高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的啟示

羅金玲， 李超， 徐錦

1. 北京空天技術(shù)研究所， 北京 100074 2. 北京機(jī)電工程研究所， 北京 100074

高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的啟示

羅金玲1，*， 李超1， 徐錦2

1. 北京空天技術(shù)研究所， 北京 100074 2. 北京機(jī)電工程研究所， 北京 100074

機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)是吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)。飛行器的前體和后體既是主要的氣動(dòng)型面，又是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的外壓縮型面和尾噴管的膨脹型面，一體化設(shè)計(jì)直接影響飛行器的氣動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能。本文闡述了吸氣式高超聲速飛行器的主要特點(diǎn)，梳理了飛行器的推阻匹配、升阻比特性、操穩(wěn)匹配等主要?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì)問(wèn)題。通過(guò)對(duì)國(guó)外典型高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的綜合分析，總結(jié)了前體/進(jìn)氣道、后體/尾噴管、邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置等關(guān)鍵部件的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，獲得了有意義的啟示，可為后續(xù)吸氣式高超聲速技術(shù)研究提供重要參考。

高超聲速飛行器； 機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)； 前體/進(jìn)氣道； 后體/尾噴管； 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置

高超聲速飛行器技術(shù)是21世紀(jì)航空航天技術(shù)新的制高點(diǎn)，具有戰(zhàn)略性、前瞻性、標(biāo)志性和帶動(dòng)性。自20世紀(jì)50年代提出高超聲速飛行概念以來(lái)，以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(Scramjet)為動(dòng)力的高超聲速飛行器日益受到關(guān)注，世界各國(guó)競(jìng)相發(fā)展，高超聲速技術(shù)已經(jīng)從概念和原理性探索階段進(jìn)入到具有明確應(yīng)用背景的先期技術(shù)開(kāi)發(fā)和飛行演示試驗(yàn)階段[1]。以美國(guó)X-43A和X-51A為代表的2類(lèi)典型吸氣式高超聲速飛行器，成功地進(jìn)行了飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)。2004年，X-43A 2次成功的飛行試驗(yàn)[2]，標(biāo)志著吸氣式高超聲速飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)體/推進(jìn)一體化、2個(gè)非對(duì)稱(chēng)外形高動(dòng)壓分離等關(guān)鍵技術(shù)取得了重大突破。而具有明顯軍事用途的、使用碳?xì)淙剂系腦-51A[3]，在2010年至2013年間共進(jìn)行了4次飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)[4-6]，最后一次飛行試驗(yàn)取得了圓滿(mǎn)成功，實(shí)現(xiàn)了以馬赫數(shù)Ma=4.8～5.1有動(dòng)力飛行時(shí)間達(dá)到240 s的歷史性突破[7]，初步驗(yàn)證了碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工程可行性，同時(shí)也標(biāo)志著在吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)的工程實(shí)用化方面取得了重大進(jìn)展。這2型高超聲速飛行演示驗(yàn)證器的研制，為人類(lèi)盡早突破高超聲速技術(shù)奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

吸氣式高超聲速飛行器由于機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)高度一體化，飛行器的前體與后體也是發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道與尾噴管，它們是發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生阻力和推力的主要部件；與此同時(shí)，進(jìn)氣道和尾噴管對(duì)飛行器的空氣動(dòng)力特性也產(chǎn)生很大影響。機(jī)體/推進(jìn)一體化程度決定了吸氣式高超聲速飛行器的外形，一體化設(shè)計(jì)水平的高低也直接影響吸氣式飛行器能否實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行和其經(jīng)濟(jì)性。由此可見(jiàn)，機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)是高超聲速飛行器的核心關(guān)鍵技術(shù)之一。從X-51A進(jìn)行的4次飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)可以看出，飛行試驗(yàn)成功率較低，高超聲速技術(shù)難度很大，還未完全突破。目前，世界上尚沒(méi)有實(shí)用的吸氣式高超聲速飛行器型號(hào)問(wèn)世，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)體/推進(jìn)一體化等關(guān)鍵技術(shù)創(chuàng)新性強(qiáng)，還需進(jìn)一步攻關(guān)。

X-43A和X-51A這2類(lèi)飛行器代表了當(dāng)今世界吸氣式高超聲速技術(shù)的先進(jìn)水平，有必要對(duì)這2類(lèi)典型高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的研究經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行總結(jié)分析，從中獲得有意義的啟示，這對(duì)推動(dòng)高超聲速技術(shù)的快速發(fā)展具有重要意義。本文重點(diǎn)闡述吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)/發(fā)動(dòng)機(jī)性能耦合、飛行走廊、升阻比屏障以及氣動(dòng)熱環(huán)境的主要特點(diǎn)，梳理飛行器推阻匹配、升阻比特性、操穩(wěn)匹配等氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要問(wèn)題，綜合分析X-43A和X-51A這2類(lèi)典型飛行器前體/進(jìn)氣道、后體/尾噴管和強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)思路，并總結(jié)其設(shè)計(jì)方法，可為后續(xù)工程實(shí)用的吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)研究提供重要參考。

1 高超聲速飛行器特點(diǎn)

吸氣式高超聲速飛行器是以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，在大氣層內(nèi)能夠?qū)崿F(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間、遠(yuǎn)航程、高超聲速飛行，其主要?dú)鈩?dòng)特點(diǎn)是：采用機(jī)體/推進(jìn)一體化的氣動(dòng)布局形式；在大空域飛行時(shí)存在飛行走廊；高超聲速飛行器升阻比不高，存在升阻比屏障； 長(zhǎng)時(shí)間在大氣層中飛行，飛行器面臨內(nèi)外交困的燃燒熱和嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱環(huán)境。

1.1 氣動(dòng)/發(fā)動(dòng)機(jī)性能耦合

圖1 高超聲速飛行器受力示意圖[8]Fig.1 Schematics of forces on hypersonic vehicle[8]

由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕度小，采用機(jī)體/推進(jìn)一體化的氣動(dòng)布局形式以實(shí)現(xiàn)飛行器的推阻平衡。如X-43A飛行器，將發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)布置在機(jī)身的下方，利用前機(jī)身作為進(jìn)氣道的壓縮面，后機(jī)身下表面作為一個(gè)自由膨脹面，以獲得較大的推力。這種布局使得作用在飛行器上的力、力矩與以往飛行器完全不同，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)除了產(chǎn)生推力以外，還產(chǎn)生了推進(jìn)升力( Propulsive Lift)和推進(jìn)力矩(Propulsive Moment)，文獻(xiàn)[8]中給出了這類(lèi)飛行器各部件的受力特點(diǎn)，如圖1所示。圖中：α為迎角；V∞為來(lái)流速度；XT為飛行器軸向的質(zhì)心位置；G為飛行器的重力；F1、F5和F6分別為前體壓縮面、空氣舵面、機(jī)身上所受的氣動(dòng)力；F2、F3和F4分別為外噴管、進(jìn)氣道、內(nèi)噴管所受的力。其中：F2是由發(fā)動(dòng)機(jī)噴流與自由來(lái)流空氣相互作用而產(chǎn)生的力；F3是由前體壓縮氣流改變流動(dòng)方向而產(chǎn)生的力；F4是由發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管內(nèi)流道而產(chǎn)生的力。發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推進(jìn)升力為F2和F4在Y軸上的投影分量，F(xiàn)2和F4對(duì)飛行器均產(chǎn)生推進(jìn)力矩，相對(duì)質(zhì)心XT，F(xiàn)2對(duì)飛行器產(chǎn)生低頭俯仰力矩，F(xiàn)4產(chǎn)生抬頭俯仰力矩，其值大小受飛行器外流和發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響。

由此可見(jiàn)，吸氣式高超聲速飛行器外流與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流的相互耦合作用直接影響飛行器的推力、升力、阻力、力矩配平、操穩(wěn)特性匹配及總體性能，多學(xué)科強(qiáng)耦合是一體化高超聲速飛行器的典型特征。

1.2 飛行走廊

圖2 等動(dòng)壓飛行條件下高度與馬赫數(shù)的關(guān)系曲線[10]Fig.2 Altitude vs flight Mach number trajectories for constant dynamic pressure[10]

高超聲速飛行器在大空域飛行時(shí)存在飛行走廊，飛行馬赫數(shù)與高度應(yīng)合理匹配，使得動(dòng)壓值約束在一定范圍內(nèi)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可以工作到Ma=12或更高[9]。考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)空氣捕獲流量對(duì)推力的影響，飛行高度H應(yīng)在50 km以下。飛行器在進(jìn)行高速飛行時(shí)受到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率、飛行器升力/重力平衡能力、飛行動(dòng)壓、飛行過(guò)載以及熱流密度等各類(lèi)約束，高超聲速飛行器須設(shè)計(jì)在相對(duì)窄的動(dòng)壓范圍內(nèi)飛行，動(dòng)壓一般設(shè)計(jì)在20～90 kPa范圍內(nèi)[10]，即存在飛行走廊。飛行器的飛行邊界可以通過(guò)馬赫數(shù)和高度構(gòu)成的平面關(guān)系圖來(lái)表述，如圖2所示。飛行走廊的上邊界由超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率和飛行器升力/重力平衡決定，飛行走廊的下邊界由基于飛行器熱防護(hù)考慮的氣動(dòng)熱流密度、基于結(jié)構(gòu)承載能力考慮的過(guò)載以及基于氣動(dòng)面和彈體結(jié)構(gòu)承載能力考慮的飛行動(dòng)壓等共同決定。如X-43A的飛行試驗(yàn)[2]，以Ma=7飛行時(shí)，飛行高度為29 km，動(dòng)壓為48 kPa；以Ma=10飛行時(shí)，飛行高度為33 km，動(dòng)壓為46 kPa。根據(jù)文獻(xiàn)[4]可知，X-51A的第1次飛行試驗(yàn)最高馬赫數(shù)達(dá)4.87，飛行高度為19 km，動(dòng)壓非常高，約為107 kPa，對(duì)結(jié)構(gòu)要求非?？量?，這主要是由于X-51A的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加速能力預(yù)計(jì)不足，使得飛行馬赫數(shù)和高度的匹配沒(méi)有按照理論設(shè)計(jì)值來(lái)實(shí)現(xiàn)，理論上X-51A以Ma=6飛行時(shí)，飛行高度約為24 km，動(dòng)壓約為75 kPa。因此，高超聲速飛行器應(yīng)按照飛行走廊條件來(lái)設(shè)計(jì)，使得飛行馬赫數(shù)與高度匹配合理，動(dòng)壓控制在一定范圍內(nèi)。

1.3 升阻比屏障

高超聲速飛行器存在升阻比屏障[11]，其最大升阻比約為6。為了提高飛行器的升阻比，吸氣式高超聲速飛行器可采用乘波體氣動(dòng)外形。乘波體是一種利用自身激波提高其整體性能的飛行器，它通過(guò)利用高超聲速飛行器下部激波產(chǎn)生的高壓氣流，獲得所謂的壓縮升力。在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，這種飛行器的前緣乘在一個(gè)激波面上，上表面為自由流面，下表面處在激波之后的高壓流場(chǎng)中，從而可以產(chǎn)生比較大的升力，減小阻力。由于壓縮升力作用，極易于實(shí)現(xiàn)飛行器同推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，采用乘波體方法設(shè)計(jì)氣動(dòng)外形是吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)研究的一個(gè)重要方向。例如：X-51A是帶乘波體特征的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)演示驗(yàn)證器(Scramjet Engine Demonstrator-WaveRider, SED-WR)，前體具有乘波體特征，采用尖化前緣騎波原則使激波附體，避免下表面高壓氣流溢流到上表面，其迎風(fēng)面為激波壓縮面，產(chǎn)生壓縮性升力，背風(fēng)面盡量保持自由流，減小阻力。

1.4 氣動(dòng)熱環(huán)境

吸氣式高超聲速飛行器長(zhǎng)時(shí)間在大氣層中飛行，氣動(dòng)加熱嚴(yán)酷，相對(duì)以往再入飛行器而言，它面臨的氣動(dòng)熱環(huán)境具有低焓、中等熱流、加熱時(shí)間長(zhǎng)、動(dòng)壓高的特點(diǎn)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，飛行器面臨內(nèi)外交困的燃燒熱(以Ma=7飛行時(shí)，溫度可達(dá)3 000 K)和氣動(dòng)熱(溫度可達(dá)2 100 K)環(huán)境。為了實(shí)現(xiàn)飛行器長(zhǎng)航時(shí)精確控制，飛行器需采用微燒蝕、維型式的防熱設(shè)計(jì)；為了確保發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道正常起動(dòng)和提高飛行器升阻比，飛行器的頭部、翼舵前緣等局部外形需要進(jìn)行尖銳化設(shè)計(jì)，如X-43A以Ma=7飛行時(shí)的頭部尖化前緣半徑為0.75 mm，以Ma=10飛行時(shí)頭部尖化前緣半徑僅為1.2 mm[12]。尖前緣、飛行器局部干擾區(qū)附近等部位熱環(huán)境更加嚴(yán)酷。為了確保進(jìn)氣道起動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作，在前體壓縮面需安裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，而強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置流動(dòng)復(fù)雜，氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)測(cè)難。

上述飛行器特有的熱環(huán)境、防熱設(shè)計(jì)目標(biāo)和外形特點(diǎn)使它的熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨著與以往再入式飛行器完全不同的全新挑戰(zhàn)。

2 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要問(wèn)題分析

由于高超聲速飛行器機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)烈耦合，使得這類(lèi)高度一體化的飛行器受力十分復(fù)雜。飛行器外流與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流的相互耦合作用直接影響飛行器的推力/阻力、操穩(wěn)特性和升阻比特性，是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中必須重點(diǎn)解決的問(wèn)題。

2.1 飛行器推阻匹配

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)給飛行器提供的推力裕度較小，主要是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出口沖量差小，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流的沖量高，在尾噴管產(chǎn)生的出口氣流沖量中，90%要用來(lái)抵消進(jìn)口氣流沖量和克服飛行器氣動(dòng)阻力，而只有約10%是作為凈推力提供給飛行器作為動(dòng)力的?？梢?jiàn)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)指標(biāo)是約束氣動(dòng)布局的關(guān)鍵參數(shù)。飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，首先必須實(shí)現(xiàn)推阻匹配，即在發(fā)動(dòng)機(jī)推力有限的情況下，應(yīng)盡量減小飛行器阻力，提高升阻比，并降低飛行器的質(zhì)量。

燃油比沖和空氣流量決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能。一方面，比沖是發(fā)動(dòng)機(jī)性能的一項(xiàng)綜合指標(biāo)，要提高比沖性能，反映在飛行器內(nèi)流道設(shè)計(jì)上即要求進(jìn)氣道壓縮損失小、燃燒室燃燒完全、尾噴管膨脹充分。作為飛行器的推進(jìn)裝置，其設(shè)計(jì)也受到飛行器輪廓尺寸的約束。因此，前體/進(jìn)氣道一體化、后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)技術(shù)是關(guān)鍵，直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高。另一方面，在比沖一定的條件下，捕獲面積越大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力越大，則飛行器加速爬升時(shí)間越快。但是，捕獲面積過(guò)大，會(huì)帶來(lái)巡航時(shí)燃油當(dāng)量比過(guò)小而導(dǎo)致組織燃燒困難的問(wèn)題，也會(huì)造成飛行器外形設(shè)計(jì)的難度加大。因此，基于貧油燃燒可行性和加速爬升能力等方面的考慮，合理選擇發(fā)動(dòng)機(jī)的捕獲面積，是一個(gè)非常重要的設(shè)計(jì)參數(shù)。

飛行器阻力主要影響飛行器2個(gè)任務(wù)的完成程度，即巡航經(jīng)濟(jì)性和末端速度可達(dá)性。巡航阻力越大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求則越大，在比沖不變的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)油耗增加，相應(yīng)巡航經(jīng)濟(jì)性變差。巡航阻力不僅與飛行器氣動(dòng)外形相關(guān)，同時(shí)平衡舵偏角的大小也直接影響阻力特性。因此，設(shè)計(jì)操穩(wěn)特性時(shí)，應(yīng)使巡航飛行平衡舵偏角最小，從而降低飛行器阻力。

此外，飛行器以高超聲速飛行，氣動(dòng)熱環(huán)境嚴(yán)酷，由于高超聲速推力裕度小，對(duì)熱防護(hù)質(zhì)量設(shè)計(jì)要求苛刻，要實(shí)現(xiàn)推阻匹配，需減輕飛行器質(zhì)量。

綜上所述，飛行器推阻匹配是一個(gè)多學(xué)科耦合問(wèn)題，需要通過(guò)開(kāi)展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、前體/進(jìn)氣道一體化、后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的研究，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能；通過(guò)優(yōu)化氣動(dòng)布局，減小阻力，提高升阻比；并通過(guò)結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化和設(shè)備小型化的研究，降低飛行器和導(dǎo)彈質(zhì)量，最終解決推阻匹配問(wèn)題。

2.2 飛行器操穩(wěn)特性匹配

高超聲速飛行器大空域、寬?cǎi)R赫數(shù)飛行，其氣動(dòng)性能變化大，同時(shí)受超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不同工況的影響，給飛行器操穩(wěn)特性匹配的設(shè)計(jì)提出了較為苛刻的要求。

從圖1中飛行器的受力特點(diǎn)可以看出，由于前體下表面壓縮產(chǎn)生很大的壓力，即前體壓縮面上產(chǎn)生的升力將給飛行器帶來(lái)很大的抬頭俯仰力矩，使飛行器縱向靜不穩(wěn)定。前體/進(jìn)氣道頭部平面形狀、寬度和最寬位置距飛行器頭部的距離，以及進(jìn)氣道初始?jí)嚎s角與前體長(zhǎng)度等這些關(guān)鍵參數(shù)的選取，均直接影響抬頭俯仰力矩的大小，需合理設(shè)計(jì)才能改善飛行器縱向穩(wěn)定性。此外，由于前體下表面壓縮強(qiáng)度強(qiáng)，使得飛行器上下外形不對(duì)稱(chēng)，零迎角時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩，從而帶來(lái)飛行器配平力矩問(wèn)題?？梢?jiàn)，前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)對(duì)飛行器操穩(wěn)特性匹配非常關(guān)鍵。

圖1中F2是由發(fā)動(dòng)機(jī)噴流與自由來(lái)流空氣相互作用而產(chǎn)生的力，由于尾噴管的后體下表面的壁面壓力對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)比較敏感，受來(lái)流條件的影響，后體下表面F2所產(chǎn)生的低頭俯仰力矩會(huì)隨發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)而發(fā)生改變，從而嚴(yán)重影響整個(gè)飛行器的縱向操縱特性，同時(shí)對(duì)穩(wěn)定性也有一定影響。此外，為了保證飛行器在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作和關(guān)機(jī)變化過(guò)程中的俯仰力矩變化不大、飛行軌跡可控，應(yīng)確保飛行器在轉(zhuǎn)級(jí)點(diǎn)和巡航關(guān)機(jī)點(diǎn)的冷熱態(tài)俯仰力矩變化量不大，且在空氣舵能力的控制范圍內(nèi)，否則將使縱向靜不定的飛行器難以控制。因此，后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)對(duì)飛行器操穩(wěn)特性匹配也起著關(guān)鍵作用。

綜上所述，采用腹部進(jìn)氣升力體布局的高超聲速飛行器，由于前體壓縮產(chǎn)生了一個(gè)很大的抬頭俯仰力矩，縱向?yàn)殪o不穩(wěn)定，給控制設(shè)計(jì)帶來(lái)困難；后體/尾噴管隨發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)而發(fā)生改變，影響操穩(wěn)特性，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的冷熱態(tài)俯仰力矩變化量需控制在一定范圍內(nèi)。由此可見(jiàn)，必須通過(guò)開(kāi)展前體/進(jìn)氣道一體化與后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的研究，才能解決高超聲速飛行器操穩(wěn)特性匹配的難題。

2.3 升阻比特性

根據(jù)高超聲速飛行器特點(diǎn)分析，飛行器存在升阻比屏障，但升阻比是實(shí)現(xiàn)飛行器航程指標(biāo)的重要參數(shù)。如何提高升阻比特性是飛行器設(shè)計(jì)中面臨的關(guān)鍵問(wèn)題。吸氣式飛行器在25～30 km空域內(nèi)以高超聲速巡航飛行時(shí)，空氣密度非常稀薄，是海平面的1/30～1/60左右，飛行器要維持巡航飛行，必須具備較大的升力，以實(shí)現(xiàn)升力與重力的平衡。如果增加飛行器巡航時(shí)的飛行迎角，雖然也能增加升力，但同時(shí)會(huì)帶來(lái)阻力的增大，由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕度小，這將可能影響飛行器推阻匹配的要求。另外，如果采用較大尺寸的升力面，雖然能保證飛行器升力與重力平衡，但需要解決飛行器尺寸受發(fā)射裝置約束條件下的高升阻比氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)問(wèn)題；對(duì)于高超聲速飛行器，由于氣動(dòng)加熱嚴(yán)酷，巡航級(jí)飛行器如果采用大尺寸的升力面，將帶來(lái)熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題，同時(shí)也給助推加速級(jí)飛行器(或一級(jí)飛行器)的操穩(wěn)設(shè)計(jì)帶來(lái)很大困難。由此可見(jiàn)，高升阻比飛行器外形的設(shè)計(jì)，是一個(gè)多學(xué)科優(yōu)化問(wèn)題。

吸氣式高超聲速飛行器升阻比一般不高。根據(jù)文獻(xiàn)[2]和文獻(xiàn)[12]分析X-43A的相關(guān)氣動(dòng)性能，發(fā)現(xiàn)其升力不足，在巡航迎角α=2°時(shí)的升力大約只有5 194N，遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于飛行器的總質(zhì)量(約為1 350kg)，在Ma=7、α=2.0°～2.5°下飛行時(shí)，升阻比約為2。根據(jù)文獻(xiàn)[4]中的分析，X-51A通氣狀態(tài)的升阻比也比較低，在Ma=6、α=4.0°～5.0°時(shí)，巡航升阻比基本在2.2～2.5之間。但畢竟X-43A和X-51A均是以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為核心進(jìn)行設(shè)計(jì)的飛行演示驗(yàn)證器，作為適用的高超聲速飛行器，為了實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離飛行，必須提高升阻比。文獻(xiàn)[8]的研究結(jié)果表明，要達(dá)到1 500 km 巡航飛行距離，所需最小升阻比應(yīng)大于3。

總之，提高升阻比是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中需解決的關(guān)鍵問(wèn)題。解決途徑主要有：① 通過(guò)采用乘波體設(shè)計(jì)方法，優(yōu)化氣動(dòng)布局，提高升阻比；② 在考慮升重平衡、推阻匹配等條件下，可通過(guò)選擇合理的巡航飛行迎角，達(dá)到飛行器最大的升阻比；③ 在總體指標(biāo)要求約束下，開(kāi)展多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)，以提高升阻比。

3 由機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)獲得的啟示

機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機(jī)體/推進(jìn)一體化的核心則是飛行器前體與進(jìn)氣道的一體化、后體與尾噴管一體化。此外，高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩也是高超聲速飛行器研制中一個(gè)非常重要的問(wèn)題。X-43A和X-51A在前體/進(jìn)氣道一體化、后體/尾噴管一體化、邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)等方面，開(kāi)展了大量的研究工作，并成功地進(jìn)行了3次飛行試驗(yàn)，在一定程度上驗(yàn)證了典型狀態(tài)下所建立的設(shè)計(jì)方法。以下重點(diǎn)針對(duì)這幾個(gè)方面，分析其研究思路，并給出相應(yīng)的啟示。

3.1 前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)

前體/進(jìn)氣道承擔(dān)著為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供滿(mǎn)足一定流量、壓力和速度要求的高品質(zhì)空氣的重任，其性能好壞直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能，同時(shí)也影響著整個(gè)飛行器的升力、阻力、配平力矩與穩(wěn)定性等氣動(dòng)性能?？梢?jiàn)，前體/進(jìn)氣道是飛行器外形設(shè)計(jì)的關(guān)鍵部件，需進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。

高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的一般要求為[13]：在滿(mǎn)足燃燒室進(jìn)口的壓力、溫度條件下，使壓縮過(guò)程損失最小，效率最高；為保證燃燒室的正常工作，應(yīng)使進(jìn)氣道出口流場(chǎng)盡量均勻；要求進(jìn)氣道正常工作范圍盡可能寬，抗反壓能力盡可能高。此外，高超聲速進(jìn)氣道的壓縮形式及構(gòu)型設(shè)計(jì)直接影響飛行器的總體布局、升力/阻力特性、有效容積等。進(jìn)行前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)時(shí)需高度關(guān)注的主要設(shè)計(jì)參數(shù)有：① 進(jìn)氣道頭部平面形狀與前緣形狀的設(shè)計(jì)，其直接影響前緣熱環(huán)境、飛行器阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)品質(zhì)等；② 進(jìn)氣道寬度及最寬位置距飛行器頭部的距離直接影響飛行器的前體抬頭俯仰力矩和流量系數(shù)等；③ 進(jìn)氣道初始?jí)嚎s角的選取是一個(gè)內(nèi)外流耦合的關(guān)鍵量，一方面，它和進(jìn)氣道的壓縮量、總壓恢復(fù)系數(shù)、起動(dòng)能力等性能息息相關(guān)，另一方面，它往往決定了前體/進(jìn)氣道的波阻大小，而且它也決定了前體/進(jìn)氣道的長(zhǎng)度，從而影響飛行器的穩(wěn)定性；同時(shí)，前體壓縮角度還影響前設(shè)備艙的有效容積。

圖3 X-43A 外形示意圖[14]Fig.3 Schematics of configuration of X-43A[14]

X-43A和X-51A飛行器均采用基于二維壓縮進(jìn)氣道的腹部進(jìn)氣前體構(gòu)型，平面二維壓縮的高超聲速進(jìn)氣道具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、便于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)文獻(xiàn)[14]， X-43A飛行器外形扁平，前體構(gòu)型的主要特點(diǎn)是，采用三級(jí)二維壓縮，進(jìn)氣道壓縮角總共為16°，總收縮比為6，頭部近似楔形體，前體較寬，前體長(zhǎng)度較長(zhǎng)，約占飛行器總長(zhǎng)的46%，如圖3所示。文獻(xiàn)[8]的研究結(jié)果表明，類(lèi)似X-43A腹部進(jìn)氣升力體布局飛行器前體產(chǎn)生了很大的阻力與升力，在冷通流條件下，前體阻力約占飛行器冷通流總阻力的60%，前體升力約占總升力的70%?？梢?jiàn)，前體會(huì)產(chǎn)生較大的抬頭力矩，使得飛行器縱向靜不穩(wěn)定。X-43A飛行器研制過(guò)程中，在前體采用鎢合金配重的方法，通過(guò)調(diào)整質(zhì)心位置，使質(zhì)心在氣動(dòng)壓心前面，來(lái)實(shí)現(xiàn)縱向靜穩(wěn)定，從而降低了飛行器控制的難度，以滿(mǎn)足飛行演示驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)工作的要求。

如圖4所示[4]，X-51A頭部采用局部乘波設(shè)計(jì)思路，進(jìn)氣道壓縮角很小，總壓縮角約為7°，總收縮比約為5，前體長(zhǎng)度約占總長(zhǎng)的42%。與X-43A相比，其外形為細(xì)長(zhǎng)體外形，采用了縱向靜不穩(wěn)定的設(shè)計(jì)思路，技術(shù)上朝著實(shí)用的飛行器方向發(fā)展。為了減小進(jìn)氣道壓縮面帶來(lái)的抬頭力矩影響，增加了前體上表面的壓縮角，使得前體上下外形基本對(duì)稱(chēng)，減小零迎角時(shí)的抬頭力矩，從而降低配平力矩所需的舵偏角，也減小配平阻力。

圖4 X-51A外形示意圖[4]Fig.4 Schematics of configuration of X-51A[4]

所得到的啟示是：采用腹部進(jìn)氣升力體布局的高超聲速飛行器，前體壓縮產(chǎn)生了一個(gè)很大的抬頭俯仰力矩，縱向?yàn)殪o不穩(wěn)定；X-51A的前體設(shè)計(jì)更接近工程實(shí)用的飛行器，采用縱向靜不穩(wěn)定的設(shè)計(jì)思路，并被飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，該項(xiàng)技術(shù)值得借鑒；在保證發(fā)動(dòng)機(jī)需求條件下，前體可采用局部乘波，使阻力減?。磺绑w壓縮角小、寬度較窄，有利于降低前體的抬頭力矩，從而改善飛行器的操穩(wěn)特性設(shè)計(jì)。另外，采用飛行器上表面壓縮角比下表面壓縮角大的設(shè)計(jì)方法，一可以減小前體的抬頭力矩，二可以增加飛行器容積，以滿(mǎn)足飛行器總體布局要求。

3.2 后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)

高超聲速飛行器在大空域?qū)採(cǎi)R赫數(shù)飛行時(shí)，噴管的落壓比變化范圍較大，為擴(kuò)大噴管的工作范圍，減輕結(jié)構(gòu)重量，多將飛行器后體一部分作為噴管的膨脹面，即采用斜切噴管，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流邊界能夠根據(jù)環(huán)境參數(shù)調(diào)整，以適應(yīng)大空域?qū)採(cǎi)R赫數(shù)飛行。由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的非對(duì)稱(chēng)性，后體/尾噴管不僅產(chǎn)生推力，同時(shí)對(duì)飛行器產(chǎn)生推進(jìn)升力和推進(jìn)力矩?？梢?jiàn)，后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)是高超聲速飛行器研究的重要內(nèi)容，其設(shè)計(jì)水平直接影響飛行器的總體性能。后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)思路主要體現(xiàn)在以下2個(gè)方面：

1) 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管直接決定飛行器的最大機(jī)身橫截面積，影響飛行器的推力和阻力特性，尾噴管橫截面積的設(shè)計(jì)是飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其工作的馬赫數(shù)更高，尾噴管的膨脹比要求更大，在相同捕獲面積的情況下，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管出口面積更大。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管出口截面一般就是高超聲速飛行器機(jī)身的最大橫截面，飛行器機(jī)身的最大橫截面面積與阻力相關(guān)，而尾噴管出口面積與發(fā)動(dòng)機(jī)推力相關(guān)。因此，需通過(guò)飛行器后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)，使得飛行器有最佳的推阻匹配特性。

2) 后體/尾噴管對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)冷/熱態(tài)俯仰力矩和升力有顯著影響。進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)時(shí)，需將冷熱態(tài)俯仰力矩差控制在一定范圍內(nèi)，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)工作與不工作變化時(shí)，飛行器操縱性均滿(mǎn)足要求。

X-43A和X-51A代表2類(lèi)采用不同后體/尾噴管的高超聲速飛行器：X-43A采用了非對(duì)稱(chēng)斜切噴管，整個(gè)飛行器后體的下表面就是尾噴管的膨脹面；X-51A采用了尾部齊平的非對(duì)稱(chēng)噴管，噴管內(nèi)壁面和后體外壁面是獨(dú)立分開(kāi)的。由于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)通道為超聲速氣流，氣流拐彎損失大，很難像亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)那樣，采用完全對(duì)稱(chēng)的噴管，因此，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用非對(duì)稱(chēng)噴管。但相對(duì)斜切噴管來(lái)講，非斜切噴管減小了發(fā)動(dòng)機(jī)排氣對(duì)飛行器后體的影響，降低了飛行器氣動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能的相互耦合程度，使冷熱態(tài)的力矩差得到了改善。

為了更好地了解斜切噴管對(duì)飛行器力矩的影響，本文針對(duì)斜切與非斜切2種典型的非對(duì)稱(chēng)噴管進(jìn)行了流場(chǎng)數(shù)值模擬。模擬來(lái)流的條件為Ma=6.5、H=27 km，給定噴管熱態(tài)、冷態(tài)入口參數(shù)，熱態(tài)參數(shù)為：總溫Tt=2 835 K、總壓Pt=317 kPa，定壓比熱容cp=1 408 J/(kg·K)；冷態(tài)參數(shù)為：Tt=1 880 K，Pt=1 500 kPa，cp=1 034 J/(kg·K)。采用理想氣體模型，基于Navier-Stokes方程求解，湍流模型為k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(k-ωSST)。圖5和圖6給出了熱態(tài)情況下2種非對(duì)稱(chēng)噴管的壓力云圖與冷熱態(tài)情況上下壁面的壓力分布。

由圖5可見(jiàn)，由于非斜切噴管上下膨脹面的非對(duì)稱(chēng)性，出口氣流方向偏上，根據(jù)動(dòng)量定理，噴管必然產(chǎn)生朝下的作用力，熱態(tài)與冷態(tài)尾噴管對(duì)飛行器均產(chǎn)生抬頭力矩。從上下壁面壓力分布圖也可看出，噴管冷態(tài)時(shí)流動(dòng)處于過(guò)膨脹狀態(tài)，上下壁面壓力遠(yuǎn)小于熱態(tài)的壓力，下壁面壓力高，產(chǎn)生抬頭力矩，上壁面產(chǎn)生低頭力矩，綜合作用產(chǎn)生抬頭力矩。由此可見(jiàn)，非斜切噴管冷熱態(tài)力矩是2個(gè)抬頭力矩相減，外流對(duì)內(nèi)噴管流動(dòng)影響小，并通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)下壁面膨脹角，可改善尾噴管非對(duì)稱(chēng)性，減小上下壁面壓力差，從而減小抬頭力矩及冷熱態(tài)力矩差。

圖5 非斜切噴管的壓力云圖與冷熱態(tài)上下壁面壓力分布Fig.5 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of non-scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

圖6 斜切噴管的壓力云圖與冷熱態(tài)上下壁面壓力分布Fig.6 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

從圖6可見(jiàn)，由于斜切噴管下壁面較短，流動(dòng)相對(duì)復(fù)雜，出口氣流與外界來(lái)流相互作用，即發(fā)動(dòng)機(jī)與外流耦合程度高。冷熱態(tài)情況，噴管產(chǎn)生的力矩特性變化規(guī)律的機(jī)理與非斜切噴管相同，但由于下壁面短，相對(duì)非斜切噴管，可適當(dāng)減小飛行器的抬頭力矩，但冷熱態(tài)力矩差受?chē)姽苄兔媾c外流影響大，難以控制。此外，對(duì)于斜切噴管，其優(yōu)點(diǎn)是，由于噴管下壁面短，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流邊界能夠根據(jù)自由來(lái)流的環(huán)境參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，適合寬?cǎi)R赫數(shù)飛行。

得到的啟示是：X-43A和X-51A外形不同，X-43A是以大型尺度的高超聲速飛行器為原型的縮尺飛行器，氣動(dòng)外形扁平，采用斜切噴管，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流邊界能夠根據(jù)環(huán)境參數(shù)調(diào)整，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)大空域、寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作，同時(shí)也可以有效減小飛行器的尺寸和重量，適用于高超聲速飛機(jī)與空天飛行器，但飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)性能高度耦合。X-51A是一種小尺度的高超聲速飛行器，類(lèi)似于導(dǎo)彈的細(xì)長(zhǎng)體外形，相對(duì)高超聲速飛機(jī)和空天飛行器來(lái)講，飛行馬赫數(shù)和高度變化范圍不大，采用非斜切噴管，機(jī)體/推進(jìn)一體化耦合程度減弱，從而改善了發(fā)動(dòng)機(jī)冷熱態(tài)力矩差對(duì)飛行器操縱性的影響，導(dǎo)彈外形設(shè)計(jì)可以借鑒X-51A的設(shè)計(jì)思路。

3.3 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)

邊界層轉(zhuǎn)捩是吸氣式高超聲速飛行器所面臨的關(guān)鍵問(wèn)題之一，對(duì)高超聲速飛行器的影響主要表現(xiàn)在以下方面：① 邊界層轉(zhuǎn)捩對(duì)飛行器的氣動(dòng)力性能和氣動(dòng)熱環(huán)境有影響；② 邊界層轉(zhuǎn)捩對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道起動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能有重大影響。由于前體進(jìn)氣道存在復(fù)雜的激波-邊界層干擾，當(dāng)進(jìn)氣道的流動(dòng)為層流時(shí)，容易在進(jìn)氣道壓縮面的拐角和隔離段入口激波反射區(qū)產(chǎn)生分離，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)。提高進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的一種有效方法就是在前體加裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，使流動(dòng)從層流變?yōu)橥牧鳎瑴p少流動(dòng)分離，提高流動(dòng)抗反壓能力，確保進(jìn)氣道的起動(dòng)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。同時(shí)，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)為湍流時(shí)，也有利于燃料的混合與穩(wěn)定燃燒等，進(jìn)而提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。由此可見(jiàn)，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩對(duì)吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計(jì)非常重要。

高超聲速?gòu)?qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置最成功的研究和應(yīng)用首先是在美國(guó)的X-43A項(xiàng)目上。X-43A飛行器對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩控制裝置進(jìn)行了全面系統(tǒng)的研究，并形成了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，即利用橫向排列的轉(zhuǎn)捩帶單元——漩渦發(fā)生器，產(chǎn)生系列反向旋轉(zhuǎn)的渦對(duì)，轉(zhuǎn)捩裝置的高度適當(dāng)?shù)陀陬A(yù)測(cè)的邊界層高度[12]。Berry等[15]針對(duì)縮比的X-43A前體/進(jìn)氣道模型在美國(guó)Langley研究中心20 inch(1 inch=25.4 cm)、Ma=6風(fēng)洞開(kāi)展的風(fēng)洞試驗(yàn)表明：X-43A進(jìn)氣道在層流時(shí)會(huì)在拐角處發(fā)生流動(dòng)分離，影響進(jìn)氣道的起動(dòng)。沒(méi)有強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置時(shí)，由于在拐角處的分離，在第1個(gè)斜劈壓縮面結(jié)束的地方只有1/3的表面流線進(jìn)入了隔離段；安裝了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置后，基本消除了橫向的分離，如圖7所示。

圖7 X-43A進(jìn)氣道有無(wú)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的壁面油流圖[15]Fig.7 Oil-flow on X-43A fore-body model without and with forced transition device[15]

此外，X-43A飛行器針對(duì)鉆石型、圓柱形、三角形和后掠斜坡型等不同渦流發(fā)生器構(gòu)型開(kāi)展了對(duì)比試驗(yàn)研究[15]，研究結(jié)果表明，鉆石型和后掠斜坡型是比較好的2種構(gòu)型。雖然鉆石型的轉(zhuǎn)捩效率比后掠斜坡型強(qiáng)，但是由于后掠斜坡型在熱防護(hù)上的優(yōu)勢(shì)，最后優(yōu)選并采用了后掠斜坡型的轉(zhuǎn)捩裝置，如圖8所示[15]，并被飛行試驗(yàn)驗(yàn)證有效。自X-43A之后，后掠斜坡型強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置得到越來(lái)越多的應(yīng)用，X-51A飛行器借鑒了X-43A的研究成果，也采用了后掠斜坡型強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，如圖9所示[16]。

圖8 X-43A強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置照片[15]Fig.8 Photograph of the forced transition device on X-43A fore-body[15]

圖9 與X-51A飛行試驗(yàn)比對(duì)研究的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置[16]Fig.9 Layout of the forced transition device for comparative studies with X-51A flight test[16]

從X-43A和X-51A強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)得到的啟示是：采用強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩技術(shù)使流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧?，減少流動(dòng)分離，對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的起動(dòng)與穩(wěn)定工作起關(guān)鍵作用，特別是對(duì)于小尺度的吸氣式飛行器必須安裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置；強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)目標(biāo)是，保證進(jìn)氣道的流動(dòng)是湍流，減少前體的橫向溢流，同時(shí)還需考慮強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的熱防護(hù)要求、對(duì)阻力的影響和在飛行器上升段引起的對(duì)封閉進(jìn)氣道唇口附加熱流的影響；強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置主要采用渦流發(fā)生器構(gòu)型，防熱性能比較好的后掠斜坡型渦流發(fā)生器適用于吸氣式高超聲速飛行器。

4 結(jié) 語(yǔ)

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點(diǎn)是氣動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能高度耦合，機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)水平直接影響飛行器的推阻匹配、操穩(wěn)特性匹配及升阻比特性等飛行器總體性能，是高超聲速飛行器的核心關(guān)鍵技術(shù)之一。而前體進(jìn)/氣道一體化與后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。雖然X-43A和X-51A均是以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行演示目的的飛行器，但其成功的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了該類(lèi)典型吸氣式高超聲速飛行器一體化設(shè)計(jì)方法的合理性，其設(shè)計(jì)思路值得借鑒。通過(guò)對(duì)X-43A和X-51A機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的綜合分析，得到的主要啟示概括如下：

1)采用基于二維壓縮進(jìn)氣道的腹部進(jìn)氣前體構(gòu)型，其優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、便于實(shí)現(xiàn)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)，適用于小尺度吸氣式高超聲速飛行器。但前體壓縮面產(chǎn)生很大升力，使飛行器縱向靜不穩(wěn)定。在保證發(fā)動(dòng)機(jī)需求條件下，前體采用局部乘波設(shè)計(jì)，可減小前體寬度，提高升阻比，降低前體的抬頭力矩，從而改善飛行器的操穩(wěn)特性設(shè)計(jì)。

2)吸氣式高超聲速飛行器采用斜切噴管，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)在大空域、寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作，同時(shí)可以有效減小飛行器的尺寸和重量，適用于高超聲速飛機(jī)與空天飛行器。采用尾部齊平的非對(duì)稱(chēng)全壁噴管，大大改善了發(fā)動(dòng)機(jī)冷熱態(tài)力矩差對(duì)飛行器操縱性的影響，機(jī)體/推進(jìn)一體化耦合程度減弱，適用于導(dǎo)彈外形設(shè)計(jì)。

3)對(duì)于小尺度的吸氣式高超聲速飛行器，前體壓縮面必須安裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，在保證進(jìn)氣道的流動(dòng)是湍流條件下，防熱性能比較好的后掠斜坡型渦流發(fā)生器適用于吸氣式高超聲速導(dǎo)彈。在強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)方面，無(wú)論是在試驗(yàn)條件還是設(shè)計(jì)方法方面，我國(guó)還處于起步研究階段，美國(guó)X-43A和X-51A飛行器通過(guò)開(kāi)展大量的風(fēng)洞試驗(yàn)和寶貴的飛行試驗(yàn)，所建立的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)方法，值得我們借鑒。

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Tel: 010-68191238

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*Corresponding author. Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design

LUO Jinling1,*, LI Chao1， XU Jin2

1.BeijingAerospaceTechnologyInstitute,Beijing100074,China2.BeijingElectro-MechanicalEngineeringInstitute,Beijing100074,China

Airframe/propulsion integrated design is the key technology for hypersonic vehicles. The fore-body and the after-body of vehicles are not only aerodynamic surface, but also either the external-compression surface of engine inlet or the expansion surface of rear nozzle. Hence airframe/propulsion integrated design directly affects aerodynamic characteristics and performances of propulsion. In this paper, the main characteristics of hypersonic vehicle is introduced and crucial aerodynamics issues such as thrust matching with drag and lift-to-drag ratio, as well as maneuverability matching with stability etc., are reviewed. Through a comprehensive analysis of airframe/propulsion integrated design techniques, based on foreign typical hypersonic vehicles and aerodynamic design methods of critical components, the fore-body/inlet integration, after-body/nozzle integration and forced boundary-layer transition device etc., are summarized and some valuable inspirations are obtained. The conclusions could provide important references for the investigation of air-breathing hypersonic technology.

hypersonic vehicle; airframe/propulsion integrated design; fore-body/inlet; after-body/nozzle; forced transition device

2014-06-11； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-10-08； Published online： 2014-10-09 08:26

National Level Project

2014-06-11; 退修日期： 2014-09-12; 錄用日期： 2014-10-08; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-09 08：26

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0226.html

國(guó)家級(jí)項(xiàng)目

Luo J L, Li C, Xu J. Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 39-48. 羅金玲, 李超， 徐錦．高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的啟示[J]． 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 39-48.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0226

V11

A

1000-6893(2015)01-0039-10

羅金玲 女， 博士， 研究員。主要研究方向： 飛行器設(shè)計(jì)。

*通訊作者.Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

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