飞行器机身发动机一体化关键技术研究

万方数据万方数据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－进气道．隔离段一体化的乘波体构型。

圈１秉波前体－进气道·隔离段一体化模型飚．１Ｗａｖｅｒｉｄｅｒｆｏｒｅｂｏｄｙ－ｉｎｌｅｔ－ｉｓｏｌａｔｏｒｍｏｄｅ／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，改善进气影隔离段的背压限制或者减少隔离段长度‘５｜。

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．．．——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口Ｊ。

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、结构与机械一体化问题以及性缈操作一体化问题怕１。

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，研究者往往最后需要考虑结构／机械的一体化问题。

尾喷管／后体一体化问题主要用于解决尾喷管与乘波构型几何的耦合以及与推进系统其他部分的一体化，包括尾喷管／后体的一体化、内外膨胀、二维与三维膨胀、与燃烧室和乘波构型截面的一体化、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、发动机倾斜角等怕Ｊ。

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、侧壁的影宽及冷却等坤ｏ。

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、喉道面树出口面积、与低速推进系统的一体化、侧壁的摩擦阻力等帕Ｊ。

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／后体一体化和性夥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万方数据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期结构／ｇＦ形的优化等０７１。

美国马里兰大学ＬｅｗｉｓＭＪ等【ｓ以¨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，如超燃冲压发动机、ＲＢＣＣ发动机【１“墙］、发动机的多模块集成化【ｌ钆驯等，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【２１ｌ、推进系统一体化对飞行器动态稳定性和控制性的影响陋∞Ｊ，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优化ⅢＪ，典型的周期性高超声速巡航弹道如图２所示。

圈２周期性高超声速巡航弹道示意图啦．２Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｊｇｒａｍｏｆｐｅｒｉｏｄｉｃｈｙｐｅｒｓｏｎｋｃｒｕｉｓｅｔｒ叫ｅｃｔｏｒｙ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ＭｏｌｖｉｋＧ等人Ⅲ１对以碳一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ＲｏｂｅｒｔＪＰｅ鸥等人Ⅲ’２７Ｊ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。

英国帝国理工大学ＫａｓｈｉｆＨＪａｖａｉｄ等人陴刀１基于流线追踪理论ｍＪ，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／超燃冲压发动机一体化图。

图３ＲＢＣＣ发动机示意图隐．３ＳｃｈｅｍａｔｉｃａｔａｇｒｍｏｆＲＢＣＣｅｌｌｇｉｎｅ图４锥导乘波构型№．４Ｃｅｕｋａａｙ－ｔｌｅｒｉｖｅｄｗａｖｅｒｋｌｅｒ面圈５涡轮冲压发动机／超燃冲压发动机一体化№．５ＴｕｒｂｏＲａｍｊｅｔ／Ｓｃｒａｍｊｅｔｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｌｓｉｄｅ－ｖｉｅｗ）倒黎涡轮冲压发动机直径ｌｒ——一｝＜）（）＜）（）图６涡轮冲压发动机／超燃冲压发动机一体化啦．６Ｔｕｒｂｏｔａｍｊｅｔ／娜ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ（ｆｒｏｎｔ－ｖｉｅｗｌ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。

上海交大王洪玲等人‘３１，３２］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．———万方数据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等人口副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。

西工大车竞等人Ⅲ１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，大攻角则提前转捩点。

中国科学院王发民、姚文秀等人哺以¨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。

４未来高超声速飞行器构型设想在飞行过程中，飞行器绝大部分时间都处于巡航状态，提高巡航状态下飞行器的气动性能显得尤为重要，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，飞行器在再人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再人横向机动能力，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，采用源于楔形一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，可将飞行器上表面设计成膨胀面，这样可提供附加的升力旧芦Ｊ。

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口【柏】。

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人口参数，一２４６一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，导致它在低马赫数来流条件下不能自起动，同时它较长Ｈ¨，不利于工程设计。

因此，国内外的研究工作主要用于解决该进气道低马赫数下的自起动问题以及工程实用化问题。

ＷｉｅＤＶａｎ等ｍ１对用于高超声速飞行的Ｂｕｓｅ—ｍａｎｎ进气道的构建过程进行了详细阐述，并对其进行了设计和试验。

ＤｒａｙｎａＴｒａｖｉｓＷ，ＴａｍＣｈｕｎｇ－Ｊｅｎ和美国ＮＡＳＡ兰利研究中心的ＳｍａｒｔＭＫ等人旧。

副对Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道的无粘特性、低马赫数起动问题进行了分析和试验论证，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。