鄧 帆, 葉友達(dá), 焦子涵, 劉 輝

(1. 中國運載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點實驗室, 北京 100191; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 國家計算流體力學(xué)實驗室, 四川 綿陽 621000; 3. 謝菲爾德大學(xué) 機械工程學(xué)院, 謝菲爾德 S13JD)

HIFiRE項目中氣動/推進(jìn)一體化高超聲速飛行器設(shè)計研究

鄧 帆1,3,*, 葉友達(dá)2, 焦子涵1, 劉 輝1

(1. 中國運載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點實驗室, 北京 100191; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 國家計算流體力學(xué)實驗室, 四川 綿陽 621000; 3. 謝菲爾德大學(xué) 機械工程學(xué)院, 謝菲爾德 S13JD)

美澳通過HIFiRE項目在高超聲速飛行器的氣動、推進(jìn)和控制等領(lǐng)域進(jìn)行了深入探索，并對一體化設(shè)計有動力飛行器的高速性能進(jìn)行了評估。以單項驗證、步步推進(jìn)的系列飛行試驗方式，對乘波體布局以及不同動力方式開展原理研究，結(jié)合飛行試驗對設(shè)計狀態(tài)進(jìn)行驗證，取得一系列有價值的飛行數(shù)據(jù)和階段性成果。通過梳理氣動/推進(jìn)一體化過程中相關(guān)飛行試驗，提煉出總體設(shè)計中的關(guān)鍵技術(shù)和試驗結(jié)論，并對有動力飛行器的發(fā)展趨勢作了分析。研究顯示發(fā)生轉(zhuǎn)捩的單位雷諾數(shù)范圍在3×106～4×106之間，適應(yīng)小迎角高升力特點的乘波體與超燃沖壓發(fā)動機的組合成為優(yōu)選方案，所取得的成果為帶超燃沖壓發(fā)動機高速飛行器總體方案設(shè)計提供了一定的參考。

氣動布局；推進(jìn)系統(tǒng)；一體化設(shè)計；高超聲速；飛行試驗

0 引 言

近年來以美國為主的西方大國加速了對臨近空間的探索，在技術(shù)轉(zhuǎn)化目標(biāo)上，主要瞄準(zhǔn)中遠(yuǎn)程高速打擊武器，X-43系列及HyFly項目的失利使得美國開始重視高超聲速領(lǐng)域重點專業(yè)的基礎(chǔ)理論研究，同時為提升效率和分擔(dān)風(fēng)險，美國空軍研究實驗室(AFRL)和澳大利亞國防科技機構(gòu)(DSTO)牽頭于2006年啟動了HIFiRE(Hypersonic International Flight Research Experimentation Program)項目，多國國防機構(gòu)以及科研單位參與，如圖1所示，旨在采用“經(jīng)濟(jì)、可行、原理性試驗手段”研究重要的高超聲速現(xiàn)象，從而加速遠(yuǎn)程精確打擊飛行器的技術(shù)發(fā)展，項目定位于為X-51以及后續(xù)全球遠(yuǎn)程高速打擊武器(HSSW)積累技術(shù)基礎(chǔ)[1-2]。近期目標(biāo)為戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈(5～10年)，中期目標(biāo)為高超聲速飛機(10～20年)，遠(yuǎn)期目標(biāo)為吸氣式推進(jìn)的跨大氣層飛行器、空天飛機(20～30年)。

在HIFiRE項目中，總體目標(biāo)是對帶超燃沖壓發(fā)動機的乘波體飛行器高超聲速性能進(jìn)行驗證，按照不同專業(yè)及層級分為3部分，第1部分是系統(tǒng)測試、轉(zhuǎn)捩機理研究以及乘波體布局設(shè)計，包括HIFiRE-0、HIFiRE-1、HIFiRE-5、HIFiRE-5B、HIFiRE-4；第2部分是對超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換、燃料注入方式以及進(jìn)氣道性能的驗證，分別為HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7、HIFiRE-7B；第3部分是采用自適應(yīng)控制策略的一體化設(shè)計飛行器無動力滑翔及有動力巡航的性能驗證，即HIFiRE-6、HIFiRE-8，同時系列試驗中涉及防隔熱材料及結(jié)構(gòu)設(shè)計等技術(shù)的驗證，項目具體情況如表1所示。

表1 HIFiRE項目飛行試驗Table 1 Flight test of HIFiRE project

目前已完成8次飛行試驗，截至2017年預(yù)計還將開展3次飛行試驗(考慮HIFiRE-7失敗后增加的HIFiRE-7B)。作為近10年來在探索臨近空間有動力飛行器技術(shù)方面國際參與度最高、系列試驗次數(shù)最多、獲取飛行試驗數(shù)據(jù)量最大的項目，在氣動布局設(shè)計和推進(jìn)系統(tǒng)研發(fā)等多方面取得一系列有價值的數(shù)據(jù)。本文圍繞氣動/推進(jìn)一體化技術(shù)，聚焦氣動、動力和控制等專業(yè)，梳理相關(guān)飛行試驗研究成果。

1 乘波體設(shè)計及控制策略驗證

在30km左右高度飛行的高超聲速飛行器氣動方面首要面臨的問題是轉(zhuǎn)捩，在一定雷諾數(shù)、高度、姿態(tài)下，由于轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致的氣動熱及壓心位置變化對飛行器的材料和控制系統(tǒng)均有關(guān)鍵性影響，為此在經(jīng)過HIFiRE-0對發(fā)射、遙測系統(tǒng)的測試過后，采用同樣的二級助推Terrier-Orion將7°半錐角的圓錐體有效載荷送入30km高度的試驗段，為研究激波邊界層干擾載荷尾部帶33°外擴(kuò)圓柱，在彈道下降段進(jìn)行了轉(zhuǎn)捩試驗[3-6]，如圖2所示。

為研究升力體外形的轉(zhuǎn)捩特點，HIFiRE-5載荷設(shè)計為長短軸之比為2∶1的橢圓錐，使得三維效應(yīng)和橫向流動更加明顯[7-9]，飛行彈道如圖3所示，采用二級助推VS-30發(fā)射，由于二級火箭未成功點火，試驗失敗，后續(xù)的HIFiRE-5B進(jìn)入試驗窗口幾秒后因為舵面燒蝕產(chǎn)生滾動發(fā)散，造成飛行器失控，取得了部分試驗數(shù)據(jù)。

飛行試驗結(jié)果顯示，圓錐體外形上橫向流動和Mack第二模態(tài)的不穩(wěn)定性是引起轉(zhuǎn)捩的主要因素，而橢圓錐外形上流動特點為沿中心線的第二模態(tài)以及前緣和中心線之間的橫流渦誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩[10-12]；轉(zhuǎn)捩位置從后體向前端推進(jìn)，橫流失穩(wěn)導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩過程中背風(fēng)面先于迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩；圓錐體外形隨著迎角的增加橫流增大，而橢圓錐表面變化趨勢恰好相反；轉(zhuǎn)捩發(fā)生的單位雷諾數(shù)范圍在3×106～4×106之間，熱敏傳感器顯示激波邊界層的干擾使得飛行器擴(kuò)張段轉(zhuǎn)捩后熱傳導(dǎo)數(shù)值迅速上升4倍。

在臨近空間的飛行器布局設(shè)計時，需要綜合考慮裝填比和升阻特性[13]，高升阻比是設(shè)計優(yōu)先目標(biāo)，升力體和乘波體在這兩方面各有優(yōu)劣，作為帶動力飛行器，還需要滿足推進(jìn)系統(tǒng)正常工作的姿態(tài)約束，升力體的高升阻比主要體現(xiàn)在中等迎角，相比較而言，乘波體在小迎角范圍的高升阻特性與超燃沖壓發(fā)動機進(jìn)氣道對迎角的需求匹配度更高，同時，不同方法構(gòu)造的乘波體外形中，密切錐面乘波體在與進(jìn)氣道外形的融合及綜合氣動性能方面表現(xiàn)較好[14]，因此HIFiRE-4方案設(shè)計中采用了密切錐面乘波體，全長1.989m，寬0.512m，底部平面高0.289m，重心位置Xcg=0.586。主翼外沿截斷以適應(yīng)整流罩邊界尺寸，兩側(cè)的豎直平面在保證航向穩(wěn)定性的同時可防止翼尖三維效應(yīng)產(chǎn)生泄壓而造成升力損失，更好體現(xiàn)出乘波體的高升阻比優(yōu)勢，Ma=7、q=35kPa時乘波體在5°迎角附近達(dá)到5.6的最大升阻比，在進(jìn)行大迎角機動時2左右的升阻比也與常規(guī)旋成體外形相當(dāng)[15]，由于飛行器滑翔飛行段主要在30km以及Ma3以下，因此材料上設(shè)計為銅制迎風(fēng)前緣，鋁制大面積體身，彈道規(guī)劃如圖4所示。

除了對乘波體的氣動特性進(jìn)行驗證外，HIFiRE-4另一個目的是測試高超聲速助推滑翔飛行器大氣層內(nèi)的姿態(tài)控制能力[16-17]。方案設(shè)計中2個相同的飛行器“背靠背”安裝，沿彈道下降過程中在29.5km高度彈道傾角-70°，通過氣動控制25°大迎角拉起到33km高度，速度降為Ma4，在高度27km以6°迎角實現(xiàn)水平滑翔，其后2個飛行器開展各自機動，DSTO飛行器控制實現(xiàn)大迎角拉起，Boeing飛行器驗證水平滑翔控制。在大迎角機動過程中，為保證飛行器的姿態(tài)可控，需要在彈道規(guī)劃上重點關(guān)注動壓和迎角，如圖5所示，拉起后轉(zhuǎn)為平衡滑翔的過程控制設(shè)計為2步:迎角先從25°降到10°，待動壓降到合適值后再減小到-5°，同時通過滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生體身傾側(cè)以減小升力從而避免彈道爬升趨勢。

通過HIFiRE-1、HIFiRE-5的飛行試驗，形成并驗證了轉(zhuǎn)捩的預(yù)示手段，積累起對飛行器表面摩擦阻力的計算方法，在HIFiRE-4的布局設(shè)計過程中，因為經(jīng)費和進(jìn)度的限制未開展地面試驗，采用了以無粘歐拉數(shù)值方法搭配摩阻修正的方式搭建全套氣動數(shù)據(jù)庫，并且在飛行試驗中得到有效驗證。

2 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計及工作性能評估

超燃沖壓發(fā)動機作為HIFiRE項目的推進(jìn)系統(tǒng)，飛行試驗中設(shè)計了HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7分別研究發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換，RF(Radical Farming)燃料注入技術(shù)以及REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)進(jìn)氣道性能。

HIFiRE-2采用三級助推Terrier-Terrier-Oriole發(fā)射，進(jìn)入試驗段然后三級點火[18-20]，在86.2kPa的恒定動壓下將馬赫數(shù)從5.5加速到8.5，如圖6所示，發(fā)動機實現(xiàn)從亞燃到超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換，燃燒物濃度通過TDLAS(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy)完成測量[21]。

為抑制內(nèi)流場的流動分離，提高流動抗反壓的能力，確保進(jìn)氣道正常工作，壓縮面邊界層在進(jìn)入內(nèi)流道前需要完成轉(zhuǎn)捩[22-23]，HIFiRE-2的進(jìn)氣道在距前緣端頭381mm處設(shè)置了強制轉(zhuǎn)捩帶，如圖7所示，帶碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機的試驗飛行器在30km高度、Ma=6～8的加速飛行條件下工作了12s，成功完成模態(tài)轉(zhuǎn)換測試。

HIFiRE-3由二級火箭VS-30 Orion助推，彈道高點345km，下降過程中第二級火箭帶飛，試驗段加速達(dá)到Ma8、高度30km，有效載荷為軸對稱外形超燃沖壓發(fā)動機，三級壓縮內(nèi)轉(zhuǎn)式錐形進(jìn)氣道，采用RF燃料注入技術(shù)[24]，通過飛行試驗驗證氫燃料超燃沖壓發(fā)動機高收縮比進(jìn)氣道以及燃燒室的性能。

超燃沖壓發(fā)動機在飛行器上的實用化關(guān)鍵問題是發(fā)動機需要產(chǎn)生凈推力，在設(shè)計上通過優(yōu)化燃燒室長度盡可能減小內(nèi)流道摩阻及自身結(jié)構(gòu)重量。結(jié)合HIFiRE-3飛行試驗，在“RF”燃料注入技術(shù)的基礎(chǔ)上，如圖8所示，發(fā)展出2種不同的燃料噴射方式：多孔介質(zhì)燃料噴射PMFI(Porous Media Fuel Injection)和離散孔燃料噴射DPFI(Discrete Porthole Fuel Injection)[25-26]。

DPFI方式由于射流和高速來流干擾形成強弓形激波，導(dǎo)致大的總壓損失，同時造成噴射器附近的流動分離，如圖9所示，PMFI方式射流和高速來流相互作用形成弱斜激波，從而在燃燒室內(nèi)形成更強的激波串，有效增強燃料/空氣混合，提升燃燒效率[27-28]；與DPFI相比，PMFI方式下燃料在燃燒室內(nèi)分布更均勻，由燃燒導(dǎo)致的壓力上升也更高，減小了總壓和溫度損失，在載荷設(shè)計上，采用PMFI方式達(dá)到相同的燃燒效率，燃燒室長度可縮短25%。

HIFiRE-7由二級火箭VSB-30發(fā)射，進(jìn)氣道及有效載荷如圖10所示，為盡可能減少氣動力和推力的軸向不對稱性，2臺超燃沖壓發(fā)動機對稱分布，同時其流道具有相同的燃料時間表。飛行試驗用于驗證采用REST進(jìn)氣道的乙烯燃料超燃沖壓發(fā)動機[29-31]，并測量發(fā)動機產(chǎn)生的凈推力。試驗飛行段Ma8.5，高度26～32km，HIFiRE-7的上升段和大部分的再入段工作正常，在試驗段飛行結(jié)束前15s，遙測數(shù)據(jù)丟失，評估可能是遙測系統(tǒng)中的電壓調(diào)節(jié)器過熱，在飛行初期接收的數(shù)據(jù)表明，飛行器工作正常，飛行軌跡符合預(yù)期，超聲速流場在燃燒室成功建立。

在試驗段為達(dá)成REST超燃沖壓發(fā)動機的最大推力性能，首要關(guān)鍵是阻力最小，UQ(University of Queensland)提出通過邊界層內(nèi)燃燒減阻的方式，涉及燃料噴射以及超聲速湍流邊界層內(nèi)的氫燃燒[32-33]，燃燒釋放熱量，升高邊界層內(nèi)溫度，降低了邊界層密度和雷諾應(yīng)力，從而減少燃燒室摩阻，通過附面層內(nèi)的燃料燃燒，燃燒室內(nèi)的摩阻最大可減小61%，有效提高推進(jìn)系統(tǒng)工作性能。

3 乘波體/超燃沖壓發(fā)動機一體化設(shè)計

按照總體規(guī)劃，依次完成無動力高升阻比乘波體氣動、控制特性研究,發(fā)動機工作性能驗證后，氣動/推進(jìn)的一體化設(shè)計成為關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)的重點[34]，為控制項目風(fēng)險，分為2步進(jìn)行，第1步是一體化設(shè)計通流狀態(tài)無動力的帶飛行試驗HIFiRE-6[35]，第2步是有動力巡航飛行試驗HIFiRE-8。HIFiRE-6主要驗證氣動/推進(jìn)一體化設(shè)計的高超聲速飛行器的控制能力，彈道規(guī)劃如圖11所示，采用Terrier-Terrier-Oriole三級助推，試驗段內(nèi)速度Ma6～7，維持50kPa動壓進(jìn)入無動力巡航階段。

飛行器全長2.229m，翼展0.776m，三級助推直徑0.56m，在主動段采用保形整流罩，進(jìn)入試驗段后拋罩，在通流條件下探索進(jìn)氣道的啟動范圍，并測試自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)AFCS(Automatic Flight Control System)高超聲速階段的控制能力[36]。氣動方面主要關(guān)鍵點為帶大升力面飛行器的全彈穩(wěn)定性設(shè)計[37-38]，如圖12所示，通過CFD手段進(jìn)行布局優(yōu)化來保證高速階段的操穩(wěn)性能，同時此類飛行器的拋罩及分離安全性均與旋成體飛行器的特性不同，需要大量數(shù)值及地面試驗的支撐。

HIFiRE-8采用二級火箭VS-40助推[39]，在與乘波體進(jìn)行匹配的進(jìn)氣道方案選擇中，考慮到在一體化設(shè)計上的整體性能，REST進(jìn)氣道由于其外形上方轉(zhuǎn)圓的特點，前段和乘波體的扁平頭部能實現(xiàn)幾何面上的整體貼合，同時乘波體迎風(fēng)面能保證對來流的有效預(yù)壓縮，和軸對稱進(jìn)氣道比較有明顯優(yōu)勢，HIFiRE-8在一體化外形設(shè)計的基礎(chǔ)上，目的是驗證帶動力飛行器的巡航及加速性能，飛行彈道與HIFiRE-6相似，如圖13所示，試驗計劃2017年完成Ma7、55kPa動壓條件下30s的巡航飛行。

4 高超聲速有動力飛行器發(fā)展趨勢

在HIFiRE項目進(jìn)行過程中，低成本(采用探空火箭發(fā)射)、有一定技術(shù)風(fēng)險的試驗方案是其基本特點，由此試驗開展均是對重點專業(yè)技術(shù)的驗證和外部環(huán)境邊界的探索。提取與布局設(shè)計和動力性能測試相關(guān)的飛行試驗，按照高度和馬赫數(shù)整理，如圖14所示，可見關(guān)注重點空域22～38km，速域Ma4～8，對于超燃沖壓發(fā)動機推進(jìn)技術(shù)和高超聲速自適應(yīng)控制系統(tǒng)而言，來流馬赫數(shù)和動壓直接影響推進(jìn)系統(tǒng)的正常工作，因此在超燃沖壓發(fā)動機測試的飛行試驗中，基本保持50kPa左右的恒定動壓，同時，這個區(qū)域中轉(zhuǎn)捩和氣動加熱并存，對飛行器氣動性能的需求以及結(jié)構(gòu)材料的約束也影響著飛行走廊的制定，綜合考慮氣動、推進(jìn)系統(tǒng)的驗證要求，高度上邊界主要由進(jìn)氣道對空氣的需求量限制，下邊界由飛行器的結(jié)構(gòu)載荷及氣動阻力限制，通過飛行試驗積累起大量此區(qū)域的飛行數(shù)據(jù)，形成對轉(zhuǎn)捩特性的預(yù)示方法以及飛行器氣動性能的快速評估手段，完成超燃沖壓發(fā)動機工作性能評估以及對外部環(huán)境(迎角、側(cè)滑角、動壓等)邊界的探索。

美國在超燃沖壓發(fā)動機高超聲速飛行器方面有強大的技術(shù)積累[40-42]，從時間縱向上可見，項目的制定有明顯的技術(shù)延續(xù)性特點，如圖15所示，圖中橫軸是時間，縱軸是飛行高度，飛行器下方是飛試馬赫數(shù)及研制單位，Hyper-X以及HyTech對雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換和高超聲速工作性能進(jìn)行了前期驗證，HyFly研究了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機在高超聲速導(dǎo)彈上的應(yīng)用，HyShot以及HyCAUSE的成功使得美澳基本掌握了Ma4～10超燃沖壓發(fā)動機的工程實用性技術(shù)，同時，在項目進(jìn)行過程中注重有效固化階段性成果，做到技術(shù)有一定獨立性及拓展性，HIFiRE在開展的同時，美國還與德國聯(lián)合開展HIFEX項目，在轉(zhuǎn)捩的研究上共用HIFiRE-1外形，擴(kuò)充高超聲速外形氣動數(shù)據(jù)庫，并在氣動和材料結(jié)構(gòu)研究方面共享成果；通過HIFiRE項目的穩(wěn)步推進(jìn)，在高速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)方面支撐X-51以及后續(xù)HSSW。

5 結(jié) 論

臨近空間范圍的高速飛行器具有高高度、低阻力的飛行優(yōu)勢，為提升航程和機動性，帶動力的高超聲速飛行器是未來的主要發(fā)展方向，根據(jù)對HIFiRE項目系列飛行試驗的梳理，得出以下結(jié)論：

(1) 臨近空間環(huán)境下，高超聲速飛行器的轉(zhuǎn)捩與多種因素相關(guān)，目前相對可靠的判斷依據(jù)是雷諾數(shù)大小，通過HIFiRE-1和HIFiRE-5的驗證，轉(zhuǎn)捩起始單位雷諾數(shù)在3×106～4×106之間，米量級飛行器發(fā)生轉(zhuǎn)捩的高度在25～35km，需要指出的是，具體情況還需考慮飛行姿態(tài)、飛行器結(jié)構(gòu)材料以及物面粗糙度等；在布局設(shè)計上通過對轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)示可支撐總體方案氣動布局及防隔熱材料的設(shè)計，同時，通過飛行試驗驗證，形成了一套快速建立氣動數(shù)據(jù)庫的數(shù)值方法，有效提升了布局設(shè)計水平及效率。但從HIFiRE-5B因舵面燒蝕造成飛行器失控的現(xiàn)象可見，在激波干擾以及熱流預(yù)示等方面還需要進(jìn)一步完善數(shù)值評估方法；

(2) 推進(jìn)系統(tǒng)方面，通過對模態(tài)轉(zhuǎn)換、燃料注入方式、進(jìn)氣道設(shè)計和燃?xì)饣旌闲实臏y試，全面掌握超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速工作性能及外部環(huán)境邊界；通過進(jìn)氣道注入燃料、提升燃燒效率、邊界層內(nèi)燃燒減阻等方式縮短發(fā)動機長度，以低阻高推力為目標(biāo)優(yōu)化發(fā)動機，瞄準(zhǔn)關(guān)鍵部件的設(shè)計和拓寬工作馬赫數(shù)范圍，從而提升飛行器的加速性能；

(3) 在氣動/推進(jìn)一體化設(shè)計過程中，氣動外形設(shè)計主要考慮滿足遠(yuǎn)射程的高升阻比特性以及適應(yīng)動力系統(tǒng)的工作模式，適應(yīng)小迎角高升力特點的乘波體與超燃沖壓發(fā)動機的組合成為最優(yōu)方案；飛行試驗驗證了一體化設(shè)計外形的高升阻比特性，在后續(xù)試驗中，對大升力面彈頭和主動段分離穩(wěn)定性、高升阻比飛行器在有/無動力階段轉(zhuǎn)換過程中的操控性將繼續(xù)驗證帶動力飛行器的飛行性能，作為有動力飛行器設(shè)計的重點之一，自適應(yīng)的飛控系統(tǒng)需要在不同外部條件的飛試中進(jìn)行考驗和優(yōu)化。

最后，作為一款瞄準(zhǔn)戰(zhàn)術(shù)打擊武器的研究項目，超燃動力在工程實用化上面臨的最大問題是有效載荷的裝填效率，針對減阻目標(biāo)設(shè)計的氣動/推進(jìn)高度一體化外形使得飛行器內(nèi)部裝填空間嚴(yán)重受限，在實用化過程中，需要其余系統(tǒng)的集成化、小型化以及配合總體設(shè)計的部件異形化做支撐。

[1]Dolvin D. Hypersonic international flight research and experimentation(HIFiRE) fundamental science and technology development strategy[R]. AIAA-2008-2581, 2008.

[2]Schmisseur J D. Hypersonics into the 21st century: a perspective on AFOSR-sponsored research in aerothermodynamics[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2015, 72: 3-16.

[3]Kimmel R,Adamczak D, Stanfield S, et al. HIFiRE-1 boundary layer transition measurements[C]//Proceedings of the 28th International Congress of the Aeronautical Sciences, 2012.

[4]Adamczak D, Kimmel R L, Paull A, et al. HIFiRE-1 flight trajectory estimation and initial experimental results[R]. AIAA-2011-2358, 2011.

[5]Li F,Choudhari M, Chang C L, et al. Hypersonic transition analysis for HIFiRE experiments[C]. Hypersonic Laminar-Turbulent Transition Meeting, California, 2012.

[6]Willems S, Gülhan A, Juliano T J, et al. Laminar to turbulent transition on the HIFiRE-1 cone at Mach 7 and high angle of attack[R]. AIAA-2014-0428, 2014.

[7]Kimmel R,Adamczak D, Berger K, et al. HIFiRE-5 flight vehicle design[R]. AIAA-2010-4985, 2010.

[8]Kimmel R L,Adamczak D, Juliano T J. HIFiRE-5 flight test preliminary results[R]. AIAA-2013-0377, 2013.

[9]Jewell J S, Miller J H, Kimmel R L. Correlation of HIFiRE-5 flight data with computed pressure and heat transfer[R]. AIAA-2015-2319, 2015

[10]Kimmel R L,Adamczak D, Borg M, et al. HIFiRE-1 and HIFiRE-5 test results[R]. AFRL-RQ-WP-TR-2014-0038, 2014.

[11]Borg M P, Kimmel R L, Stanfield S. Travelingcrossflow instability for the HIFiRE-5 elliptic cone[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2015, 52(3): 664-673.

[12]Kimmel R L, Borg M P, Jewell J S, et al. HIFiRE-5 boundary layer transition and HIFiRE-1 shock boundary layer interaction[R]. AFRL-RQ-WP-TR-2015-0151. 2015

[13]葉友達(dá). 高超聲速空氣動力學(xué)研究進(jìn)展與趨勢[J]. 科學(xué)通報, 2015, 60: 1095-1103. Ye Y D. Advances and prospects in hypersonic aerodynamics[J]. ChinSci Bull, 2015, 60: 1095-1103.

[14]賀旭照, 周正, 毛鵬飛, 等. 密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計和試驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2014, 28(3): 39-44. He X Z, Zhou Z, Mao P F, et al. Design and experimental study of osculating inward turning conewaverider/inlet(OICWI)[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(3): 39-44.

[15]Smith T R,Bowcutt K G, Selmon J R, et al. HIFiRE-4: a low-cost aerodynamics, stability, and control hypersonic flight experiment[R]. AIAA-2011-2275, 2011.

[16]Prime Z, Doolan C, Cazzolato B. Longitudinal ‘L’ adaptive control of a hypersonic re-entry experiment[C]. AIAC15: 15th Australian International Aerospace Congress. 2013: 717.

[17]Lau K Y, Woo Y, Tran J, et al. The aerothermal, thermal and structural design process and criteria for the HIFiRE-4 flight test vehicle[R]. AIAA-2012-5842, 2012.

[18]Cabell K, Hass N,Storch A, et al. HIFiRE direct-connect rig

(HDCR) phase I scramjet test results from the NASA Langley arc-heated scramjet test facility[R]. AIAA-2011-2248, 2011.

[19]Jackson K R, Gruber M R, Buccellato S. HIFiRE flight 2 overview and status update 2011[R]. AIAA-2011-2202, 2011.

[20]Kevin Jackson, Mark Gruber, Salvatore Buccellato. An overview of the HIFiRE flight 2 project[R]. AIAA-2013-0695, 2013.

[21]姚路, 劉文清, 闞瑞峰, 等. 小型化 TDLAS 發(fā)動機測溫系統(tǒng)的研究及進(jìn)展[J]. 實驗流體力學(xué), 2015, 29(1): 71-76. Yao L, Liu W Q, Kan R F, et al. Research and development of a compact TDLAS system to measure scramjet combustion temperature[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29(1): 71-76.

[22]趙慧勇, 易淼榮. 高超聲速進(jìn)氣道強制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計綜述[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(5): 623-627. Zhao H Y, Yi M R. Review of design for forced-transition trip of hypersonic inlet[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(5): 623-627.

[23]Ferlemann P G. Forebody and inlet design for the hifire 2 flight test[C]. JANNAF Airbreathing Propulsion Subcommittee Meeting, Boston, Massachusetts, 2008.

[24]Boyce R R, McIntyre T. Combustion scaling laws and inlet starting for Mach 8 inlet-injection radical farming scramjets[R]. AOARD 2010-094019, 2010.

[25]Capra B R, Boyce R R, Brieschenk S. Numerical modelling of porous injection in a radical farming scramjet[C]. Proceedings of the 28th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, 2012.

[26]Capra B R, Boyce R R, Kuhn M, et al. Porous versus porthole fuel injection in a radical farming scramjet: numerical analysis[J]. Journal of Propulsion and Power, 2015, 31(3): 789-804.

[27]Capra B R. Porous fuel injection with oxygen enrichment in a viable scramjet engine[C]//The Proceedings of the 19th Australasian Fluid Mechanics Conference, 2014

[28]Ogawa H, Capra B,Lorrain P. Numerical investigation of upstream fuel injection through porous media for scramjet engines via surrogate-assisted evolutionary algorithms[R]. AIAA-2015-0884, 2015.

[29]Eggers T, Silvester T B, Paull A, et al. Aerodynamic design of hypersonic re-entry flight HIFiRE 7[R]. AIAA-2009-7256, 2009.

[30]Roberts M E, Smart M K, Frost M A. HIFiRE 7: design to achieve scientific goals[R]. AIAA-2012-5841, 2012.

[31]Gollan R J, Ferlemann P G. Investigation of REST-class hypersonic inlet designs[R]. AIAA-2011-2254, 2011.

[32]Wilson Y K Chan, David J Mee, Michael K Smart, et al. Drag reduction by boundary-layer combustion: effects of flow disturbances from rectangular-to-elliptical-shape-transition inlets[J]. Journal of Propulsion and Power, 2015, 31(5): 1256-1267.

[33]Chan W Y K,Mee D J, Smart M K, et al. Boundary layer combustion for viscous drag reduction in practical scramjet configurations[C]. 27th International Council of the Aeronautical Sciences, 2010

[34]黃偉, 羅世彬, 柳軍, 等. 基于乘波技術(shù)的高超聲速巡航飛行器發(fā)展趨勢與管理模式[J]. 導(dǎo)彈與航天運載技術(shù), 2009, (4): 23-29. Huang W,Luo S B, Liu J, et al. Developmental trend and administrative mode of hypersonic cruise vehicle based on waverider technique[J]. Missile and Space Vehicle, 2009, (4): 23-29

[35]Bolender M A, Staines J T, Dolvin D J. HIFiRE 6: an adaptive flight control experiment[C]. 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Nashville, TN, 2012. AIAA-2012-0252

[36]Wiese D P,Annaswamy A M, Muse J A, et al. Adaptive control of a generic hypersonic vehicle[C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control (GNC) Conference, 2013. AIAA-2013-4514

[37]Bisek N J. High-fidelity simulations of the HIFiRE-6 flow path at angle of attack[C]. 46th AIAA Fluid Dynamics Conference, 2016. AIAA-2016-4276

[38]Eric J S, Scott R H, Casey J R, et al. HIFiRE-6 unstart conditions at off-design Mach numbers[C]. 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2015. AIAA-2015-0109

[39]Alesi H, Paull A, Smart M, et al. A concept for the HIFiRE-8 flight test[C]. 22nd ESA Symposium on European Rocket and Balloon Programmes and Related Research, 2015, 730: 401-408

[40]Laurence S J, Karl S,Hannemann K. Experimental and numerical investigation of the HyShot II flight experiment[C]. 29th International Symposium on Shock Waves 1. Springer International Publishing, 2015: 307-312

[41]Berry S A, Berger K T,Brauckmann G J, et al. NASA Langley experimental aerothermodynamic contributions to slender and winged hypersonic vehicles[C]. 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2015: 0213

[42]Walker S, Rodgers F,Paull A, et al. HyCAUSE flight test program[R]. AIAA-2008-2580, 2008.

(編輯：張巧蕓)

Research on HIFiRE project’s hypersonic vehicle integrated design of aerodynamic and scramjet propulsion

Deng Fan1,3,*, Ye Youda2, Jiao Zihan1, Liu Hui1

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100191, China; 2. National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 3. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S13JD, UK)

By the HIFiRE project, America and Australia have deeply investigated the aerodynamics, propulsion and controlling system of hypersonic aircrafts. The high-speed ability is evaluated for the integrated design of aircrafts with propulsion system. A series of valuable flight-data and staged achievements are obtained by the flight tests of single-target evaluation and step-by-step improvement, the principal study of waverider shapes and different propulsion systems, and the verification of designing condition by flight tests. The key technique and experimental conclusion are summarized for the overall design by organizing the flight tests of dynamics/propulsion integrated processes. Moreover, the developing trend is analyzed for the aircraft with propulsion system. The results show that the unit Reynolds number of the transition is between 3×106and 4×106, and a combination of scramjet and waverider with high lift characteristics at small attack angle is the optimized design, which gives some suggestions for the overall design of high-speed aircrafts with scramjet.

aerodynamic layout;propulsion system;integrated design;hypersonic;flight test

2016-08-25;

2016-09-30

留學(xué)基金委航天國際化創(chuàng)新型人才培養(yǎng)項目(留金法[2015]5138)

DengF,YeYD,JiaoZH,etal.ResearchonHIFiREproject’shypersonicvehicleintegrateddesignofaerodynamicandscramjetpropulsion.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 73-80. 鄧 帆, 葉友達(dá), 焦子涵, 等.HIFiRE項目中氣動/推進(jìn)一體化高超聲速飛行器設(shè)計研究. 實驗流體力學(xué), 2017, 31(2): 73-80.

1672-9897(2017)02-0073-08

10.11729/syltlx20160125

V211.7;V423.9

A

鄧 帆(1982-)，男，四川綿陽人，高級工程師。研究方向：高速飛行器設(shè)計。通信地址：北京9200信箱89分箱11號(100076)。E-mail: dengfan@sina.com

*通信作者 E-mail: dengfan@sina.cn