高超聲速飛機(jī)總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析

陳召斌 廖孟豪 李飛 曹偉

摘要：本文梳理了高超聲速飛機(jī)總體氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)因素變化情況，完成了對(duì)某高超聲速飛機(jī)概念方案和美國(guó)洛克希德·馬?。ê?jiǎn)稱洛馬）公司提出的SR-72高超聲速飛機(jī)方案的分析，總結(jié)出高超聲速飛機(jī)總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的多個(gè)矛盾點(diǎn)，以現(xiàn)有方案數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，創(chuàng)新性地提出了綜合考慮升力機(jī)制、焦點(diǎn)變化、動(dòng)力形式變化、內(nèi)部容積等因素的高超聲速飛機(jī)總體氣動(dòng)布局的綜合設(shè)計(jì)思路，提出了高超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)關(guān)注領(lǐng)域和關(guān)鍵問題，為我國(guó)高超聲速飛機(jī)的研究工作提供了參考和發(fā)展建議。

關(guān)鍵詞：高超聲速；總體氣動(dòng)布局；設(shè)計(jì)矛盾；難點(diǎn)分析

中圖分類號(hào)：V221文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.002

高超聲速飛機(jī)巡航速度超過馬赫數(shù)Ma 5.0，可以在1h之內(nèi)到達(dá)5000km以外的戰(zhàn)場(chǎng)，生存力高，靈活性強(qiáng)，可在敵強(qiáng)威脅條件下遂行戰(zhàn)場(chǎng)即時(shí)偵察、關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)打擊等作戰(zhàn)任務(wù)，在未來戰(zhàn)場(chǎng)上具有顛覆性作用。美國(guó)、歐洲等國(guó)家20世紀(jì)就開始了進(jìn)行相關(guān)技術(shù)研究，陸續(xù)提出多種氣動(dòng)布局技術(shù)驗(yàn)證機(jī)和裝備概念方案[1-2]。美國(guó)洛馬和波音公司也先后公布了其各自高超聲速飛機(jī)總體概念方案[3-4]。

相較于傳統(tǒng)飛機(jī)，高超聲速飛機(jī)飛行高度跨度大，速域范圍寬，動(dòng)力形式新穎，需要進(jìn)行多學(xué)科綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)[5]。綜合設(shè)計(jì)中涉及的學(xué)科對(duì)方案的成功具有重大影響。國(guó)外已將多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法應(yīng)用于高超聲速驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)當(dāng)中[6-7]，但對(duì)于水平起降高超聲速飛機(jī)，其所需綜合的學(xué)科尚需要進(jìn)一步研究，國(guó)內(nèi)目前仍缺少對(duì)于該問題的詳細(xì)論述。本文以現(xiàn)有高超聲速飛機(jī)方案為基礎(chǔ)，梳理出高超聲速總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)在升力、焦點(diǎn)、動(dòng)力等方面需要關(guān)注的主要矛盾，以此分析高超聲速飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)需要涵蓋的學(xué)科，據(jù)此分析SR-72方案的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，提出此類飛機(jī)總體布局設(shè)計(jì)的綜合設(shè)計(jì)思路。

1設(shè)計(jì)因素變化及其主要原因

1.1升力機(jī)制變化

飛機(jī)的升力依靠其上下表面的壓力差產(chǎn)生，在高低速飛行時(shí)的升力組成情況明顯不同，圖1給出了某型高超聲速飛機(jī)概念方案在不同馬赫數(shù)下的部件升力對(duì)比。

在低速飛行時(shí)，飛機(jī)升力主要由環(huán)量升力理論來確定，根據(jù)庫(kù)塔-茹科夫斯基升力環(huán)量定律，對(duì)于理想流體下任意物體的繞流，只要存在速度環(huán)量，就會(huì)產(chǎn)生升力。而從升阻比的角度考慮，翼型形狀的升阻比較高，因此低速飛機(jī)主要依靠機(jī)翼來提供升力，機(jī)身則主要用來提供足夠的容積。后續(xù)發(fā)展的飛翼布局和翼身融合布局也是在滿足飛機(jī)容積的情況下，盡可能利用翼型形狀來提高整機(jī)的升阻比。低速飛機(jī)的機(jī)翼升力約占全部升力的70%，飛機(jī)升力特性主要靠調(diào)整機(jī)翼設(shè)計(jì)參數(shù)來滿足，不同學(xué)科間的耦合較小。而在高超聲速巡航飛行時(shí)，主要依靠全機(jī)迎風(fēng)面壓縮/背風(fēng)面膨脹來提供升力，傳統(tǒng)布局則不足以提供足夠的升阻比，因此高超聲速飛機(jī)的氣動(dòng)布局主要以乘波體為主，如美國(guó)的X-43、X-51等驗(yàn)證機(jī)。乘波體構(gòu)型在高超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的弓形激波可以很好地附著在前緣上，使得激波后的高壓區(qū)域局限在下表面，從而產(chǎn)生比常規(guī)構(gòu)型高得多的升阻比。乘波體的形成主要以機(jī)身為主，機(jī)身的升力占全機(jī)升力的65%左右，因此高超聲速飛機(jī)的升力主要由機(jī)身提供。同時(shí)，機(jī)身的設(shè)計(jì)又與進(jìn)排氣系統(tǒng)相互耦合，使得飛機(jī)在不同姿態(tài)下的升力變化更為復(fù)雜。升力機(jī)制的變化使高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)難以兼顧高低速飛行的性能要求。

1.2焦點(diǎn)機(jī)制變化

在較寬的速域內(nèi)，飛機(jī)飛行時(shí)的氣動(dòng)焦點(diǎn)變化范圍大。傳統(tǒng)飛機(jī)從亞聲速過渡到超聲速時(shí)，由于激波的產(chǎn)生，全機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)會(huì)后移20%左右，而在高超聲速飛行時(shí)此現(xiàn)象更為明顯。高超聲速飛行時(shí)，飛機(jī)前機(jī)身下表面壓縮上表面膨脹產(chǎn)生了相當(dāng)可觀的升力，貢獻(xiàn)了一定量值的升力線斜率，從而導(dǎo)致全機(jī)的焦點(diǎn)變化。但是由于乘波體設(shè)計(jì)，使得前機(jī)身在不同馬赫數(shù)下提供的升力存在明顯差異，因而全機(jī)的氣動(dòng)焦點(diǎn)在全速域范圍內(nèi)變化較為明顯[8]。以某型高超聲速飛機(jī)概念方案為例（見圖2），其在超過Ma 3之后焦點(diǎn)會(huì)出現(xiàn)逐漸前移的現(xiàn)象。這一新的特性會(huì)顯著影響飛機(jī)在飛行過程總的縱向穩(wěn)定度，操穩(wěn)特性難以保證，還會(huì)帶來額外的配平阻力，降低整機(jī)升阻比。

1.3動(dòng)力形式變化

為滿足大空域?qū)捤儆蝻w行包線要求，需要采用組合動(dòng)力方案。傳統(tǒng)飛機(jī)飛行高度一般在0～20km，最大速度Ma 2.5左右，單一渦輪動(dòng)力即可滿足要求。高超聲速飛機(jī)空域擴(kuò)展至約30km，最大速度超過Ma 5，而渦輪動(dòng)力受渦輪前溫度限制，在現(xiàn)有成熟預(yù)冷技術(shù)下最多僅能夠使用到Ma 3，飛行速度再提高的話只能使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，在飛行馬赫數(shù)大于3時(shí)，其進(jìn)氣道的沖壓增壓已能夠代替渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的增壓作用，同時(shí)可以避免相關(guān)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件被高溫?zé)崃髌茐摹，F(xiàn)有寬速域高超聲速飛機(jī)普遍采用渦輪+沖壓等組合動(dòng)力方案，額外增加的動(dòng)力系統(tǒng)不僅帶來了質(zhì)量代價(jià)，一般還會(huì)帶來更大的橫截面積并擠占內(nèi)部裝載空間，使飛機(jī)難以兼顧動(dòng)力和低阻力大容積率的設(shè)計(jì)要求。高超聲速飛機(jī)動(dòng)力選擇如圖3所示。

2氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)主要矛盾

2.1低速水平起降與高速巡航矛盾

為滿足高超聲速飛機(jī)在常規(guī)機(jī)場(chǎng)水平起降的設(shè)計(jì)要求，需要飛機(jī)在低速時(shí)擁有較好的升力特性，考慮到低速時(shí)的升力機(jī)制，主要通過調(diào)整機(jī)翼參數(shù)來滿足設(shè)計(jì)要求。一般需要采用大展弦比機(jī)翼，較小的機(jī)翼后掠角和起飛翼載。為減少氣流分離，翼型相對(duì)厚度一般也較大。同時(shí)，還需要足夠的垂尾面積，以保證飛機(jī)離地抬頭時(shí)的橫航向穩(wěn)定性。

而在高速巡航時(shí)，飛機(jī)升力主要來自機(jī)身，機(jī)翼設(shè)計(jì)要求較低的氣動(dòng)阻力來滿足航程要求。而大展弦比機(jī)翼會(huì)導(dǎo)致激波打到翼面造成額外的激波阻力，同時(shí)為保證亞聲速前緣，機(jī)翼后掠角也普遍大于70°，機(jī)翼面積進(jìn)一步減小，翼型相對(duì)厚度和垂尾面積也需要降低。這些氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的矛盾點(diǎn)制約了飛機(jī)外形參數(shù)的選擇，使飛機(jī)的高低速性能無法同時(shí)達(dá)到最優(yōu)[10]，表1給出了不同類型飛機(jī)的機(jī)翼參數(shù)對(duì)比。

2.2低阻力外形與大容積需求矛盾

高超聲速飛機(jī)在高速飛行時(shí)的升阻比對(duì)其航程至關(guān)重要，同時(shí)受限于目前動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)水平，巡航時(shí)的推阻平衡也是設(shè)計(jì)難點(diǎn)之一。因此，在進(jìn)行氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)，要求飛機(jī)在高速下具有較高的升阻比和較低的氣動(dòng)阻力，機(jī)身設(shè)計(jì)趨于扁平化，盡量減少飛機(jī)的橫截面積，機(jī)翼厚度也相對(duì)較小[11]。

隨著飛行速度的增加，飛機(jī)的升阻比上限逐漸降低，如傳統(tǒng)飛機(jī)Ma 0.8巡航，升阻比一般在10左右；SR-71的巡航速度提高到Ma 3.2，其巡航升阻比為6.5左右；而Ma 5巡航的高超聲速飛機(jī)，其巡航升阻比只能達(dá)到4.5～5.0。同時(shí)，高速飛行時(shí)使用的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也僅有900～1000m/s，明顯低于傳統(tǒng)渦輪動(dòng)力3600m/s的水平。

為滿足航程要求，高超聲速飛機(jī)的機(jī)內(nèi)載油系數(shù)較高，如波音公司提出的Manta高超聲速飛機(jī)方案[12-14]，如圖4～圖6所示。其機(jī)內(nèi)載油系數(shù)高達(dá)0.53，遠(yuǎn)高于常規(guī)超聲速飛機(jī)的25%～35%，因此需要飛機(jī)擁有較大的內(nèi)部容積。而高速飛行帶來的氣動(dòng)熱問題，又會(huì)使結(jié)構(gòu)進(jìn)一步擠占機(jī)內(nèi)空間，機(jī)翼也因厚度、隔熱等原因無法裝載燃油，各方面因素的綜合作用導(dǎo)致機(jī)內(nèi)裝載空間嚴(yán)重不足。高超聲速飛機(jī)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)難以兼顧低阻力的外形和大容積需求的矛盾。

2.3飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)矛盾

高超聲速飛機(jī)一般采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為高速飛行時(shí)的動(dòng)力形式，為滿足推阻平衡、提高整機(jī)升阻比、降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)排氣設(shè)計(jì)與機(jī)身設(shè)計(jì)高度一體化，SR-72的并聯(lián)組合動(dòng)力系統(tǒng)示意圖如圖7所示。

機(jī)身前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面對(duì)來流進(jìn)行減速增壓，同時(shí)會(huì)產(chǎn)生壓縮升力和抬頭力矩；機(jī)身后體作為尾噴管的膨脹面對(duì)尾噴流進(jìn)行加速降壓，同時(shí)會(huì)產(chǎn)生壓縮升力和低頭力矩。并且在高速飛行時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)約70%的推力是由進(jìn)氣道和尾噴管產(chǎn)生，機(jī)身外形的設(shè)計(jì)與進(jìn)排氣系統(tǒng)緊密耦合，其設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)飛機(jī)的升阻力、操穩(wěn)特性、動(dòng)力特性等方面影響較大，一體化設(shè)計(jì)難度高[15]，圖8給出了某型高超聲速飛機(jī)概念方案的動(dòng)力系統(tǒng)在不同馬赫數(shù)下各部件的推力占比。

3 SR-72高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局分析

2013年，美國(guó)洛馬公司公布了SR-72高超聲速飛機(jī)概念方案[3]，如圖9所示。其最大飛行速度達(dá)到Ma 6，巡航速度Ma 5.2，可執(zhí)行情報(bào)/監(jiān)視/偵察與打擊任務(wù)，航程超過5000km。

SR-72飛機(jī)采用大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身、無平尾單垂尾的翼身融合體氣動(dòng)布局，機(jī)翼為大后掠雙三角翼設(shè)計(jì)，內(nèi)段翼后掠角超過75°，外段翼后掠角約55°，配裝兩套上下并聯(lián)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)布置在機(jī)身下方，全機(jī)長(zhǎng)度超過30m，起飛總質(zhì)量約70～80t。

3.1推進(jìn)系統(tǒng)

SR-72采用并聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)（turbine based combined cycle， TBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)，低速段采用渦輪動(dòng)力實(shí)現(xiàn)水平起降，高速段采用沖壓動(dòng)力實(shí)現(xiàn)巡航飛行，其中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的最大工作速度將超過Ma 3，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍為Ma 3～Ma 6，動(dòng)力難度相對(duì)較小。

動(dòng)力系統(tǒng)采取上下并聯(lián)的形式且在機(jī)身腹部留出一定空間，猜測(cè)應(yīng)是為滿足武器裝載需求做出的妥協(xié)。但同時(shí)也帶來了飛機(jī)橫截面積增大和機(jī)身腹部流場(chǎng)復(fù)雜等問題，飛發(fā)一體化難度也將增加。圖10給出了2018年波音公布的概念方案，其選擇在機(jī)身腹部整體布置左右并聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，在技術(shù)方面更加具有可行性[4]。

3.2總體氣動(dòng)布局

SR-72的機(jī)身不再采用扁平化的設(shè)計(jì)，凸起的脊背為機(jī)內(nèi)留出了足夠的裝載空間。機(jī)翼采用大后掠雙三角翼，并形成類似前緣鋸齒的形狀，能夠在低速大迎角時(shí)提供較好的氣動(dòng)特性。

總的來看，SR-72的氣動(dòng)布局向低速性能做出了一定程度的妥協(xié)，損失了一定的高速性能。這既是高超聲速飛機(jī)發(fā)展的必然結(jié)果，也說明在目前技術(shù)條件下無法同時(shí)兼顧較好的高低速性能。

3.3全機(jī)總體布置及安定性設(shè)計(jì)

SR-72采用的非扁平機(jī)身提供了充足的機(jī)內(nèi)裝載空間，機(jī)頭可在滿足熱防護(hù)的條件下布置大口徑雷達(dá)和更大尺寸的機(jī)載電子設(shè)備，凸出的脊背可用于布置更大的油箱，以滿足航程要求。

SR-72采用單垂尾設(shè)計(jì)且垂尾面積相對(duì)較小，低速及大迎角時(shí)存在機(jī)身遮擋問題，航向穩(wěn)定性較難保證。

由于采用無平尾設(shè)計(jì)，飛機(jī)縱向操縱僅依靠機(jī)翼后緣的襟副翼，操縱效率較低且配平時(shí)會(huì)導(dǎo)致升力損失?？紤]到寬速域飛行時(shí)焦點(diǎn)變化范圍較大，為保證高速飛行時(shí)飛機(jī)擁有足夠的操縱能力，低速階段縱向靜穩(wěn)定度必然過大，飛機(jī)未必能夠滿足起降過程中的操縱要求。

3.4重心焦點(diǎn)匹配

從洛馬公司公布的SR-72概念圖來看，機(jī)身脊背的凸起位置相較于機(jī)翼比較靠前，可認(rèn)為是為了滿足跨聲速面積率分布，降低跨聲速阻力。但是考慮到油箱主要布置在脊背內(nèi)，飛行過程中隨著燃油的消耗，整機(jī)重心變化范圍較大。同時(shí)，隨著速度增加，全機(jī)焦點(diǎn)位置變化也較大，飛機(jī)的操穩(wěn)特性難以保證，全速域重心焦點(diǎn)匹配困難。

4結(jié)束語(yǔ)

本文梳理了高超聲速飛機(jī)總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)因素的變化情況，以及存在的設(shè)計(jì)矛盾點(diǎn)，包括升力機(jī)制的變化、焦點(diǎn)機(jī)制的變化、動(dòng)力形式的變化，以及由此帶來的低速起降與高速巡航的矛盾、低阻力與大容積的矛盾、飛發(fā)一體化矛盾。分析表明，高超聲速飛機(jī)在總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方面需要綜合考慮寬速域條件下所帶來的復(fù)雜升力機(jī)制、復(fù)雜焦點(diǎn)變化、復(fù)雜動(dòng)力系統(tǒng)等難題，面臨著巨大的設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)，需要在以下幾個(gè)方面進(jìn)行深入研究：

（1）全面開展多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。高超聲速飛機(jī)需要兼顧低速性能、高速性能、內(nèi)部容積、推進(jìn)系統(tǒng)、熱防護(hù)等多個(gè)方面，涉及學(xué)科多，學(xué)科間耦合性強(qiáng)，需要進(jìn)行綜合的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

（2）飛發(fā)一體化綜合設(shè)計(jì)。高超聲速飛機(jī)在內(nèi)外流、結(jié)構(gòu)、性能、能源等方面與發(fā)動(dòng)機(jī)高度融合，需要主機(jī)單位與動(dòng)力單位協(xié)同開展研究，進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。

（3）加強(qiáng)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)。目前，對(duì)高超聲速技術(shù)已有較大的突破，在氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱、熱結(jié)構(gòu)等方面已開展了大量的試驗(yàn)及試飛結(jié)果，后續(xù)要進(jìn)一步加強(qiáng)單項(xiàng)技術(shù)、集成技術(shù)及技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的飛行驗(yàn)證，全面突破高超聲速飛機(jī)的各項(xiàng)技術(shù)，支撐高超聲速飛機(jī)的研制工作。

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Analysis of Design Characteristics of Overall Aerodynamic Layout of Hypersonic Aircraft

Chen Zhaobin1，Liao Menghao2，Li Fei1，Cao Wei1

1. Yangzhou CIRI，AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Yangzhou 225000，China 2. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100029，China

Abstract： This paper sorts out the changes in the design factors of the overall aerodynamic layout of hypersonic aircraft， completes the analysis of the conceptual scheme of a hypersonic aircraft and the SR-72 hypersonic aircraft scheme proposed by Lockheed Martin in the United States， and summarizes the overall hypersonic aircraft multiple contradictions in the aerodynamic layout design. Based on the existing program data， it also innovatively proposes a comprehensive design idea for the overall aerodynamic layout of the hypersonic aircraft that comprehensively considers factors such as lift mechanism， focus changes， dynamic form changes， and internal volume. The key areas and key issues of hypersonic aircraft design are put forward， which provides reference and development suggestions for the research work of hypersonic aircraft in China.

Key Words： hypersonic； overall aerodynamic layout； design contraction； difficulties analysis

Received： 2021-10-25；Revised： 2021-11-18；Accepted： 2021-12-16