进行无粘与有粘的设计和优化,由单独考虑升阻比性能,逐步过渡到升阻比、容积率和热防护的多目标优化,使得乘波飞行器在实用化道路上迈上了新台阶。进入21世纪后,由于乘波构型机身设计理论渐趋成熟和完善,研究者把更多注意力集中到高超声速乘波飞行器机身/发动机一体化关键技术设计上来,其中包括前体/进气道一体化设计技术、燃烧室构型优化技术以及尾喷管/后体一体化设计技术。

①

收稿日期:2008204225;修回日期:2008207217。

基金项目:国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101)。

作者简介:黄伟(1982—),男,博士生,研究领域为飞行器一体化设计。E2mail:gladrain2001@http://www.77cn.com.cn

—242—

高超声速乘波体飞行器机身_发动机一体化关键技术研究

2009年6月黄伟,等:高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究第3期

在高超声速乘波体飞行器一体化设计过程中,存在气动和热防护的矛盾,为了获得飞行器在巡航状态下尽可能高的升阻比,就得使飞行器前缘尖锐,但这样势必使得飞行器此处受热集中,容易烧毁,不利于飞行器热防护,所以必须进行折中处理,权衡两者之间利益,在保证飞行器具有足够好的防热结构前提下,尽量提高其气动性能。同时,在对高超声速乘波飞行器进行反设计时,一般为了使其气动性能最佳,飞行器结构扁平,这样导致飞行器容积率很低,但在实际应用过程中,飞行器必须保证足够的容积率,这样使得气动与结构性能的优化又是一对矛盾体。因此,在进行多学科优化时,必须针对任务需要,进行气动、结构和热防护性能综合加权,以此来建立最终目标函数,根据性能水平要求来进行飞行器构型优化。因此,理论设计出来的乘波体只是一种相对理想化的飞行器,实际应用中应称其为“类乘波体”,“类乘波体”/,,为高超声速飞行器下一阶段研制工作提供参考。

防科技大学、西北工业大学和北京航空航天大学的研究最为突出。

3　机身/发动机一体化关键技术研究

机体与发动机一体化设计是将飞行器设计和发动机设计紧密联系起来。通过前体、后体和发动机的几何形状和相对位置的选择,使得飞行器总体性能(推阻

[2]

比、配平特性、升阻比等)最优。机体/发动机的一体化研究主要包括前体/进气道的一体化、燃烧室的构型优化以及尾喷管/后体的一体化。3.1　前体/进气道一体化

,为进气道提供较佳的进气口流场,[2]

。

,3大类:前体/、结构和机械一体化问题以及性能/

[3]

操作一体化问题。在飞行器工程实用化过程中,其中尤以前体/进气道一体化问题最为关键,性能/操作一体化问题次之,结构和机械一体化问题则是在前两个问题解决后需要考虑的,可保证所设计的飞行器轻便、灵巧。

前体/进气道一体化问题主要用于解决进气道和乘波构型几何的耦合以及与推进系统其余部分的一体化,包括前体/进气道一体化、进气道位置、流道捕获/空气流动需要、内外收缩、水平与三维压缩、与燃烧室和尾喷管一体化的需求、与乘波构型横截面一体化[3]

等。

结构与机械一体化问题主要用于解决进气道设计以及与乘波构型结构的一体化,包括可变几何、促动系统、整流罩前缘半径、结构附件、致密性(静态和动态)、质量、整流罩和导流板热效应、壁面冷却、进气道

[3]

不起动(影响结构负荷)等。

进气道性能和操作一体化问题影响进气道的性能水平及进气道的运行,包括前体流动的均匀性、进气道喉道流动的均匀性/畸变、进气道不起动、激波的相互干扰2热/流动分离、边界层的吸入、起动特征、进气道之间的相互干扰、边界层状态/B.L.转换、非设计状态性能、溢流阻力、整流罩阻力、流动稳定性、基本性能水平、进气道动力学、整流罩钝化、水平与三维压缩、内收缩比、流动转折限制等。

由于技术上不成熟及试验手段和设备有限,国内外研究都仅停留在前体/进气道一体化及性能/操作一体化。其中,以前体/进气道一体化研究较多,成果也最丰富,对结构与机械一体化考虑得较少。

—243—

[3]

2　国内外研究进展

随着乘波构型设计理论和设计方法的渐趋成熟,高超声速乘波飞行器的一体化研究工作逐步从理论走向实践。在理论上,尤其以美国马里兰大学的研究成果最为突出,成效也最明显,且其研究成果也逐步通过实验来进行初步论证。

在工程实践上,自从美国升力体构型飞行器X243A试飞成功和澳大利亚HyShot计划成功以后,美国又加紧研究新一代高超声速飞行器———X251A,它是一种用于高超声速飞行试验的导弹缩比试验飞行器。X251A采用改进型HyTech碳氢燃料冲压发动机和乘波构型,可以说是NASAHyper2X计划的后继型号,计划于2009年开始试飞,目标是2015年左右实用化。

2006年底,澳大利亚国防科学技术局和美国空军

研究实验室联合开展国际高超声速飞行研究与试验计划,即HiFire计划,进行先进的高超声速乘波器和超燃冲压发动机的飞行试验,预定在澳大利亚南部武麦拉试验场进行10次飞行试验,此计划与X251A计划同步进行。

迄今为止,国内在高超声速飞行器研究方面只开展了一些有意义的理论研究,如前体/进气道一体化设计、超燃冲压发动机流道优化、尾喷管/后体一体化设计等,还未正式从理论走向实践。在这些方面,尤以国

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2009年6月固体火箭技术第32卷

文献[3]主要研究了前体/进气道一体化问题中前体/进气道一体化及进气道性能/操作一体化问题中的进气道动力学,发现乘波构型前体的气流流动非常均匀,且具有较好的捕获特征,平坦的下表面利于多模块发动机的集成。

文献[4]等基于密切理论,在对乘波构型前体/进气道一体化设计的基础上,考虑了隔离段的耦合影响,仿真分析了进气道的不起动特征和隔离段性能的影响因素:进气道几何尺寸、前体边界层厚度以及隔离段几何尺寸。图1是根据密切锥理论设计的具有前体2进气道2隔离段一体化的乘波体构型

。

织试验方案才刚起步,具有广阔的研究前景。

3.3　尾喷管/后体一体化

将后体作为发动机排气喷管的一部分,在发动机喷管排出燃气时,通过进一步膨胀增大推力,并产生附加的升力和力矩。

因为乘波构型独特的钝化底部几何,设计高超声速乘波飞行器时会遇到许多尾喷管以及尾喷管/后体一体化问题,大致分3类:尾喷管/后体一体化问题、结

[6]

构与机械一体化问题以及性能/操作一体化问题。其中,尾喷管/后体一体化问题是工程设计首需考虑的问题,性能/操作一体化问题次之,为了使设计的飞行器更加轻便,/机械的一体化问题。

/、内外膨胀、二维与三维、侧壁长度、尾喷管侧壁角度、与控制面的相互作用、尾喷管整流罩挡板、外部燃烧、尾喷管的初始和最终膨胀角、平均尾喷管角度、尾喷管面积比、发动机倾斜角等。

结构与机械的一体化问题主要用于解决尾喷管的设计以及与乘波构型结构的一体化,包括可变几何、促动系统、尾喷管挡板、结构附件、致密性(静态和动态)、质量、整流罩和导流板热效应、主动冷却、材料选择、与低速发动机的一体化、侧壁的长/宽及冷却等。

尾喷管性能问题决定了作为整个发动机比冲一部分的性能水平以及尾喷管的运行,包括燃烧室流动的均匀性、边界层分离、基本性能水平、二维与三维压缩、再分离、基本阻力、化学动力学、粘性影响/损失/干扰、层流与湍流流动、流动畸变、尾喷管角度/长度、尾喷管喉部状态、喉道面积/出口面积、与低速推进系统的一

[6]

体化、侧壁的摩擦阻力等。

现有研究都侧重于尾喷管/后体一体化和性能/操作一体化。其中,尤以尾喷管/后体一体化研究为主,对结构/机械一体化问题的研究寥寥无几,这主要是考虑到技术的成熟度以及计算成本。

文献[6]主要对尾喷管/后体一体化问题中的尾喷管/后体一体化和性能/操作一体化问题中的尾喷管性能进行了研究,发现选用合适的尾喷管构型可大幅度提升飞行器整体性能,这对设计高超声速巡航飞行器尤为重要。

可见,基于乘波构型的高超声速飞行器机身/发动机一体化需要处理的问题很多,包括发动机循环的选择、进气道与尾喷管的设计和一体化、纵向稳定性、热管理、控制面的有效性、进气道边界层的吸附效果以及

[6]

[6]

[2]

图1　2隔离段一体化模型

Fig.1　Widerforebody2inlet2isolatormodel

3.2　燃烧室构型优化

作为高超声速飞行器动力系统,吸气式超燃冲压

发动机的燃烧室地面试验系统多以矩形为主,主要考虑到矩形燃烧室在试验的过程中不易变形,利于一体化,且操作方便,但与圆形或椭圆形燃烧室相比,其性能优势不明显。而圆形或椭圆形燃烧室具有矩形燃烧室所不能比拟的优点,具体优点如下:

(1)圆形结构固有结构效率优势可减少结构质量;

(2)在相同截面积或流道面积,相对于矩形形状,椭圆横截面的湿面积更小,这样可降低在高动压燃烧室环境中的粘性阻力和冷却需求;

(3)此种构型燃烧室能够移除在超燃冲压发动机隔离段和燃烧室角落流动中潜在的有害的流动动力效应,改善进气道/隔离段的背压限制或者减少隔离段长[5]

度。

因此,在采用圆形或椭圆形燃烧室构型的基础上,考虑燃料喷注位置、燃烧室壁面扩张角变化对燃烧室性能的影响,可设计出性能更加优越,流场更加均匀的燃烧室。但迄今国内外在飞行器一体化设计基础上,对燃烧室构型进行研究的公开文献基本没有,绝大部分仅停留在发动机一体化基础上,考虑燃烧室构型的影响。圆形或椭圆形燃烧室构型多用在亚燃冲压发动机上,把其作为吸气式超燃冲压发动机的燃烧室来组—244—

高超声速乘波体飞行器机身_发动机一体化关键技术研究

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[7]

黄伟,等:高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究第3期

结构/外形的优化等。

[8～21]

美国马里兰大学LewisMJ等在机身/发动机一体化设计上研究成果颇为丰富,主要对基于乘波构型的高超声速飞行器在巡航状态下的性能进行了优化,如升阻比、航迹系数、单位质量燃料的能量等,获得了相对较佳的构型。在一体化的过程中,考虑了可用于高超声速乘波飞行器上的推进系统,如超燃冲压发

[16～18]

动机、RBCC发动机、发动机的多模块集成[19,20]化等,并在此基础上,分析了粘性和俯仰特性对飞行器稳定性的影响、推进系统一体化对飞行器动

[22,23]

态稳定性和控制性的影响,进行了高超声速巡航状态下乘波构型与稳态弹道、周期性巡航弹道的耦合

[24]

优化,典型的周期性高超声速巡航弹道如图2所示

。

[21]

压发动机一体化图

。

图2　周期性高超声速巡航弹道示意图

Fig.2　Schematicdiagramofperiodichypersonic

cruisetrajectory

图3给出典型RBCC推进系统结构示意图。一般

RBCC推进系统工作过程经历引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态及纯火箭模态4种模态,工作马赫数可满足单级入轨飞行器水平起飞、水平着陆的性能要求,因而成为未来高超声速飞行器的理想动力系统。

美国国家航空和宇宙航行局埃姆斯研究中心的

[25]

MolvikG等人对以碳2氢燃料超燃冲压发动机为推进系统的高超声速乘波飞行器进行了设计和数值仿真分析。兰利研究中心的RobertJPegg等人设计了基于乘波构型的飞机,并对2种基于乘波构型的模型在低速风洞里进行了吹风试验,得到了3个方向的力和力矩、控制有效性、流场特征以及构型变化所带来的影响。

[28,29]

英国帝国理工大学KashifHJavaid等人基于

[30]

流线追踪理论,锥导乘波构型,并采用TBCC推进系统与其一体化,设计得到了可水平起飞和着陆的高超声速乘波飞行器,锥导乘波构型设计示意图如图4所示,图5和图6分别给出了涡轮冲压发动机/超燃冲

[26,27]

进入21世纪以来,国内基于乘波构型的高超声速飞行器研究得到了迅猛发展,且逐步由理论走向实践。

[31,32]

上海交大王洪玲等人基于广义参数化设计方法,结合机身/发动机一体化设计思想,进行了高超声速乘

—245—

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2009年6月固体火箭技术第32卷

波飞行器的概念设计研究,通过对设计点和非设计点的主要性能指标的计算,得出了3种外形方案中性能最优的飞行器。中国空气动力研究与发展中心贺元元

[33]

等人采用数值模拟的方法对处于发动机通流和点火状态下的纵向性能以及横向稳定性进行了研究。西

[34]

工大车竞等人采用参考温度法和经验公式对类乘波飞行器在助推段和巡航段的气动加热进行了计算,发现助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩

[35～37]

点。中国科学院王发民、姚文秀等人基于一体化设计思想,采用变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法、锥导乘波体方法生成高超声速乘波飞行器,数值模拟和风洞试验并用,对其气动性能进行了全方位的考察,充分验证了基于乘波构型的高超声速飞行器是以吸气式冲压发动机为动力的有前途的飞行器构型采用流线追踪法反设计而来,是一种基本上全内压式特殊的设计方案,其设计思想基于德国空气动力学家Busemann在1942年提出的内锥形流概念,因此其具有很好的乘波特性,能满足进气道高气动性能的要求,同时尽可能提高飞行器的升阻比,而且它的设计理念有利于飞行器机身/进气道的一体化,其外形可针对机身构型的变化进行反设计,得到和机身下表面耦合较好的进气道构型。

Busemann进气道在设计状态下,锥形激波上游的压缩是等熵的,因此具有相当高的无粘总压恢复。但由于该进气道全部采用内压缩,内收缩比大,导致它在

[41]

低马赫数来流条件下不能自起动,,不。因此,[Buse2,并对其进行了设计和试验。DraynaTravisW,TamChung2Jen和美

[43～52]

国NASA兰利研究中心的SmartMK等人对Busemann进气道的无粘特性、低马赫数起动问题进行

4　,状态,要,作为气动性能参数之一的升阻比,此时重要性更加突出,高升阻比有利于飞行器的控制和减少燃料的消耗量。同时,飞行器在再入大气层时承受的最大过载随飞行器的升阻比增加而减少,较高的升阻比可提高

[1]

再入横向机动能力,降低热流。

基于乘波构型的高超声速飞行器的气动优势相比传统的飞行器巨大,由于乘波构型机身采用流线追踪法反设计获得,在设计飞行条件下产生的弓形激波完全附着于飞行器的外沿,上下表面没有流动泄露,激波后的高压区被完全包裹于飞行器的下表面,由于高压区的存在,使得飞行器获得较大的升力,进而获得较大的升阻比。

基于流线追踪法,在衡量气动、结构和热三者之间利益的权重基础上,采用源于楔形2锥形混合流动的乘波构型,或源于简单锥形流动的乘波构型设计飞行器机身。同时,为了获得更大的升阻比,可将飞行器上表

[38,39]

面设计成膨胀面,这样可提供附加的升力。高超声速飞行器推进系统由于与机身一体化和自身模块化的设计需要,要求进气道具有矩形捕获进[40]

口。由于圆形或椭圆形燃烧室具有矩形燃烧室所无法比拟的优势,因此在高超声速乘波飞行器推进系统设计中,采用圆形或椭圆形燃烧室作为推进系统的燃烧室,这样就要求从矩形进气道过渡到圆形或椭圆形燃烧室。

而Busemann进气道恰好是根据燃烧室入口参数,—246—

了分析和试验论证,通过截断和附面层吸除等方法基本上解决了Busemann进气道走向实用化的两个基本问题。国内对Busemann进气道研究起步较晚,但研究

[40,41,53,54]

成果较为突出。南京航空航天大学孙波等人对流线追踪进气道进行了设计和实验,分析了其无粘和自起动特性,已经以Ma=3.85下自起动。

图7是以乘波构型为机身,以Busemann进气道作为吸气式超燃冲压发动机进气道构型,圆形燃烧室作为吸气式超燃冲压发动机燃烧室构型,具有膨胀上表面的多模块集成的未来高超声速乘波飞行器示意图

。

图7　未来高超声速乘波飞行器示意图

Fig.7　Schematicdiagramofhypersonicwaveridervehicle

5　结束语

高超声速乘波飞行器相比传统的飞行器具有得天

独厚的气动和结构优势,能满足在高超声速巡航飞行时高升阻比和高度一体化的需求,被越来越多的研究者所重视。本文在分析飞行器机身/发动机一体化关

高超声速乘波体飞行器机身_发动机一体化关键技术研究

2009年6月黄伟,等:高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

(6):111421121.

第3期

键技术的基础上,充分挖掘乘波构型机身优势与现有

推进系统的一体化程度,提出了以流线追踪法得到源于楔形2锥形混合流动的乘波构型为机身,以流线追踪Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室为推进系统的两大重要组成部分来构建未来高性能的高超声速乘波飞行器的设想,为下一阶段高超声速乘波飞行器的具体研制提供了方向。

(1)鉴于圆形燃烧室的气动和结构优势,考虑在现有矩形燃烧室构型设计基础上,尝试设计相同工况下的圆形燃烧室构型,来满足工程上的需要;

(2)根据燃烧室的构型和密切锥原理来设计相应的乘波构型机身下表面;

(3)根据乘波构型机身下表面以及燃烧室入口参数来反向设计Busemann进气道作为其进气系统;

(4)考虑把哈克外形头部作为其机身头部,以此要求。

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