水平起降高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)研究

李憲開 王霄 柳軍 尹超 馬依凡

摘要：氣動(dòng)布局技術(shù)是水平起降高超聲速飛機(jī)研制的核心技術(shù)之一。具備水平起降、重復(fù)使用、高超聲速長(zhǎng)時(shí)間巡航能力的飛機(jī)是未來航空航天飛行器發(fā)展的重要方向，飛行速度需跨越亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需在全包線范圍具有良好的升力、阻力和力矩特性，設(shè)計(jì)難度極大。本文結(jié)合高超聲速飛機(jī)的需求，針對(duì)寬速域氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)存在的問題、難點(diǎn)和關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析，為高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供參考。

關(guān)鍵詞：高超聲速；氣動(dòng)布局；翼身融合體；乘波體；升力體

中圖分類號(hào)：V211文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.002

基于吸氣式組合動(dòng)力的水平起降高超聲速飛機(jī)具備常規(guī)跑道水平起降、重復(fù)使用和臨近空間高超聲速巡航能力（高度>20km、速度大于Ma6），依靠速度和高度優(yōu)勢(shì)，大幅度提高飛機(jī)生存力和作戰(zhàn)力，破解現(xiàn)有防空體系，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程戰(zhàn)略威懾與打擊，被譽(yù)為繼螺旋槳和噴氣式飛機(jī)之后世界航空史上的又一次“革命”，是21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域各國(guó)競(jìng)爭(zhēng)的焦點(diǎn)。水平起降高超聲速飛機(jī)飛行速度跨越亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速，這就要求飛機(jī)的飛行性能具有寬速域全包線的適應(yīng)性，氣動(dòng)布局需要兼顧整個(gè)飛行速域進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)。其面臨著滿足水平起降高升力與高超聲速巡航升阻比、跨超聲速推阻平衡、寬速域焦點(diǎn)匹配和操縱能力匹配、氣動(dòng)力/熱匹配以及寬速域機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)匹配等設(shè)計(jì)問題，因此氣動(dòng)布局是高超聲速飛機(jī)的核心關(guān)鍵技術(shù)之一。

本文重點(diǎn)對(duì)國(guó)內(nèi)外水平起降高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)進(jìn)行闡述，同時(shí)結(jié)合不同類型氣動(dòng)布局的主要特點(diǎn)，對(duì)其存在的問題、設(shè)計(jì)難點(diǎn)以及需要進(jìn)一步解決的主要關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析，為我國(guó)水平起降高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)的發(fā)展提供參考。

1國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀分析

1.1國(guó)外寬速域氣動(dòng)布局技術(shù)進(jìn)展分析

世界各航空航天軍事強(qiáng)國(guó)早在20世紀(jì)50年代就開始研究高馬赫數(shù)/高超聲速飛機(jī)，目前美國(guó)在高超聲速飛行器研究方面處于世界領(lǐng)先地位，積累了豐富的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。

（1）遠(yuǎn)距耦合鴨翼+大后掠三角翼翼身組合體氣動(dòng)布局技術(shù)

以美國(guó)XB-70飛機(jī)和蘇聯(lián)T-4飛機(jī)為代表（見圖1），XB-70遠(yuǎn)程戰(zhàn)略轟炸機(jī)最大飛行速度馬赫數(shù)Ma3.1，T-4高馬赫數(shù)戰(zhàn)略轟炸機(jī)最大飛行速度大于Ma3。在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方面，均采用遠(yuǎn)距鴨式三角翼、大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身、雙垂尾布局形式。

鴨式布局作為升力面/操縱面，提高起降升力、俯仰配平特性；進(jìn)氣道布置在機(jī)身腹部，利用高馬赫數(shù)飛行時(shí)進(jìn)氣道前緣壓縮斜激波流經(jīng)三角翼下表面，提高機(jī)翼壓縮升力；機(jī)翼翼尖部分在高速飛行時(shí)可向下偏轉(zhuǎn)，抑制機(jī)翼下表面高壓氣流外泄，起到乘波效果，同時(shí)可作為腹鰭使用，提高高馬赫數(shù)橫航向穩(wěn)定性。這兩型飛機(jī)的研制，為高馬赫數(shù)飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

（2）邊條機(jī)身+三角翼氣動(dòng)布局技術(shù)

以美國(guó)SR-71飛機(jī)（見圖2）為代表，最大飛行馬赫數(shù)3.35。在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方面，采用大長(zhǎng)細(xì)比邊條機(jī)身、大后掠三角翼、翼身高度融合、脊形前體、全動(dòng)傾斜V尾、無平尾布局形式。機(jī)身設(shè)計(jì)為修形旋成體+邊條融合形式，在滿足總體布置和低阻力需求的同時(shí)，兼顧起降特性與高超巡航升阻特性，還能兼顧重心焦點(diǎn)匹配與操穩(wěn)特性需求；翼身高度融合設(shè)計(jì)，減弱發(fā)動(dòng)機(jī)艙與機(jī)身的干擾，提高機(jī)身氣動(dòng)效率；外翼設(shè)計(jì)采用邊條和薄翼型，低速時(shí)可以提供渦升力，有助于實(shí)現(xiàn)起降和低速巡航飛行，高速時(shí)減小機(jī)翼激波阻力。SR-71飛機(jī)的研制，使高馬赫飛機(jī)常規(guī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)和寬速域增升減阻技術(shù)得到突破。

（3）局部乘波翼身融合氣動(dòng)布局技術(shù)

以Manta、SR-72等水平起降臨近空間高超聲速飛機(jī)為代表的研究工作（見圖3）。2007年，波音公司啟動(dòng)Manta計(jì)劃，研制臨近空間偵察、打擊平臺(tái)項(xiàng)目，最大飛行馬赫數(shù)7。在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方面，采用內(nèi)外乘波+大后掠無尾飛翼布局形式，前體內(nèi)外乘波設(shè)計(jì)，提高寬速域進(jìn)氣道效率和前體升力；大后掠S形前緣三角翼設(shè)計(jì)，提高低速非線性渦升力；高效內(nèi)傾雙垂尾設(shè)計(jì)，同時(shí)布置4塊舵面，提高全速域橫航向穩(wěn)定性和飛行控制能力。

2014年，洛克希德公司發(fā)布研制SR-72飛機(jī)計(jì)劃（見圖4），研制高超聲速情報(bào)、監(jiān)視和偵察（ISR）及打擊平臺(tái)，最大馬赫數(shù)超過6。在氣動(dòng)布局方面，采用大長(zhǎng)細(xì)比高脊背機(jī)身、大邊條大后掠小展弦比中單薄機(jī)翼、大后掠單垂尾局部乘波翼身融合布局形式，前體下表面在高超聲速狀態(tài)下為進(jìn)氣道預(yù)壓縮，屬于局部乘波設(shè)計(jì)；前體上表面采用大容量高脊背流線型設(shè)計(jì)，提高容量、減小阻力；單垂尾布置在大長(zhǎng)細(xì)比尾錐上，減小機(jī)身側(cè)向遮擋，增大高馬赫數(shù)航向穩(wěn)定性。

2018年，美國(guó)波音公司首次公開其高超聲速飛機(jī)方案，瞄準(zhǔn)未來高超聲速打擊和偵察，最大馬赫數(shù)超過5（見圖5）。氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)采用大長(zhǎng)細(xì)比高脊背機(jī)身、大邊條大后掠小展弦比中單薄機(jī)翼、大后掠雙垂翼身融合布局形式，突出了兼顧低速和跨聲速升力、阻力設(shè)計(jì)的特點(diǎn)。

此外，美國(guó)通過X-7A、X-20、X-15、X-24B、HTV-2、X-37B等飛行試驗(yàn)項(xiàng)目，在升力體、翼身組合體等方面積累了大量經(jīng)驗(yàn)[1]。

1.2國(guó)內(nèi)寬速域氣動(dòng)布局技術(shù)進(jìn)展分析

國(guó)內(nèi)近年來也開展了寬速域氣動(dòng)布局相關(guān)研究工作。黃志澄等[2]較早對(duì)乘波體布局形式的高超聲速飛行器氣動(dòng)外形進(jìn)行了研究。趙桂林[3]等對(duì)乘波構(gòu)型和乘波飛行器的設(shè)計(jì)及優(yōu)化方法進(jìn)行了系統(tǒng)總結(jié)。錢翼翟[4]在1991年提出了利用特征線進(jìn)行乘波體反設(shè)計(jì)的方法。中科院力學(xué)所王發(fā)民等[5]在乘波構(gòu)型設(shè)計(jì)、優(yōu)化以及試驗(yàn)研究等方面開展了大量的工作，包括相交楔錐法乘波體、變楔角楔/橢圓錐乘波體、等熵壓縮面乘波體等，同時(shí)開展了高低速設(shè)計(jì)狀態(tài)下的乘波體組合優(yōu)化研究，通過理論研究和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比得出一種在亞跨聲速、超聲速和高超聲速寬廣速域內(nèi)具有良好的氣動(dòng)性能的氣動(dòng)布局方案[6]。彭鈞等[7]基于多參數(shù)綜合目標(biāo)函數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了巡航馬赫數(shù)為Ma4～4.5的乘波飛行器外形。李世斌等[8]將馬赫數(shù)4和8狀態(tài)下的理論乘波構(gòu)型前后拼接，得到一類新型寬速域乘波飛行器布局方案，氣動(dòng)性能在寬速域范圍內(nèi)比單馬赫數(shù)條件下的乘波飛行器氣動(dòng)性能更優(yōu)。劉傳振[9]等拓展了密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法的應(yīng)用，推導(dǎo)了設(shè)計(jì)方法中激波出口型線、流線追蹤起始線與平面形狀輪廓線之間的幾何關(guān)系，建立了定平面乘波體設(shè)計(jì)方法。通過定制乘波體的平面形狀引入渦效應(yīng)，提出渦波效應(yīng)寬速域氣動(dòng)布局的概念。然而，國(guó)內(nèi)大部分研究工作主要以設(shè)計(jì)方法為主，缺乏系統(tǒng)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證。

2存在的主要問題和難點(diǎn)

2.1高超聲速高升阻比設(shè)計(jì)

高超聲速飛機(jī)在臨近空間飛行時(shí)，氣動(dòng)加熱和周圍流場(chǎng)密度變小，流場(chǎng)存在較強(qiáng)的黏性干擾，采用傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局形式，波系復(fù)雜、干擾強(qiáng)烈且不穩(wěn)定，使得波阻和摩擦阻力快速增加，形成升阻比“屏障”，高升阻比成為制約航程和機(jī)動(dòng)性的關(guān)鍵。

傳統(tǒng)的翼身融合體利用鴨翼、邊條、前緣襟翼、后緣襟翼等氣動(dòng)部件，提高低速升力，滿足起降需求，而高超聲速飛行，氣動(dòng)部件過多，全機(jī)波系復(fù)雜，波系強(qiáng)度大，且存在相互的干擾，導(dǎo)致激波阻力增加，升阻比不高，不利于高超聲速巡航；乘波體按照設(shè)計(jì)點(diǎn)激波流場(chǎng)追蹤形成乘波面，進(jìn)而設(shè)計(jì)氣動(dòng)布局，設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)高壓氣體附著在飛機(jī)下表面，產(chǎn)生具有較高的升力，滿足高超聲速巡航要求，但在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，流場(chǎng)波系匹配性不高，氣動(dòng)效率有所下降，且乘波體低速起降特性較差，升力不足。由于追蹤設(shè)計(jì)方法受基準(zhǔn)流場(chǎng)限制，導(dǎo)致乘波體長(zhǎng)細(xì)比較小，總體裝載空間受到一定限制。翼身融合體和傳統(tǒng)乘波體設(shè)計(jì)思想均不能滿足水平起降高超聲速飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)需求。

2.2寬速域氣動(dòng)力匹配設(shè)計(jì)

（1）升力匹配設(shè)計(jì)

高超聲速飛機(jī)起降和巡航狀態(tài)飛行動(dòng)壓相差超過10倍。相同重量飛行，升力面相差超過10倍，存在極大的升力匹配設(shè)計(jì)問題。為滿足巡航高升阻比、超聲速低波阻的設(shè)計(jì)要求，一般采用大后掠小展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)，機(jī)翼翼載較高（超過400kg/m2），導(dǎo)致低速起降特性差，升力不足，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要采用低波阻的鴨翼增升、中小迎角非線性邊條渦升力等設(shè)計(jì)提高起降升力，解決全速域升力匹配問題。圖6為Ma6級(jí)飛機(jī)需求升力面與高度關(guān)系示意圖。

（2）阻力匹配設(shè)計(jì)

水平起降高超聲速飛機(jī)采用渦輪基沖壓組合動(dòng)力，為了滿足總體裝載要求，機(jī)身橫截面面積超過傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)1.5倍，動(dòng)力系統(tǒng)占據(jù)機(jī)身大部分空間，面積律分布不規(guī)則、優(yōu)化空間小，導(dǎo)致跨、超聲速阻力大，同時(shí)沖壓動(dòng)力作為高速段動(dòng)力，在低馬赫數(shù)時(shí)是冷通氣狀態(tài)，跨、超聲速流動(dòng)復(fù)雜，產(chǎn)生較大的內(nèi)流阻力，進(jìn)一步加劇了阻力過大問題。氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要采用跨聲速/超聲速/高超聲速面積律匹配優(yōu)化、新型大容量低阻力機(jī)身、內(nèi)流流動(dòng)減阻等設(shè)計(jì)，解決全速域阻力匹配問題（見圖7）。

（3）焦點(diǎn)匹配設(shè)計(jì)

典型的戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局焦點(diǎn)隨著馬赫數(shù)的增加后移，跨聲速后移至最大位置，馬赫數(shù)繼續(xù)增大，焦點(diǎn)前移，造成飛機(jī)靜穩(wěn)定性的劇烈變化，出現(xiàn)極大的靜不穩(wěn)定問題。氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要采用新型邊條翼/內(nèi)外翼、幾何可定制乘波機(jī)身等設(shè)計(jì)，解決全速域焦點(diǎn)匹配問題（見圖8）。

（4）寬速域內(nèi)外流匹配設(shè)計(jì)

高超聲速飛機(jī)采用渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)（turbinebased combined cycle， TBCC）[10]，推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體呈現(xiàn)出高度融合設(shè)計(jì)，前體成為進(jìn)氣道壓縮面重要組成部分，后體是噴管膨脹面的一部分，內(nèi)外流無明顯劃分界限。前體外流場(chǎng)影響進(jìn)氣道入口波系和流量，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)影響前體升阻力和俯仰力矩，后體外流場(chǎng)影響噴管膨脹效率，噴管內(nèi)流場(chǎng)影響后體底阻和俯仰力矩，傳統(tǒng)的內(nèi)外流分立設(shè)計(jì)已經(jīng)不適用。氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要采用前體/進(jìn)氣道一體化、后體/噴管一體化等設(shè)計(jì)，解決內(nèi)外流匹配問題（見圖9）。

2.3寬速域減阻高超聲速降熱設(shè)計(jì)

高超聲速長(zhǎng)時(shí)間巡航，降低阻力和氣動(dòng)加熱是提高飛機(jī)性能的關(guān)鍵[11]。為降低波阻，水平起降高超聲速飛機(jī)一般采用錐形前體、尖前緣機(jī)翼、尖前緣進(jìn)氣道、小浸濕面積機(jī)身等設(shè)計(jì)，但卻帶來更嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題，從而增加重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)厚度，大大抵消尖頭體的低阻力優(yōu)勢(shì)，減阻降熱匹配設(shè)計(jì)矛盾突出。

傳統(tǒng)超聲速減阻設(shè)計(jì)主要是采用尖前機(jī)身和尖前緣機(jī)翼、面積律修型、波系強(qiáng)度和位置匹配控制等方式，減小波阻?；赟-H面積律分布原則，高超聲速飛機(jī)一般采用大長(zhǎng)細(xì)比布局形式，橫截面面積沿機(jī)身軸線變化緩慢；機(jī)頭前緣、邊條、機(jī)翼前緣半徑較小，前緣部件熱流密度高。為減小波系干擾對(duì)流動(dòng)影響，吸氣式進(jìn)氣道唇口往往采用極小前緣半徑設(shè)計(jì)，帶來高熱流防熱問題。傳統(tǒng)降熱設(shè)計(jì)主要是采用鈍頭體布局，增大前緣半徑，減小熱流值，既能滿足總體裝載要求，又能滿足防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與加工制造，在目前采用火箭動(dòng)力的高超聲速導(dǎo)彈、航天飛機(jī)以及可重復(fù)使用運(yùn)載器等設(shè)計(jì)中得到普遍應(yīng)用。鈍頭體高超聲速飛行時(shí)，頭部會(huì)產(chǎn)生一個(gè)強(qiáng)弓形激波，波后壓力急劇增加，使得鈍頭體遭受較高的氣動(dòng)阻力（包括波阻和摩阻），尤其是在跨超聲速，飛機(jī)零阻急劇增大，對(duì)于采用吸氣式動(dòng)力系統(tǒng)的飛機(jī)來說，軸向加速能力將完全喪失。實(shí)現(xiàn)寬速域內(nèi)高效減阻降熱設(shè)計(jì)，始終是高超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的一個(gè)重要難題。圖10為尖前緣機(jī)翼熱流特性示意圖。

2.4寬速域橫航向穩(wěn)定性設(shè)計(jì)

為減小跨、超聲速波阻，高超聲速飛機(jī)通常采用小展弦比氣動(dòng)部件設(shè)計(jì)，橫航向安定面設(shè)計(jì)裕度小，隨著馬赫數(shù)增加，橫航向穩(wěn)定性急劇下降，按照戰(zhàn)斗機(jī)橫航向安定面原則，馬赫數(shù)6巡航時(shí)飛機(jī)處于橫航向中立穩(wěn)定或靜不穩(wěn)定狀態(tài)；而飛機(jī)的舵面效率隨馬赫數(shù)增加急劇下降，水平起降、跨聲速、高超聲速配平難度極大，寬速域橫航向穩(wěn)定性設(shè)計(jì)與操穩(wěn)、控制要求矛盾突出。需要根據(jù)飛行任務(wù)和飛行包線，提出全速域橫航向穩(wěn)定度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)采用新型補(bǔ)償操縱面、氣動(dòng)/控制耦合等設(shè)計(jì)，解決橫航向穩(wěn)定性設(shè)計(jì)問題（見圖11）。

3需要重點(diǎn)解決的關(guān)鍵技術(shù)

3.1兼顧容量的寬速域低阻力氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)

高超聲速飛機(jī)寬速域飛行，起降升力、巡航升阻比匹配設(shè)計(jì)時(shí)翼載差異大，升力產(chǎn)生機(jī)制由以環(huán)量升力為主轉(zhuǎn)變到以壓縮升力為主，低速、高速匹配的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)難度大，同時(shí)采用吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)，武器/組合動(dòng)力/設(shè)備/燃油的高容積效率總體布置與寬速域低阻力氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)矛盾突出，在滿足飛機(jī)推阻平衡條件下，機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)高度融合、內(nèi)外流高度耦合、氣動(dòng)與性能/控制高度耦合，傳統(tǒng)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)無法滿足需求，需要突破以下技術(shù)。

（1）高效寬速域翼身融合局部乘波布局設(shè)計(jì)技術(shù)

傳統(tǒng)的翼身融合體和乘波體由于存在氣動(dòng)效率適應(yīng)范圍狹窄的問題，均不能作為高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局形式。要以飛行全包線提升升力、降低阻力和提高操縱能力為核心，基于翼身融合、乘波體等傳統(tǒng)的布局形式，探索新型氣動(dòng)布局形式。

高效寬速域翼身融合局部乘波布局設(shè)計(jì)技術(shù)重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容包括高脊背大容量翼身融合布局、大長(zhǎng)寬比乘波布局、內(nèi)外雙乘波布局等技術(shù)，同時(shí)構(gòu)建參數(shù)化幾何可定制乘波設(shè)計(jì)方法、定容量低阻力機(jī)身設(shè)計(jì)方法和內(nèi)外雙乘波方法，摸清新型氣動(dòng)布局流動(dòng)機(jī)理和氣動(dòng)特性，探索布局參數(shù)影響規(guī)律，構(gòu)建新型氣動(dòng)布局氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)庫。

（2）高升力低阻力氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)

低速飛行時(shí)，邊條和機(jī)翼是產(chǎn)生升力的主要部件，高超聲速飛行機(jī)翼和機(jī)身是產(chǎn)生升力的主要部件，全速域范圍機(jī)身是產(chǎn)生阻力的主要部件，氣動(dòng)部件設(shè)計(jì)需要兼顧全速域波系匹配要求。寬速域飛行時(shí)，不同階段全機(jī)呈現(xiàn)的流動(dòng)特征相差較大，對(duì)氣動(dòng)布局的適應(yīng)性提出了更高的要求，基于新型的流動(dòng)控制措施和氣動(dòng)部件優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，可以有效改善分離、激波、膨脹波特征及其干擾形態(tài)，達(dá)到增升減阻的作用。

高升力低阻力氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)的重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容包括中小迎角非線性氣動(dòng)邊條、前緣增升襟翼、翼型前緣三角翼、局部氣動(dòng)部件變體、新型射流流動(dòng)控制等。

（3）氣動(dòng)/控制耦合設(shè)計(jì)技術(shù)

高超聲速飛機(jī)隨飛行速度增加，三軸穩(wěn)定性急劇下降，馬赫數(shù)6時(shí)存在三軸靜不穩(wěn)定特性，傳統(tǒng)氣動(dòng)-控制迭代設(shè)計(jì)方法已經(jīng)不能滿足要求。同時(shí)高超聲速飛機(jī)要求高空、高速條件下機(jī)動(dòng)飛行，對(duì)氣動(dòng)/控制提出了更高的要求，為保證飛機(jī)良好的氣動(dòng)操縱特性，采用先進(jìn)的氣動(dòng)/控制耦合技術(shù)是關(guān)鍵。

氣動(dòng)/控制耦合設(shè)計(jì)技術(shù)重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容包括寬速域焦點(diǎn)/重心匹配準(zhǔn)則、橫航向靜穩(wěn)定性匹配準(zhǔn)則、氣動(dòng)/操穩(wěn)耦合作用和建模、氣動(dòng)舵面與控制耦合分析等[12]。

3.2機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

高超聲速飛行時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)給飛機(jī)提供的推力裕度較小，為增推減阻，提高巡航氣動(dòng)效率，需要利用前機(jī)身下表面作為進(jìn)氣道的壓縮面，后機(jī)身下表面作為噴管自由膨脹面，以獲得較大的推力。這種內(nèi)外流耦合的氣動(dòng)布局形式使得全機(jī)氣動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能高度耦合，直接影響飛機(jī)的推力、阻力、升力、力矩配平、操穩(wěn)特性匹配，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。

機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化技術(shù)重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容包括前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)、后體/噴管一體化設(shè)計(jì)、全流道流動(dòng)耦合分析、內(nèi)外流推阻建模、組合發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流冷熱態(tài)對(duì)全機(jī)力和力矩的影響、全包線組合進(jìn)氣道溢流阻力修正等。

3.3復(fù)雜波系流動(dòng)氣動(dòng)力/熱分析技術(shù)

高超聲速飛機(jī)總體容量與低阻力的矛盾突出，使得全速域范圍內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)剩余推力非常小，不超過凈推力的3%～5%；馬赫數(shù)6飛行時(shí)操縱面效率急劇下降，飛行操穩(wěn)品質(zhì)設(shè)計(jì)余量小；飛機(jī)任務(wù)載荷要求高，高超聲速飛機(jī)結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)重量指標(biāo)與傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)重量指標(biāo)相當(dāng)，這些都需要高精準(zhǔn)度的氣動(dòng)力/熱數(shù)據(jù)作為基礎(chǔ)?，F(xiàn)有的預(yù)測(cè)與分析手段在阻力特性預(yù)測(cè)上誤差范圍為5%以上，力矩、靜導(dǎo)數(shù)、舵面效率預(yù)測(cè)誤差一般在15%以上，動(dòng)導(dǎo)數(shù)則達(dá)到30%以上，而熱流誤差約10%，均不能滿足設(shè)計(jì)需求。

復(fù)雜波系流動(dòng)氣動(dòng)力/熱分析技術(shù)重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容包括尖前緣/扁平化外形復(fù)雜構(gòu)型氣動(dòng)力/熱數(shù)值算法、高階精度湍流模型、工程轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法、氣動(dòng)力/熱數(shù)據(jù)天地相關(guān)性等基礎(chǔ)方法，同時(shí)圍繞內(nèi)外流耦合特性的氣動(dòng)布局，建立內(nèi)外流氣動(dòng)力界面劃分方法、內(nèi)外流氣動(dòng)力耦合修正模型、高精度流場(chǎng)辨識(shí)方法等。

4結(jié)束語

水平起降高超聲速飛機(jī)研制對(duì)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)有著強(qiáng)烈的需求，本文分析了高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)面臨的難點(diǎn)和關(guān)鍵技術(shù)，并嘗試提出水平起降高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)按照系統(tǒng)研究參數(shù)化高升力低阻力氣動(dòng)布局形式、系統(tǒng)研究寬速域氣動(dòng)布局與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)方法和系統(tǒng)研究高超聲速氣動(dòng)力/熱預(yù)測(cè)技術(shù)體系三個(gè)方向發(fā)展的建議，希望對(duì)高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性研究有一定的參考。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

李憲開（1983-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。

Tel：0514-80318012

E-mail：likaixin2378@163.com

Research on the Aerodynamic Layout Design for the Horizontal Take-off and Landing Hypersonic Aircraft

Li Xiankai1，2，*，Wang Xiao2，3，Liu Jun2，Yin Chao1，Ma Yifan1

1. Yangzhou CIRI，Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Yangzhou 225000，China

2. National University of Defense Technology，Changsha 410003，China

3. Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： Aerodynamic layout design is one of the core technologies of the horizontal take-off and landing hypersonic aircraft. The aircraft with ground take-off and landing， reuse and hypersonic long-term cruise capability is an important direction for the future development of the aircraft. The flight speed range spans subsonic， transonic， supersonic and hypersonic. The aerodynamic layout design needs to have good lift， drag and torque characteristics in the full envelope range， which makes the design difficult. Based on the requirements of hypersonic aircraft， problems， difficulties and key technologies of aerodynamic layout design in the wide speed range are analyzed to provide references for the hypersonic aircraft design.

Key Words： hypersonic； aerodynamic layout； wing-fuselage fusion body； ride wave body； lift the body