有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)難點(diǎn)問題

楊勇, 張輝, 鄭宏濤

中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院， 北京 100076

有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)難點(diǎn)問題

楊勇*, 張輝, 鄭宏濤

中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院， 北京 100076

有翼高超聲速再入飛行器是近年來的研究熱點(diǎn)，氣動設(shè)計(jì)是飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。為了更清楚地認(rèn)識有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)的難點(diǎn)問題，對有翼高超聲速再入飛行器的發(fā)展、優(yōu)勢及總體任務(wù)剖面進(jìn)行了介紹，從5個(gè)方面詳細(xì)介紹了該類飛行器氣動設(shè)計(jì)的難點(diǎn)問題，包括多約束復(fù)雜面對稱氣動布局設(shè)計(jì)、高溫真實(shí)氣體效應(yīng)對氣動特性影響、天地差異與天地?fù)Q算方法、反作用控制系統(tǒng)(RCS)噴流干擾對氣動特性的影響以及氣動數(shù)據(jù)不確定度等，簡要闡明了這些難點(diǎn)問題對總體設(shè)計(jì)的重要性以及初步的解決思路，為有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)提供了一些參考。

有翼再入； 高超聲速； 氣動設(shè)計(jì)； 真實(shí)氣體效應(yīng)； RCS噴流干擾； 天地?fù)Q算； 氣動數(shù)據(jù)不確定度

隨著日益頻繁的空間應(yīng)用和空間探索活動，人類不僅需要將大量的有效載荷送入空間軌道或在軌道間進(jìn)行轉(zhuǎn)移運(yùn)輸，而且軌道返回運(yùn)輸?shù)男枨笠苍絹碓蕉?，發(fā)展廉價(jià)、快速、機(jī)動和可靠的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，滿足各種航天運(yùn)輸任務(wù)的應(yīng)用需求日趨迫切。

有翼高超聲速再入飛行器具有較大的氣動升阻比、強(qiáng)大的氣動舵面操控能力和橫向機(jī)動能力、較好的再入飛行熱、力學(xué)環(huán)境條件和可重復(fù)使用能力，能夠像飛機(jī)一樣穿越大氣層，并水平著陸在跑道上。與飛船等再入飛行器相比，有翼高超聲速再入飛行器具有更多的優(yōu)勢，已成為各航天大國研究的熱點(diǎn)和天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的主要發(fā)展趨勢。繼航天飛機(jī)之后，美國開展了X-33[1-2]、X-34[3-4]、X-37[5-6]等一系列計(jì)劃，尤其是X-37計(jì)劃，歷時(shí)十多年，目前已經(jīng)完成2次軌道飛行試驗(yàn)，第3次目前仍在軌運(yùn)行。此外美國還在開展“追夢者”號小型航天飛機(jī)[7-8]和XS -1重復(fù)使用亞軌道飛行器等有翼高超聲速再入飛行器研究。在歐洲，英國開展了單級入軌的SKYLON[9-10]計(jì)劃，意大利開展了無人航天飛行器USV[11-12]計(jì)劃，歐洲航天局在未來運(yùn)載器準(zhǔn)備計(jì)劃FLPP的基礎(chǔ)上進(jìn)行調(diào)整，開展過渡性試驗(yàn)飛行器IXV[13]計(jì)劃，俄羅斯繼暴風(fēng)雪航天飛機(jī)后開展了多用途航空航天系統(tǒng)MAKS[14]計(jì)劃。

傳統(tǒng)的以彈頭和飛船為代表的高超聲速再入飛行器氣動外形基本上采用簡單的旋成體形式，基本上沒有氣動操縱面，采用彈道式或半彈道式再入。有翼高超聲速再入飛行器不僅氣動布局形式復(fù)雜，控制舵面多，飛行彈道也采用升力式模式，氣動設(shè)計(jì)的復(fù)雜程度和難度都非常大，出現(xiàn)了一系列新的氣動難點(diǎn)問題。

1 有翼高超聲速再入飛行器再入特點(diǎn)

有翼高超聲速再入飛行器具有較大的氣動升阻比，航天飛機(jī)、X-38和X-33等高超聲速大攻角下的升阻比大于1.0，低速小攻角下的升阻比在5.0左右，因此在完成在軌任務(wù)后，通常采用無動力升力式再入返回。

無動力再入飛行軌道通常分為初期再入段、能量管理段和進(jìn)場著陸段，每個(gè)階段的軌道設(shè)計(jì)都要受到多種約束條件的限制[15]。

1)初期再入段。高度為25～120 km，馬赫數(shù)范圍為2.5～30，主要約束條件為氣動加熱、飛行過載、動壓和平衡滑翔(最大航程)。

2)能量管理段。高度為3～25 km，馬赫數(shù)范圍為0.5～2.5，主要約束條件為剩余能量和待飛距離。

3)進(jìn)場著陸段。高度為3 km、馬赫數(shù)在0.5以下，主要約束條件為著陸速度和下沉速率[16]。

初期再入段的特點(diǎn)為：飛行時(shí)間最長，馬赫數(shù)和飛行高度跨度大，飛行航程長，約束條件復(fù)雜，飛行走廊與再入軌道設(shè)計(jì)難度大。當(dāng)飛行器進(jìn)入大氣層時(shí)，飛行器將承受嚴(yán)酷的氣動加熱，表面熱流是再入初期主要關(guān)注的約束條件。再入后期，氣動加熱的影響逐漸減弱，過載和動壓約束變得越來越重要，當(dāng)然航程約束(或者說滑翔約束)是需要全程考慮的。

1)表面熱流約束。對于采用非燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)的再入飛行器，表面熱流約束是總體設(shè)計(jì)的主要影響因素，熱流約束通常用駐點(diǎn)熱流密度來表示：

(1)

再入過程中，飛行器頭部駐點(diǎn)、機(jī)翼前緣、舵面前緣等區(qū)域受到嚴(yán)酷的氣動加熱，最大熱流可達(dá)到700kW/m2左右，輻射平衡溫度最高可達(dá)到2 000K左右。高度為70～100km，高空高馬赫數(shù)產(chǎn)生的復(fù)雜效應(yīng)可對飛行器氣動力熱特性產(chǎn)生較大影響。

2)過載約束。對于大升阻比飛行器，可能產(chǎn)生較大法向過載，影響飛行器的結(jié)構(gòu)安全，通常過載約束取為法向過載約束：

n=L/g≤nmax

(2)

式中：n為法向過載；L為升力；g為引力加速度；nmax為法向過載最大值，通常取為2.5g[15]。

3)動壓約束。動壓是飛行力學(xué)問題中最重要的特征量之一，所有的氣動力和氣動力矩都與動壓成正比，再入過程的動壓需滿足約束如下：

(3)

式中：q為動壓；qmax為最大飛行動壓，通常取最大動壓約束為14kPa[15]。

4)平衡滑翔約束?；谠偃胫茖?dǎo)控制能力的考慮，要求可以獲得的最大升力能夠平衡其他力(即平衡滑翔能力)，這與能達(dá)到的最大航程有關(guān)系。平衡滑翔的特征是飛行路徑角的變化率為零，平衡滑翔條件可表示為

(4)

式中：r為飛行器質(zhì)心距地心的距離；θ為航跡傾角；aΩ為考慮科氏加速度和牽連加速度的附加項(xiàng)；υEQ為平衡滑翔邊界對應(yīng)的傾側(cè)角。

在一般的再入問題中，aΩ的數(shù)量級相對較小，且有cosθ≈1，則可轉(zhuǎn)化為準(zhǔn)平衡滑翔條件(Quasi-EquilibriumGlideCondition，QEGC)：

(5)

采用D-V剖面描述的再入走廊數(shù)學(xué)模型如下：

(6)

(7)

(8)

(9)

圖1為基于D-V剖面的典型再入走廊。同時(shí)，再入走廊也可以高度-速度形式表示，如圖2所示。

飛行器再入軌道都是在再入走廊內(nèi)設(shè)計(jì)的。升力式再入軌道設(shè)計(jì)，通常在初期再入段采用大攻角飛行增大阻力減速和減小最大熱流，當(dāng)減速到一定條件后，逐步過度到小攻角狀態(tài)飛行。圖3為典型的有翼再入飛行器攻角剖面。

圖1 基于D-V剖面的典型再入走廊Fig.1 Typical reentry corridor based on D-V profile

圖2 幾種典型飛行器的再入走廊Fig.2 Reentry corridor of several typical vehicles

圖3 典型的有翼再入飛行器攻角剖面Fig.3 Angle of attack profile of typical winged reentry vehicle

有翼高超聲速再入飛行器由于需要橫跨大氣層飛行，通常采用氣動舵面和反作用控制系統(tǒng)(ReactionControlSystem，RCS)組合進(jìn)行飛行控制。再入初期由于高空大氣稀薄，空氣舵效率很低，主要采用RCS進(jìn)行姿態(tài)控制，隨著大氣密度的增加，開始接入氣動舵面與RCS進(jìn)行復(fù)合控制，并最終切換到純氣動舵面控制，在高馬赫數(shù)較大攻角時(shí)由于橫航向耦合交聯(lián)嚴(yán)重，航向穩(wěn)定性差，通常需要將偏航通道RCS較晚退出；在能量管理段，為了確保高精度的無動力進(jìn)場著陸，飛行器需要具備能量調(diào)節(jié)手段以實(shí)現(xiàn)對能量的精確控制；在進(jìn)場著陸段，由于飛行軌跡、著陸速度和下沉速率約束嚴(yán)格，要考慮著陸升力、升阻比以及風(fēng)場等影響[17]。

2 難點(diǎn)問題

2.1 多約束復(fù)雜面對稱氣動布局設(shè)計(jì)

有翼高超聲速再入飛行馬赫數(shù)涵蓋高超、超、跨和亞聲速，最大馬赫數(shù)可達(dá)二十幾以上，再入初期采用大攻角飛行，亞跨超聲速時(shí)采用中小攻角飛行，飛行高度跨越自由分子流、過渡流、滑移流和連續(xù)流，面臨高溫真實(shí)氣體效應(yīng)、稀薄效應(yīng)和黏性效應(yīng)等復(fù)雜氣動效應(yīng)，氣動焦點(diǎn)變化大、大攻角舵面效率降低或失效，因而對飛行器氣動布局設(shè)計(jì)帶來了具有很大的挑戰(zhàn)，主要的約束和要求有：

1)總體設(shè)計(jì)對飛行器的尺寸要求。有效載荷對飛行器機(jī)身的直徑及載荷艙空間要求；若利用火箭發(fā)射入軌，需考慮器炎箭耦合穩(wěn)定性及氣動特性要求，在整流罩內(nèi)發(fā)射需考慮整流罩尺寸約束。

2)總體性能與再入過程中的氣動力熱約束?？傮w對氣動設(shè)計(jì)的指標(biāo)通常有升阻比、翼載和靜穩(wěn)定度或靜不穩(wěn)定度要求等，升阻比影響再入過程的飛行器總加熱量、橫向機(jī)動能力和水平著陸要求。再入熱環(huán)境約束對飛行器頭部、翼舵前緣半徑設(shè)計(jì)和舵偏角的使用范圍有嚴(yán)格的要求，飛行器布局設(shè)計(jì)需要滿足一定的氣動載荷分配，減小局部產(chǎn)生的較大過載。

3)亞跨超和高超聲速飛行過程的操穩(wěn)特性匹配要求。再入初期為高超聲速大攻角飛行，水平著陸為低速小攻角飛行，飛行全程的氣動焦點(diǎn)變化大，飛行器氣動布局設(shè)計(jì)要兼顧全速域、大中小攻角的縱橫航三通道穩(wěn)定操縱飛行，尤其對于橫航向通道，其氣動耦合干擾非常嚴(yán)重。

4)伺服約束的強(qiáng)三通道氣動舵面控制能力需求。再入過程通過氣動舵面進(jìn)行縱橫航控制，要求舵面具有一定的操縱效率，滿足控制需求，同時(shí)，舵面的鉸鏈力矩特性應(yīng)在可接受的范圍內(nèi)，從而選擇質(zhì)量和功率合適的舵機(jī)方案。

2.2 高溫真實(shí)氣體效應(yīng)對氣動特性影響

飛行器在大氣層中實(shí)際飛行過程中，周圍空氣存在著復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)，O2和N2存在不同程度的離解和電離，所謂真實(shí)氣體效應(yīng)[18]，就是指氣體在高溫時(shí)要產(chǎn)生振動激發(fā)、離解、電離和化學(xué)反應(yīng)的現(xiàn)象。這種現(xiàn)象就是高溫真實(shí)氣體效應(yīng)，高溫真實(shí)氣體效應(yīng)包括化學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)和熱力學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)。高溫真實(shí)氣體效應(yīng)與飛行器的特征尺寸、飛行器速度、表面材料的物理化學(xué)特性以及大氣密度等諸多因素相關(guān)，不僅對飛行器的氣動力和氣動熱有影響，還會對目標(biāo)特性、通訊信號和雷達(dá)信號等有重要影響。

有翼高超聲速再入飛行器再入軌道和外形特征尺寸與彈頭、飛船等再入飛行器有很大的不同，高溫真實(shí)氣體效應(yīng)的影響及其影響規(guī)律也有較大區(qū)別。數(shù)值求解熱化學(xué)非平衡Navier-Stokes方程能夠自動模擬流場中任何區(qū)域的化學(xué)平衡/非平衡和熱力學(xué)平衡/非平衡流動特征。

圖4為再入飛行器頭部駐點(diǎn)附近軸線的完全氣體(PerfectGas,PG)和化學(xué)非平衡氣體完全催化壁面(FullCatalyticWall，F(xiàn)CW)的溫度和壓力分布，其中H為高度，α為攻角，δ為舵偏角，X為軸向位置。高溫氣體效應(yīng)使流場區(qū)域的溫度下降，激波位置更靠近表面，頭部壓力有所增加，流場溫度更低。

圖4 再入飛行器駐點(diǎn)附近軸線的完全氣體和化學(xué)非平衡氣體的溫度和壓力分布(α=40°，δ=0°)Fig.4 Temperature and pressure distributions of perfect gas and full catalytic wall near stagnation point of reentry vehicle(α=40°，δ=0°)

圖5為類航天飛機(jī)飛行器在不同舵偏下PG和FCW的氣動力系數(shù)隨飛行高度的變化,其中CA為軸向力系數(shù)，CN為法向力系數(shù)，Cmz為俯仰力矩系數(shù)。高溫真實(shí)氣體效應(yīng)使軸向力增大，高度越高影響越大，最大差量在20%左右；高溫氣體效應(yīng)對法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)有影響稍小，高度越高影響越大，最大差量在10%以內(nèi)。

圖5 高溫真實(shí)氣體效應(yīng)對氣動力系數(shù)的影響Fig.5 Effect of real gas effects on aerodynamic coefficients

2.3 天地差異與天地?fù)Q算方法

受到模型尺度、來流條件等限制，地面風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)難以完全模擬實(shí)際飛行條件下的相似參數(shù)與環(huán)境效應(yīng)，如高超聲速真實(shí)氣體效應(yīng)、稀薄效應(yīng)等。因而無法準(zhǔn)確模擬實(shí)際飛行狀態(tài)的氣動特性，產(chǎn)生了基于風(fēng)洞試驗(yàn)的預(yù)測結(jié)果與實(shí)際飛行測試結(jié)果之間的差異“天地差異”，最為著名的例子就是航天飛機(jī)的“高超聲速異?！眴栴}：馬赫數(shù)Ma>12時(shí)，風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測的俯仰矩和飛行試驗(yàn)結(jié)果有很大差別，基于風(fēng)洞數(shù)據(jù)得出的體襟翼最大偏轉(zhuǎn)角為7°，而在飛行中體襟翼的實(shí)際偏轉(zhuǎn)達(dá)到了16°[19]。

天地?fù)Q算就是對地面風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的氣動特性數(shù)據(jù)進(jìn)行研究，找出一個(gè)與馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等相似參數(shù)相關(guān)的一個(gè)關(guān)聯(lián)參數(shù)，使風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和實(shí)際飛行數(shù)據(jù)相關(guān)聯(lián)，通過關(guān)聯(lián)參數(shù)建立起地面風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與天上實(shí)際飛行數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)函數(shù)，氣動力和力矩等氣動特性參數(shù)都是有關(guān)該參數(shù)的函數(shù)，其表達(dá)式為

(11)

式中：Ma為馬赫數(shù)；ReL∞為基于飛行器特征長度的來流雷諾數(shù)；C′為黏性系數(shù)與溫度的無量綱比值，表達(dá)式為

(12)

式中：μ′/μ∞為邊界層動力黏性系數(shù)和來流動力黏性系數(shù)的比值；T∞/T′為來流溫度與邊界層參考溫度的比值，采用Monaghan半經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式：

(13)

式中：γ為氣體比熱比；Tw為壁面溫度。

(14)

采用統(tǒng)計(jì)學(xué)中常用的Pearson乘積矩相關(guān)系數(shù)r表征氣動力預(yù)測數(shù)據(jù)和計(jì)算數(shù)據(jù)之間的線性相關(guān)程度，通過分析，r非常接近1。氣動力系數(shù)擬合的結(jié)果如圖6所示，擬合的多項(xiàng)式為y=c0+c1x+c2x2+c3x3，分別為不同攻角下(圖中用1、2和3表示)法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的擬合數(shù)據(jù)與完全氣體求解(Perfect)+稀薄氣體求解(DSMC)計(jì)算結(jié)果的對比，可以看到，擬合結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合很好。

圖6 氣動力系數(shù)擬合結(jié)果Fig.6 Fitting results of aerodynamic coefficients

2.4RCS噴流對氣動特性的影響

再入初期時(shí)，高空大氣密度很低，動壓非常小，飛行器的氣動舵面控制效率不足，不能滿足姿態(tài)控制的要求，必須要采用RCS進(jìn)行姿態(tài)控制，當(dāng)動壓達(dá)到滿足舵面起控條件后，逐步過渡到舵面控制。航天飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)是動壓達(dá)到500Pa時(shí)舵面起控，滾動通道控制首先實(shí)現(xiàn)RCS向舵面交班，然后是俯仰通道交班，最后是偏航通道，大約在Ma=2時(shí)才完成交班。

為了滿足在軌飛行和再入過程的3通道姿控要求，在飛行器頭部和尾部要布置幾十臺RCS發(fā)動機(jī)。在軌道飛行段，RCS發(fā)動機(jī)噴流形成的高空羽流可能對太陽帆板或有效載荷帶來影響。再入飛行段，RCS發(fā)動機(jī)噴流與飛行器外部繞流互相干擾，產(chǎn)生復(fù)雜的激波/邊界層干擾、分離流耦合，并存在非定常效應(yīng)和真實(shí)燃?xì)庑?yīng)，產(chǎn)生附加的干擾力與力矩，改變了噴流附近的熱環(huán)境。

圖7為RCS噴流對飛行器氣動特性的影響，其中Kmx和Kmy分別為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)放大系數(shù)和偏航力矩系數(shù)放大系數(shù)，Jet off為無噴狀態(tài)，Jet-z為俯仰方向噴流打開狀態(tài)，δz為俯仰舵偏角，Cx為軸向力系數(shù)，Cz為側(cè)向力系數(shù)。當(dāng)氣動舵面處于RCS噴流干擾影響區(qū)內(nèi)時(shí)，舵面控制效率也將受到影響，這些影響呈現(xiàn)高度非線性，對飛行器的控制產(chǎn)生重大影響。

噴流干擾特性及量值大小受到飛行條件、噴管數(shù)目、位置、流量以及噴流角度等諸多因素的影響。目前對RCS噴流干擾特性的精確預(yù)測仍存在較大困難。RCS噴流干擾研究的難點(diǎn)包括以下幾方面：

1)RCS噴流布局一體化設(shè)計(jì)。RCS噴口的數(shù)目和位置對噴流干擾產(chǎn)生重要影響，噴口布局應(yīng)滿足俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)3通道的控制需求，同時(shí)通道間的干擾以及對飛行器和舵面效率的干擾要盡可能小。

2)噴流模擬準(zhǔn)則與方法。實(shí)際工作的RCS噴流是包含多組分的高溫燃?xì)?，比熱比、溫度等與冷噴完全氣體不同，并伴隨化學(xué)反應(yīng)和外部燃燒等現(xiàn)象，研究合適的模擬準(zhǔn)則對噴流干擾氣動特性的預(yù)測非常重要。在數(shù)值研究方面，計(jì)算格式、湍流模型、網(wǎng)格生成策略等因素對噴流干擾特性研究產(chǎn)生重要影響，尤其是對背風(fēng)面大分離流區(qū)域的模擬尚未形成可靠的數(shù)值模擬方法。試驗(yàn)研究方面，受風(fēng)洞試驗(yàn)條件限制，導(dǎo)致雷諾數(shù)、比熱比、壓力比等相似參數(shù)不能完全模擬。目前采用噴流與外流動量比相似、壓力比相似等準(zhǔn)則，采用冷噴模擬，不同方向的RCS噴流主要模擬參數(shù)不同，如俯仰/滾轉(zhuǎn)通道噴流干擾模擬參數(shù)為動量比，偏航通道噴流干擾模擬參數(shù)為質(zhì)量流率比。冷/熱噴馬赫數(shù)和比熱比的轉(zhuǎn)化方程為

圖7 RCS噴流對飛行器氣動特性的影響

(15)

式中：Maj,c為冷噴噴口馬赫數(shù)；Maj,t為熱噴噴口馬赫數(shù)；γj,c為冷噴氣體比熱比；γj,t為熱噴氣體比熱比。

3)基于數(shù)值和試驗(yàn)相結(jié)合的研究方法建立噴流干擾數(shù)據(jù)庫?？紤]不同的來流條件、噴口組合等影響給出噴流干擾影響因子，并給出影響因子偏差范圍。

2.5 氣動數(shù)據(jù)不確定度

無論是風(fēng)洞試驗(yàn)還是計(jì)算流體力學(xué)(CFD)獲得的氣動數(shù)據(jù)都存在一定的不確定度。開展氣動數(shù)據(jù)不確定度分析與評估工作，為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、飛行任務(wù)規(guī)劃與軌道設(shè)計(jì)等提供既能滿足工程型號設(shè)計(jì)要求的、又能符合氣動規(guī)律的不確定度范圍非常重要。航天飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)表明，不同的速度段的不確定度大小有所不同，在跨聲速和高超聲速較大，即便這樣，實(shí)際飛行中仍有個(gè)別參數(shù)沒有落在不確定度誤差帶內(nèi)。

風(fēng)洞試驗(yàn)的來流條件和飛行工況的來流條件、實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c真實(shí)飛行器之間并不完全一致，模型差異、風(fēng)洞流場不均勻、洞壁干擾、支架干擾、雷諾數(shù)效應(yīng)以及測量系統(tǒng)偏差等因素的存在，使試驗(yàn)數(shù)據(jù)不可避免地具有一定的不確定度。在較高的馬赫數(shù)下，無法通過試驗(yàn)方法獲得氣動數(shù)據(jù)，一般采用CFD方法獲取數(shù)據(jù)。CFD數(shù)據(jù)受數(shù)學(xué)模型、計(jì)算格式和網(wǎng)格等因素的影響，存在著較大的不確定度。CFD數(shù)據(jù)的不確定度與試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度相比更難量化。尤其對稀薄氣體效應(yīng)、真實(shí)氣體效應(yīng)、RCS噴流等影響時(shí)的不確定度評估存在較大難度。風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度的量化已經(jīng)形成了一套比較標(biāo)準(zhǔn)的處理方法，但對CFD數(shù)據(jù)不確定度量化而言，目前還沒有一種公認(rèn)的方法可供采用。飛行器氣動數(shù)據(jù)不確定度一般包含3類。

1)風(fēng)洞數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù)不確定度。

2)風(fēng)洞數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù)相對于氣動模型的不確定度。

3)氣動模型相對于飛行數(shù)據(jù)的不確定度。

第1類不確定度稱為容許偏差(Tolerance)，涵蓋了模型與模型之間和風(fēng)洞與風(fēng)洞之間的試驗(yàn)誤差，對CFD數(shù)據(jù)而言，則包括了網(wǎng)格、物理模型和計(jì)算格式等導(dǎo)致的數(shù)據(jù)散布。風(fēng)洞和CFD數(shù)據(jù)相對于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的偏離稱為變化偏差(Variations)。

對于飛行器首次飛行來說，第3類不確定度或者說變化偏差，是總的不確定度中占比最大的部分。一般來說，在容許偏差的基礎(chǔ)上乘以安全系數(shù)得到變化偏差，安全系數(shù)的范圍為1.5～2.0。

對于有翼再入飛行器容許偏差來說，不同的飛行條件需要考慮的不確定度影響因素不同。馬赫數(shù)5以上，要考慮真實(shí)氣體效應(yīng)影響帶來的偏差；高度70km以上，要考慮稀薄效應(yīng)引起的黏性干擾影響偏差；飛行過程中要考慮模型基本態(tài)、舵面偏轉(zhuǎn)和側(cè)滑效應(yīng)引起的偏差，對于著陸狀況，起落架和地面效應(yīng)對氣動數(shù)據(jù)不確定度帶來較大影響，這些不確定度主要通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。氣動數(shù)據(jù)不確定度表達(dá)形式為

(16)

4 結(jié) 論

1) 有翼高超聲速再入飛行器氣動布局設(shè)計(jì)要考慮飛行器總體、氣動力/熱、彈道、控制等多專業(yè)約束；再入過程環(huán)境復(fù)雜，高溫真實(shí)氣體效應(yīng)改變了飛行器表面的壓力、溫度分布，對氣動力系數(shù)產(chǎn)生較大影響；通過對馬赫數(shù)、雷諾數(shù)以及壁面溫度等參數(shù)對氣動力的敏感性進(jìn)行分析，得到天地?fù)Q算外推公式，可獲得高空高馬赫數(shù)時(shí)飛行條件下的氣動數(shù)據(jù)。

2)RCS噴流對飛行器氣動特性產(chǎn)生較大影響，要開展RCS與飛行器布局一體化設(shè)計(jì)，噴流模擬準(zhǔn)則研究是獲得精確干擾數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)，為滿足控制專業(yè)需求，要建立覆蓋馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、RCS噴流狀態(tài)、舵面偏轉(zhuǎn)等不同工況的噴流數(shù)據(jù)庫。

3) 氣動數(shù)據(jù)不確定度要考慮風(fēng)洞試驗(yàn)、CFD的偏差，考慮舵面偏轉(zhuǎn)、復(fù)雜效應(yīng)帶來的影響，考慮安全系數(shù)后用于飛行試驗(yàn)。

本文提出的有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)的難點(diǎn)問題需要在氣動基礎(chǔ)理論研究、風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、數(shù)值計(jì)算方法以及飛行試驗(yàn)等方面開展深入系統(tǒng)研究，在理論研究方面取得突破，并逐步積累工程經(jīng)驗(yàn)。

[1] Hollis B R, Thompson R A, Murphy K J, et al. X-33 aerodynamic computations and comparisons with wind-tunnel data[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2001, 38(5): 684-686.

[2] Letchworth G. X-33 reusable launch vehicle demonstrator, spaceport and range, AIAA-2011-7314 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[3] Brauckmann G J. X-34 vehicle aerodynamic characteristics, AIAA-1998-2531 [R]. Reston:AIAA, 1998.

[4] Fuhrmann H D, Hildebrand J, Lalicata T. Aerothermodynamic overview, X-34[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1999, 36(2): 153-155.

[5] Paez G A. The development of the X-37 re-entry vehicle, AIAA-2004-4186 [R]. Reston: AIAA, 2004.

[6] Chaudhary A, Nguyei V, Iran H. Dynamics and stabilidy and control characteristics of the X-37, AIAA-2001-4383 [R]. Reston: AIAA, 2001.

[7] Howard R D, Krevor Z C. Dream chaser ommercial crewed spacecraft overview, AIAA-2011-2245 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[8] Woffinden D, Epstein L, Stafford G, et al. Dream chaser on-orbit operations: preliminary trajectory design and analysis, AIAA-2011-6654 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[9] Eggers T, Dittrich R, Varvill R. Numerical analysis of the SKYLON spaceplane in hypersonic flow, AIAA-2011-2298 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[10] Parkinson R, Webb E. The status of aerospaceplane research in the UK, AIAA-1992-5004 [R]. Reston: AIAA, 1992.

[11] Rufolo G C, Roncioni P, Marini M, et al. Post flight aerodynamic analysis of the experiment vehicle PRORA USV 1, AIAA-2008-2661 [R]. Reston: AIAA, 2008.

[12] Russo G, Matteis P P. Two flight mission exploring transonic conditions, AIAA-2008-2660 [R]. Reston: AIAA, 2008.

[13] Zaccagnino E, Malucchi G, Marco V, et al. Intermediate experimental vehicle (IXV), the ESA re-entry demonstrator, AIAA-2011-6340 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[14] Lozino-Lozinsky G E, Dudar E N, Chelkis F Y. The MAKS project and perpectives of development, AIAA-1996-4493 [R]. Reston: AIAA, 1996.

[15] Jon C H, Claude A, Graves J. Shuttle entry guidance[J]. Journal of the Astronautical Science, 1979, 27(3): 239-268.

[16] Moore E T. Space shuttle entry terminal area enery management, NASA-TM-104744[R]. Washington, D.C.: NASA, 1991.

[17] Bennett D E. Space shuttle entry flight control overview, AAS83-082[J]. Journal of the Astronautical Sciences,1983,31(4): 569-578.

[18] Huang Z C. Real gas effects for aerospace plane[J]. Aerodynamic Experiment and Measurement and Control, 1994, 8(2): 2 (in Chinese). 黃志澄. 空天飛機(jī)的真實(shí)氣體效應(yīng)[J]. 氣體實(shí)驗(yàn)與測量試驗(yàn), 1994, 8(2): 2.

[19] Kirsten P W, Richardson F D, Wilson C M. Shuttle performance: lessons learned Part 1, NASA CP-2283 [R]. Washington, D.C.: NASA,1983.

Tel：010-68384542

E-mail：yangy86111@126.com

*Corresponding author. Tel.： 010-68384542 E-mail: yangy86111@126.com

Difficulties in aerodynamic design problems of the winged hypersonic reentry vehicle

YANG Yong*, ZHANG Hui, ZHENG Hongtao

ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China

The winged hypersonic reentry vehicle has been a hot research topic in recent years and aerodynamic design is the key of aircraft design. In this paper the development, advantages and the overall mission profile of the winged hypersonic reentry vehicles are introducted for understanding the difficulties more clearly. Detailed introduction of the difficulties problems are conducted from five aspects in the aerodynamic design of the aircraft, including multi-constraint complex plane symmetry aerodynamic configuration design, effects of the real gas on aerodynamic characteristics, difference conversion method between flight and ground, reaction control system (RCS) jet interference effects on aerodynamic characteristics and the uncertainties of aerodynamic data. Moreover this paper also expounds the significance of these difficulties problems on the overall design and gives the preliminary solution, which could provide some references for the winged hypersonic reentry vehicles on the aerodynamic design.

winged reentry; hypersonic; aerodynamic design; real gas effect; RCS jet interference; difference conversion method between flight and ground; uncertainties of aerodynamic data

2014-07-25； Revised： 2014-09-16； Accepted： 2014-09-20； Published online： 2014-09-26 10:34

National Industrial Technology Development Program (JCKY2013601B)

2014-07-25; 退修日期： 2014-09-16; 錄用日期： 2014-09-20; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-09-26 10：34

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0227.html

國防基礎(chǔ)科研項(xiàng)目(JCKY2013601B)

Yang Y, Zhang H, Zheng H T. Difficulties in aerodynamic design problems of the winged hypersonic reentry vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 49-57.楊勇， 張輝， 鄭宏濤. 有翼高超聲速再入飛行器氣動設(shè)計(jì)難點(diǎn)問題[J].航空學(xué)報(bào)， 2015, 36(1)：49-57.

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

10.7527/S1000-6893.2014.0227

V211.4 ; V212.1

A

1000-6893(2015)01-0049-09

楊勇 男，博士，研究員。主要研究方向：航天運(yùn)載器總體設(shè)計(jì)、氣動設(shè)計(jì)。

*通訊作者.Tel.： 010-68384542 E-mail: yangy86111@126.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0227.html