在Holloman高速火箭橇上的非污染的高超声速推进系统测试
序言
亚燃及超燃冲压发动机技术的应用，需要有一套高空高马赫数的发动机工作环境的模拟系统。这里存在来流空气的模拟和低压环境的模拟问题。来流模拟是通过对高压气罐空气加热来实现，有储热式和即时加热式。一般采用即时加热方式，常用燃油液体火箭发动机式加热。这种加热方式一是要消耗气体中的氧，二是要产生废气污染工质，进入发动机的气体不是纯正的空气，所以还要补氧。致使供气系统变得复杂。
对于低压环境的模拟主要是大空间抽真空和主被动引射，这样也会使系统复杂，制造和使用成本偏高。
一种高速滑轨（火箭橇），火箭助推的实验舱，可能成为高马赫数及高空模拟的新手段。使用收敛/扩散(CD)喷管和超音速扩散/扩散(SDD)喷管两种方式，均可获得高Ma和高空低压工况。然而压力、温度和速度如何协调，却是一个需要深入研究的内容，其中不免要进行折衷和取舍。
对于连续变马赫数试验条件的获得，需要研究调节机构和流场参数的变化规律，以及是否需要引射来维持实验舱内的低压环境，或在轨道上搭建一个真空室。
美国是最早进行超音速火箭撬试验研究的国家。早在1944年，加州中国湖基地就建成代号“B-4”的火箭撬滑轨，全长2073米，主要用于导弹高速性能测试；1944年，在加州空军基地建成代号“Gee Whiz”的火箭撬试验滑轨，全长2000英尺，后新增一条高速滑轨延长至6096米；1953年，美国海军建成一条超音速火箭撬滑轨，全长6569米，试验最大速度可达Ma4.0；1954年在霍洛曼空军基地建成最著名、规模最大、功能最齐全、试验能力最强的“霍洛曼滑轨（HHSTT轨）”，后延长至15.48公里，成为世界上最长且速度最快的滑轨，在2003年其最大速度达到Ma8.5。目前美国共有超声速火箭撬滑轨20余条，火箭撬试验应用十分广泛，技术卓越，其正在研制的火箭撬滑轨最高速度达Ma12。美国国防部规定，飞行器惯导系统必须经过火箭撬试验才能进行进一步的飞行试验，也必须采购进行过火箭撬试验的惯导系统用于设计研究。
美国霍洛曼空军基地的火箭撬滑轨
8.5Ma试验滑车
本文介绍了Stewart B. Lumb*和 Neil Bosmajian（2005年）的研究成果，一种新的冲压发动机试验条件，试图开拓思路。
作者：Stewart B. Lumb* and Neil Bosmajian。The Boeing Company, Huntington Beach, CA, 92647，2005年
这里提出了一个概念，在无污染的地面测试环境下测试超燃冲压发动机使用高速测试轨道在霍洛曼（Holloman）空军基地。这个概念包括在火箭橇上安装一个收敛/发散或超音速喷管，并使用火箭推进将火箭橇加速到超音速速度。测试件安装在喷管内部，在喷管加速到更高的速度后，流体膨胀到较低的压力和温度。介绍了喷管的初步概念以及超音速喷管的详细设计。给出了几个候选喷管的CFD分析结果，结果表明，为了达到超燃冲压发动机所要求的高等效高度，需要进行两次和三次Ma扩展(高于火箭推进获得的速度)。如果把Ma扩大两个或三个，温度就会膨胀得太远，需要对空气进行预热。确定了进一步完善这一概念的工作。
命名法
h=高度，英尺
m =Ma
P∞=静压，psi
Pexit =喷管出口压力，psi
q =动态压力，psf
T =静态温度，ºR
Texit =喷管出口温度，ºR
Tpea =对应压力等效高度的温度，ºR
Treq=喷管进口所需的温度，以提供喷管出口的静态温度
Tpea=对应高度下的温度，ºR
ΔT= Tpea – Texit，ºR
ΔTreq = Treq与530ºR(70ºF)的标称温度之差，ºR
1.介绍
吸气式发动机开发人员一直希望有一个大规模、高保真的地面测试设施来测试他们的系统。然而，地面测试设施非常有限。需要开发新的地面测试设施，以降低未来吸气式发动机开发的风险，特别是，目前的风洞不能模拟飞行条件，没有一些适应性好的测试介质。在高超声速Ma下，高静压要求高总压。为了防止液化，需要高温。大多数设备使用燃烧器来提高温度，通过这样做引入燃烧产物，从而破坏(或污染)流动。能够在不破坏流动的情况下模拟飞行条件的地面测试设施将是一项宝贵的系统。
波音公司与Holloman空军基地合作，开发了一个概念，用于高超音速飞行级超燃冲压发动机的地面测试设施，将模拟大气飞行。基本的操作概念是开发一个安装在火箭橇上的冲压空气动力风洞。这个概念提供了无污染的、类似飞行的动态环境，包括温度、压力和速度。优点是降低了成本和风险(相对于飞行测试计划)，能够在测试结束时收回测试物品进行检查，并延长了测试时间。
这里报告的工作包括计划的前两个阶段。第一阶段是评估初步设计概念的可行性研究。两种类型的喷管概念进行了评估-收敛/扩张(CD)喷管和超音速扩散/扩张(SDD)喷管。同时，起草了这两个概念的概念设计，以确定所需硬件的范围。
第二阶段的工作是在几个Ma下使用CFD分析两个喷管概念，并评估测试菱形区中的最终流动条件，以确定喷管是否提供了正确的测试环境和合适的测试截面流动条件。
2. 系统目标和相应的要求
该计划的目标是提供一个地面测试设施，为高超声速冲压发动机和超燃冲压发动机模拟大气飞行条件。
测试条件
超燃冲压发动机开发人员指出，超燃冲压发动机的设计动态压力范围为500至2000 psf。对于4000 ~ 8000英尺/秒的速度，这意味着需要的高度为60 ~ 120k英尺(见图1速度高度和压力对应关系)。喷管的几何形状必须提供相应的压力和温度，以匹配这些高度。
速度,英尺/秒
图1超燃冲压发动机设计条件
此外，超燃冲压发动机开发人员对其他地面测试设施的一个担忧是，进入超燃冲压发动机燃烧室的空气会因燃烧产物和冷冻化学物质而污染。为了提供与大气飞行条件真正匹配的飞行条件，气流必须不受污染。
使用Holloman(平均海平面4300英尺)的环境条件，不同速度下的动态压力如表1所示。
|
Ma |
动压, q (psf) |
|
4.0 |
20,483 |
|
6.0 |
46,086 |
|
8.0 |
81,930 |
表1:动态压力与Ma
很明显，这些动压力超过了超燃冲压发动机的设计动压力。为了减轻高动压负荷，必须降低流动中的压力。因此，使用一个扩散喷管通过一个火箭推进的火箭橇驱动静态环境，以扩大空气以降低压力的概念。
这个概念还有一个额外的好处。通过使用安装在喷管上的火箭橇，火箭橇以较低的速度移动，而流体扩展到较高的速度。这增加了可用的测试时间。
测试的内容
波音公司的工程师们一直在研究各种高速导弹的概念。已经设计出直径为2.75英寸的火箭动力导弹。对于吸气式导弹来说，直径为5英寸的导弹大约是考虑过的最小尺寸。这种直径的完整导弹长36到50英寸。美国海军和美国国防部高级研究计划局(DARPA)正在积极开发的另一类大型导弹直径往往高达22英寸，总长度约为170英寸。图2给出了一些当前和过去导弹概念的草图。
图2 -超燃冲压发动机导弹概念
对高超声速空间通道和巡航飞行器进行缩比测试也是可能的。通常情况下，在全尺寸的5%到20%进行测试是可取的。这些全尺寸流道可以达到100英尺长或更长，根据比例要求，模型可能非常大。一个能够测试22英寸直径的全尺寸导弹的测试设备，在测试缩比发动机的流道时可能是有用的。
波音超燃冲压外壳被选为概念测试飞行器的验证。超燃冲压发动机飞行器采用组合式冲压发动机/超燃冲压发动机推进系统，直径5英寸，长度24英寸。在这个整合研究中选择了一个36英寸版。超燃冲压外壳™已经在风洞和飞行中进行了测试。下一节的喷管概念以超燃冲压外壳™作为测试内容展示。
喷管的尺寸
根据超燃冲压外壳的尺寸，喷管出口直径约为30英寸就足够了。这提供了大约2.5%的堵塞，足以确保当火箭橇加速到它的运行速度时，喷管内的流体开始流动。
总结需求
初步规模所需经费如下:
-提供4,000英尺/秒到8,000英尺/秒的流速
-提供从500psf到2000psf的动态压力
-提供无污染流
-提供60公里至120公里的等效高度的压力和温度
-喷管出口直径30英寸
3. 初步概念
初步的设计概念已经生成，如图3至图5所示。图3给出了收敛/扩散(CD)喷管和超音速扩压/扩散(SDD)喷管的代表性截面。所附的试验件代表了一个小型、全尺寸冲压发动机动力导弹。
图3 – CD和SDD喷管概念
图4 -在单轨配置上测试物品的飞行前和飞行定位
图5 -双轨设施配置
图4和图5示出了在单轨和双轨系统上安装测试件的设想方法，并将它们安装在轨道上。该设施将是一个独立的单轨或双轨火箭橇，由助推器或助推器推动。在测试开始前，将测试件组装在喷管外，然后放置在喷管内。一旦组件被火箭发动机加速到一定速度，测试件将被置于速度更高、压力更低的流场中。
对Ma为3/5的SDD喷管进行了更详细的设计，以确定拟定喷管的重量。喷管的尺寸使用预估的气动载荷，剩余的余量为振动诱导载荷。该设计(见图6)包括从中部到尾部的恒定0.25英寸壁厚。长度为188英寸，前缘符合理论尖缘。进口的前14英寸是一个恒定的横截面。外模线由与后圆柱体混合的锥形部分组成。这种设计的结果是铝喷管的重量为580磅，石墨/BMI复合喷管的重量为480磅。
图 6 – Mach 3/5 SDD 喷管细节
4. 分析方法和工具
分析过程从建立一组所需的运行和排气Ma开始。利用轮廓设计程序生成喷管轮廓。将数据无缝地转移到自动网格生成器，构建一个二维网格，消除了劳动密集型、手工网格生成的需要。从这个二维网格，一个一度的切块的三维轴对称网格被生成。采用CFL3D进行轴对称CFD分析，提供流体动力学解。
喷管的定义
环形钟形设计程序9R-313[2,3]是Rocketdyne的主要计算机程序，用于设计收敛-扩散钟形喷管扩散部分的轮廓。利用特征分析方法，该程序能够设计平面和轴对称流的最佳推力和理想喷管轮廓，假设比热比是常数或可变。此外，正如程序的名称所暗示的，该程序有能力设计环形最优推力喷管轮廓。
该程序用于确定收敛/扩散(CD)喷管和超音速扩散/扩散(SDD)喷管的扩散喷管线。
网格
喷管几何形状调整适当间隔，以无粘或有粘性分析使用分段双曲切线分布。开发了一种网格程序，用于构建两区笛卡尔网格。网格代码的附加输入包括网格法向表面的间距参数和外部边界的限制。
对于粘性分析，初始垂直间距由无量纲层流子层高度确定。利用正激波和等熵关系来确定边界层沿表面的边缘性质。壁温指定为3000英尺高度的环境温度(48.3ºF)。边界层的表面摩擦定律和边缘属性定义了子层的高度。尺寸间距设置为无量纲子层高度Y+ = 5。这个间距，如同边界层一样，随轴向距离而增大。最低要求可用于所有轴向位置。然而，随着喷管半径的增大，喷管与壁面中心线的距离变得稀疏。增加网格点的数量是一个方案，但限制了CFD解决方案的生产率。因此，网格程序被修改为允许一个分段线性的，或常数的定义，初始网格距离从壁面开始。
对于扩展喷管，每个区域的网格尺寸在轴向和径向分别为705和129点。通过旋转二维网格0.5度和-0.5度，创建了一个轴对称模拟。
收敛/扩散型CD喷管和超音速扩散/扩散型SDD喷管的网格示例如图7和8所示。
图7,8 CD和SDD喷管网格图
CFD求解器
CFD解决方案由NASA Langley研究中心CFL3D代码获得[4,5]。为了减少计算和运行时间，采用了多处理器版。网格和输入文件使用NASA CFL3D伴生分割器代码进行后处理，为16块模拟创建输入和网格文件。最初的网格是这样创建的，在被平均分割后，8个块，每个新块将是多网格的，至少3个层次。
标准推荐输入参数与Spalart-Allmaras湍流模型一起使用。在20000次迭代中，时间步长(CFL数)从0.1上升到0.5，然后保持不变。该过程是运行10000次粗网格迭代，然后是40000次细网格迭代。壁温设为自由流静态温度。对所有几何图形进行了几种Ma-雷诺数条件的试验。对于扩散器几何形状，残差减小（名义上）三个数量级。
对于常规激波进口几何形状(CD喷管)，获得了140000个细网格循环。收敛速度小于扩散情况下的2到2.5个数量级。解是振荡的。这是由于正常的冲击随时间步长的移动所致。最初在激波后的入口存在一个反向流动区域(环形涡)。经过充分的迭代后，这种行为消失了，但振荡仍在继续。
CFL3D代码输出提供关于最小、最大和平均Y+子层高度的统计信息。所有算例80% ~ 90%的表面格点满足Y+ = 5标准。仅在扩散器壁面，这一比例较高。
几何图形
评估了两种方法以产生所需的环境条件。第一个概念来源于传统的风洞。这个概念是一个收敛/扩散(CD)喷管，使用一个收敛的入口来捕获空气，并将其速度减速到亚音速。空气以音速通过喉部，然后在扩散喷管中加速到预定的排气Ma。这种方法的特点是在进口激波结构上有很大的总压力损失，为排气流中的低压创造了机会。
第二个概念，建议在没有总压力损失的情况下评估条件，类似于超燃冲压发动机。在这个概念中，一个超音速扩压/扩散(SDD)喷管通过一个超音速扩压器捕获来流而没有损失，然后在一个扩散喷管中加速到预定的排气Ma。与CD概念相比，这个概念提供了一些好处，下面将对此进行讨论。
在第二阶段的技术交流会议上，决定在SDD喷管上增加一个三喷管直径的扩展。通过添加喷管扩展，测试件将有一致的环境在进口和基础。
用于评估测试菱形中的流场特性的案例如表2所示。
|
Type |
Sled Mach No. |
Expansion Mach No. |
|
Convergent / Divergent |
3 |
4 |
|
Supersonic Diffuse/Divergent Nozzle |
3 |
4 |
|
Supersonic Diffuse/Divergent Nozzle |
3 |
5 |
|
Supersonic Diffuse/Divergent Nozzle |
4 |
5 |
|
SDD with Extended Nozzle |
3 |
5 |
|
SDD with Extended Nozzle |
3 |
6 |
|
SDD with Extended Nozzle |
4 |
6 |
表2 喷管流场组合
5. 结果
给出了一个CD算例和两个SDD算例CFD分析的图形结果。总结了每个喷管的概念，包括喷管出口压力和温度、压力等效高度和喷管出口动压。CFD运行时的输入温度为48ºF。本节提供的汇总表和讨论是基于以下内容:
T = 48ºF = 508ºR, p ∞= 12.5 psi
CD喷管
图9a到9c给出了用于以3马赫飞行并将流动扩大到4马赫的火箭橇的收敛/扩散喷管的CFD结果。喷管出口流场的横截面切割提供了Ma、静压比(P/P∞)和静温比(T/T∞)与中心线径向距离的详细信息。从图中可以看出，这个概念在2.5到3.5马赫的火箭橇速度下提供了非常均匀的条件。
图9a -为火箭橇以3马赫飞行而设计的收敛/扩散式喷管，将流量扩大到4马赫。火箭橇以2.50马赫的速度行驶。
图9b -为火箭橇以3马赫飞行而设计的收敛/扩散式喷管，将流量扩大到4马赫。火箭橇速度3.0马赫。
图9c -为火箭橇以3马赫飞行而设计的收敛/发散式喷管，将流量扩大到4马赫。火箭橇以3.5马赫的速度飞行。
在Ma为2.5、3.0和3.5时，火箭橇在喷管出口面的CD喷管条件如表3所示。ΔT数定义为喷管出口平面温度与等效压力高度温度之差。
|
Running Mach |
Nozzle Exit Mach |
Pexit/P |
Texit/T |
Pressure Equiv. Alt (kft) |
q (psf) |
Texit (ºR) |
Tpea (ºR) |
T (ºR) |
|
2.5 |
4 |
0.055 |
0.53 |
68.8 |
1109 |
269 |
390 |
121 |
|
3.0 |
4 |
0.078 |
0.67 |
61.6 |
1572 |
340 |
390 |
50 |
|
3.5 |
4 |
0.105 |
0.83 |
55.4 |
2116 |
421 |
390 |
-31 |
表3: CD 喷管计算结果
CD喷管以3马赫的速度运行，并扩散到4马赫，提供了61,600英尺的等效压力和1572 psf的动压。喷管出口温度为340ºR，比61600英尺390ºR的公称温度低50ºR。这似乎是一个相当好的匹配。然而，CD喷管有几个主要缺点。第一个是由于在喷管喉部的流动减慢而遇到的大阻力。二是喷管出口存在高水平的一氧化氮(NO)。对正常激波膨胀后(流动进入喷管前)的平衡化学成分计算表明，在Ma6时NO质量分数为0.5%，在Ma8时NO质量分数为5.5%。NO在喷管膨胀过程中被“冻结”，因此会出现在喷管出口。超燃冲压发动机的研发人员可能无法接受这种水平。
SDD喷管
图10a至10d和图11a至11d分别给出了两个SDD喷管工况(滑台以3马赫飞行并将流动扩大至5马赫和滑台以3马赫飞行并将流动扩大至6马赫)的CFD结果。对于加长喷管，在喷管延伸的开始、中间和结束处对流场进行横断面切割，以评估在偏离公称Ma时可用的试验芯尺寸，并显示流动的一致性。SDD喷管在喷管出口平面的条件如表4所示。
图10a -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到5马赫。火箭橇以2.75马赫的速度飞行。
图10b -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到5马赫。火箭橇速度3.0马赫。
图10c -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到5马赫。火箭橇以3.25马赫的速度飞行。
图10d -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到5马赫。火箭橇以3.5马赫的速度飞行。
图11a -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到6马赫。火箭橇以2.75马赫的速度飞行。
图11b -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到6马赫。火箭橇速度3.0马赫。
图11c -超音速喷管设计用于火箭橇以3马赫飞行，将流量扩大到6马赫。火箭橇以3.25马赫的速度飞行。
图11d -为火箭橇以3马赫飞行而设计的超音速喷嘴，将流量扩大到6马赫。火箭橇以3.5马赫的速度飞行。
|
Running Mach |
Nozzle Exit Mach |
Pexit/P |
Texit/T |
Pressure Equiv. Alt (kft) |
q (psf) |
Tpea (ºR) |
Texit (ºR) |
T (ºR) |
|
3 |
4 |
0.248 |
0.67 |
37.6 |
5,000 |
390 |
340 |
50 |
|
3 |
5 |
0.070 |
0.46 |
63.6 |
2,205 |
390 |
234 |
156 |
|
4 |
5 |
0.290 |
0.70 |
34.0 |
13,050 |
390 |
356 |
34 |
|
4 |
6 |
0.095 |
0.51 |
57.4 |
4,310 |
390 |
259 |
131 |
|
3 |
6 |
0.022 |
0.34 |
88.4 |
998 |
400 |
173 |
227 |
表4:SDD喷管结果
回顾表4可以得出两个结论。首先，将流量扩大一个Ma(以Ma3运行的滑火箭橇带有一个喷管，将流量扩大到Ma4，或以Ma4运行的滑车带有一个喷管，将流量扩大到Ma5)不能让压力足够扩大。这可以从低的等效高度和高的动压看出。第二,由两个或两个以上的Ma扩大(火箭橇跑3马赫喷管扩大流向5马赫,火箭橇跑3马赫与喷管扩大流Ma6)允许扩大到正确的压力等效高度但膨胀温度太远了。这可以从T数看出。在Ma为4的滑车和将流动扩大到Ma为6的喷管的情况下，压力的下降不像其他两个Ma膨胀的情况下那么大，而流动Ma的增加会带来更高的动压。
图12显示了这些结果。给出了1、2、3个Ma膨胀喷管的试验截面P/P∞与试验截面Ma的关系，以及500、2000、4000 psf的动压曲线。这个图显示,虽然住在动压范围内500年和2000年的psf,马赫2可以实现一个Ma喷管扩张,可以实现3到5马赫与两个Ma喷管扩张,和马赫5到7可以实现三个Ma喷管扩张。
图12 -测试区压力与马赫数
然而，喷管出口温度与从上面等效高度相关的温度之间的温差可以看到，对于一个Ma膨胀喷管，大约是50度，对于两个Ma膨胀喷管，大约是150度
图13 -温度需要增加以匹配等效压力高度
所需的预热温度见表5。Treq是喷管入口所需的温度，以提供喷管出口的静态温度，该温度与压力等效高度(Tpea)相关的温度相匹配。Treq是Treq与530ºR(70ºF)的标称温度之差。图13给出了Ma膨胀所需的温度上升函数。一个Ma膨胀喷管的预热没问题。两个Ma扩展(250º到300º)可能完成。但为3Ma膨胀而预热将是个问题——在这样的温度下铁轨会弯曲。
|
Running Mach |
Nozzle Exit Mach |
Pexit/P |
Texit/T |
Pressure Equiv. Alt (kft) |
q (psf) |
Texit (ºR) |
T (ºR) |
Treq (ºR) |
Treq (ºR) |
|
3 |
4 |
0.248 |
0.67 |
37.6 |
5,000 |
340 |
-50 |
585 |
55 |
|
3 |
5 |
0.070 |
0.46 |
63.6 |
2,205 |
234 |
-156 |
835 |
305 |
|
4 |
5 |
0.290 |
0.70 |
34.0 |
13,050 |
356 |
-34 |
557 |
27 |
|
4 |
6 |
0.095 |
0.51 |
57.4 |
4,310 |
259 |
-131 |
781 |
241 |
|
3 |
6 |
0.022 |
0.34 |
88.4 |
998 |
173 |
-227 |
1142 |
612 |
表5:膨胀喷管结果
注:在概念中加入预热，可以达到正确的等效压力、高度和温度。
另一种选择是减少有效P。图14给出了不同压力等级的动压等于2000psf的曲线。实际上，通过降低压力，超音速喷管可以获得更高的Ma。试验段Ma可达10Ma，采用双Ma膨胀喷管，将霍洛曼环境压力的P从12.5 psi降低到1 psi。
图14 -通过降低P来增加马赫数能力
预热和减压将通过封闭测试轨道来实现。图15和16给出了这样做的概念。这是小型企业创新研究(SBIR)的概念，它提供了一种氦气环境，可以使测试部分的空气加热到高于环境温度或降低测试部分的压力。
图15 – SBIR概念1
图16 – SBIR概念2
6. 后续的努力
初步构想细化后，今后工作将重点放在以下几个方面:
-环境调节-研究在测试前预热空气所需的技术。HAFB目前有两份可能适用的小企业创新研究合同。
-评估火箭橇和载荷环境，确保候选测试物品能够承受火箭橇环境;
-确定可以插入喷管并仍然启动流动的测试件的尺寸-这将需要一个精确的CFD解决方案。
7. 结论
Holloman空军基地高速测试轨道的能力升级的新概念已经提出。其概念是在火箭橇上安装一个喷管，并将火箭橇加速到超音速，从而将喷管内的流动加速到更高的速度。由此产生的条件允许冲压发动机/超燃冲压发动机开发人员在模拟飞行环境中测试他们的飞行器。该设施将为开发人员提供测试他们的飞行器的能力，而不存在与飞行测试相关的风险，并允许他们在测试后回收测试物品进行检查和重复使用。
初步的概念已经展示了如何在喷管内安装测试件和定位在轨道上。通过对典型喷管概念的详细设计，石墨/BMI SDD喷管的预测重量为480磅。
六个不同的喷管已经被评估，包括一个收敛/扩散喷管和五个超音速扩散/扩散喷管。动压的超燃冲压发动机开发人员要求的分析显示,可以实现5马赫的喷管设计两个Ma扩张(也就是说,火箭橇旅行3马赫,喷管扩大流向马赫5),可以实现6和7马赫与三个Ma扩张。为了匹配飞行温度，两个Ma膨胀将需要大约300ºR的测试段预热，三个Ma膨胀将需要大约600ºR的测试段预热。
需要指出的是，上述结论是基于某一研发小组，即超燃冲压发动机研发人员的具体测试要求得出的。如果其他开发项目能够应对更高的动压或更低的测试温度，那么无需封闭测试轨道就可以满足这些条件。图17给出了这种概念的预测能力，其中显示了1、2和3个Ma膨胀喷管的Ma与高度能力。
未来的工作将包括设计环境调节设备以允许测试段预热，评估候选测试件的有效载荷环境，以及执行精确时间的CFD分析以确定候选测试件的流动启动。
图17 -超音速喷嘴性能
参考文献
- Hooser, C., Bosmajian, N., “Proposed Hypersonic Air-Breathing Test Capability at the Holloman High Speed Test Track”, AIAA 2002-3037, 2002.
- Rao, G. V. R., “Exhaust Nozzle Contour for Optimum Thrust,” Jet Propulsion, Vol. 28, No. 6, June 1958.
- 9R-313 Annular Bell Contour Design (ABCD Program), J.S. Divita, J.J. Elliott, Rocketdyne, 1958.
- Vatsa, V. N., Thomas, J. L., and Wedan, B. W., “Navier-Stokes Computations of a Prolate Spheroid at Angle of Attack”, Journal of Aircraft, Vol 26, No 11, 1989.
- Krist, S. L., Biedron, R. T. and Rumsey, C. L., “CFL3D Users Manual Version 6.0, NASA Langley Research Center, Hampton, VA.
