兩級入軌空天飛機(jī)氣動布局設(shè)計與仿真

文/周嘉明

（中南大學(xué) 航空航天學(xué)院 湖南省長沙市 410083）

1 引言

以運(yùn)載火箭和航天飛機(jī)為代表的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)是一種能夠?qū)⒍喾N載荷送入地球軌道的運(yùn)輸工具。隨著航空航天技術(shù)的不斷進(jìn)步，各國對天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的要求也不斷提高。運(yùn)載火箭經(jīng)過多年的發(fā)展，技術(shù)相對成熟。然而，由于運(yùn)載火箭不能重復(fù)使用，且氧化劑的攜帶降低了火箭的推重比，因此具有較高的發(fā)射成本。航天飛機(jī)由于維修成本高、系統(tǒng)復(fù)雜、可靠性和安全性低等原因使其很難滿足實際的任務(wù)需求[1-3]。隨著各國在超燃沖壓發(fā)動機(jī)及其組合動力關(guān)鍵技術(shù)方面的不斷突破，使空天飛機(jī)的研制成為可能[4]。因此，為了降低發(fā)射成本，提高發(fā)射頻率，可重復(fù)使用的新一代天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)成為各國的研究重點。

空天飛機(jī)是一種結(jié)合了航空技術(shù)和航天技術(shù)的新型飛行器，其外形類似于飛機(jī)，采用吸氣式組合動力，可以在大氣層內(nèi)利用空氣產(chǎn)生升力，因此，與運(yùn)載火箭相比，空天飛機(jī)具有較高的推重比。由于它能夠水平起飛和降落，并且可以重復(fù)使用，所以減少了地面設(shè)備和發(fā)射準(zhǔn)備時間。因此，空天飛機(jī)已成為未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的重點研究方向。根據(jù)入軌方式的不同，空天飛機(jī)通常可分為單級入軌和兩級入軌兩種形式。美國國家空天飛機(jī)的試驗機(jī)X-30、俄羅斯的Tu-2000、英國的HOTOL和SKYLON，法國的STS-2000采用的是單級入軌方式，而德國的Sanger、法國的STAR-H、日本的TSTO 空天飛機(jī)、俄羅斯的MIGAKS等采用的是兩級入軌形式[5-6]。單級入軌方案雖然是未來空天飛機(jī)的最終方向，然而，由于需要在推進(jìn)系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)上有較大的突破，所以很難在短時間內(nèi)實現(xiàn)[7]。相比于單級入軌方案，兩級入軌不需要有較大的技術(shù)突破，短時間內(nèi)更有可能實現(xiàn)，因而成為各國目前重點研究的新一代天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)。

圖1：兩級吻切錐乘波前體設(shè)計示意圖

圖2：兩級入軌空天飛機(jī)氣動布局示意圖

圖3：上面級升阻比隨攻角變化規(guī)律

圖4：上面級0°攻角壓力云圖

圖5：組合體升阻比隨攻角變化規(guī)律

圖6：組合體9°攻角壓力云圖

圖7：組合體俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角變化規(guī)律

圖8：上面級俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角變化規(guī)律

由于較大的空域和速域使氣動布局設(shè)計成為空天飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域面臨的重要問題之一[8]，飛行環(huán)境復(fù)雜，低速與高速的氣動特性有較大的差別。兩級入軌空天飛機(jī)由下面級飛行器和上面級飛行器組成，兩級以組合體的形式從地面水平起飛，達(dá)到一定的高度和速度要求后進(jìn)行分離。分離后，上面級加速進(jìn)入地球軌道，下面級則返回地面[9]。由于兩級飛行任務(wù)的不同，所以需要考慮的飛行速域也不同，兩級在組合階段飛行時的氣動性能也是該類型飛行器需要重點研究的問題。本文以乘波構(gòu)型作為兩級飛行器的前體，設(shè)計了一種兩級入軌空天飛機(jī)氣動布局，并對組合外形與加速入軌的上面級飛行器在各自設(shè)計馬赫數(shù)下的氣動性能進(jìn)行了仿真分析，此外，由于目前對乘波構(gòu)型飛行器在飛行過程中穩(wěn)定性的關(guān)注較少，所以本文還對兩種外形的縱向穩(wěn)定性進(jìn)行了分析，研究結(jié)果對乘波類型的兩級入軌空天飛機(jī)的設(shè)計具有一定的參考價值。

2 設(shè)計方法

2.1 兩級吻切錐乘波前體設(shè)計

乘波體是一種適用于高超聲速飛行的氣動布局形式，可作為飛行器的機(jī)身或前體，但由于乘波體在低速飛行時的氣動性能不理想，因此本文將乘波體作為飛行器的前體。乘波體與傳統(tǒng)氣動布局的區(qū)別在于激波能夠附著于前緣，使高壓氣體被限制在飛行器的下表面，上表面通常與自由來流平行，壓力較低，從而在上下表面之間形成較大的壓力差來提高飛行器的升力。這種構(gòu)型的設(shè)計過程可描述為：首先根據(jù)任務(wù)需求給出基準(zhǔn)流場，流場可以選用楔形流場或錐形流場等，之后給出乘波體的上(下)表面后緣線方程并進(jìn)行離散得到一系列的點坐標(biāo)，最后從后緣線出發(fā)沿來流方向投影到激波面得到前緣線，再從前緣線出發(fā)根據(jù)流線追蹤原理得到乘波體的下表面，從而完成外形設(shè)計[10]。

吻切錐乘波體是在錐導(dǎo)乘波體的基礎(chǔ)上發(fā)展而來。錐導(dǎo)乘波體通常采用的是圓錐流場，因此，下表面的形狀為圓弧形，限制了進(jìn)氣道入口形狀，并且還存在一定的橫向流動而不利于發(fā)動機(jī)的工作，在展向方向上的設(shè)計自由度較低。吻切錐乘波體的激波形狀可根據(jù)需求自由設(shè)計，在展向上有更大的設(shè)計自由度，所以與錐導(dǎo)乘波體相比，吻切錐乘波體更適用于和機(jī)體進(jìn)行一體化設(shè)計，因此本文采用吻切錐乘波體作為兩級飛行器的前體，設(shè)計原理如圖1所示。

本文以X軸正方向作為自由來流方向，Y軸和Z軸方向如圖1所示。為了減小兩級在組合飛行階段的氣動阻力，在設(shè)計時兩級共用同一上表面后緣線方程，即上面級的上表面后緣線BC為組合體后緣線AC的一部分，兩級的激波型線為BE和AO，通過流線追蹤原理得到的兩個乘波體分別為BCD和ACF，其中上面級BCD的設(shè)計馬赫數(shù)為15，組合體ACF的設(shè)計馬赫數(shù)為6。

2.2 兩級氣動布局設(shè)計

以2.1節(jié)所得的乘波體分別作為兩級的前體，組合體機(jī)身由前體的截面形狀沿X軸方向拉伸得到，上面級由于需要考慮足夠的容積，因此機(jī)身與前體之間通過過渡段連接，設(shè)計得到的氣動布局如圖2所示。下面級長度為7.9米，寬度6.83米，由于空天飛機(jī)從地面水平起飛，在低速飛行階段乘波前體提供的升力有限，所以下面級需要展弦比較大的機(jī)翼為飛行器提供足夠的升力，下面級的翼根弦長3.1米，梢弦長為0.92米，展長為1.5米。上面級長度為5米，寬度3.8米，翼根弦長3米，梢弦長0.45米，第一后掠角為75°，目的是為了減小機(jī)翼對激波形狀的破壞，從而減小對前體乘波特性的影響，第二后掠角為30°，目的是為了增加機(jī)身兩側(cè)舵面的距離，提高飛行器的滾轉(zhuǎn)特性。由于分離后上面級加速進(jìn)入軌道，所以飛行速度比下面級更高，乘波前體成為上面級升力的主要來源，機(jī)翼則用來控制飛行器的操穩(wěn)特性，所以上面級采用小展弦比的機(jī)翼，由于空天飛機(jī)是一種高超聲速飛行器，所以兩級的翼型采用雙弧形翼型[11]。

3 結(jié)果分析

本節(jié)對組合體與上面級在無粘條件下進(jìn)行了數(shù)值模擬，兩級的參考面積取飛機(jī)在XZ平面的投影面積，組合體的參考面積為11.18平方米，上面級的參考面積為3.84平方米。上面級的飛行速度為15馬赫，高度為37.5km。兩級分離高度取25.1km，分離速度為6馬赫。

表1：兩級不同攻角下的縱向靜穩(wěn)定度(舵偏角0°)

上面級在設(shè)計狀態(tài)下的升阻比隨攻角的變化規(guī)律和壓力分布如圖3和圖4所示。由圖可知，上面級升阻比隨攻角的增加先增加后減小，在攻角3°附近達(dá)到最大值4.95左右。觀察壓力云圖可以發(fā)現(xiàn)，乘波體前緣附近沒有出現(xiàn)明顯的溢流現(xiàn)象，并且能夠?qū)⒏邏簠^(qū)限制在飛行器的下表面，上表面由于與來流平行所以壓力較低，因此上下表面的壓力差是飛行器在高速飛行時的主要升力來源，由于此時機(jī)翼的作用較小，飛行器的氣動性能與乘波體的氣動性能相似，都是在小攻角下達(dá)到較大的升阻比。

組合外形的升阻比隨攻角的變化規(guī)律如圖5所示，在9°攻角附近升阻比達(dá)到最大值2.26。與上面級相比，組合體的升阻比較低，這是因為采用了大展弦比機(jī)翼，雖然兼顧了組合外形的低速性能，但在高速飛行時，超聲速前緣的機(jī)翼極大的增加了飛行器的阻力，使外形的升阻比降低，此外，由于大展弦比機(jī)翼的存在，飛行器的最大升阻比所對應(yīng)的攻角變大。圖6為組合外形在最大升阻比時的壓力云圖，由圖可知，高壓區(qū)出現(xiàn)在乘波前體的下表面附近，由于攻角的存在，使乘波體前緣附近出現(xiàn)了比較明顯的溢流現(xiàn)象，乘波性能有一定程度的降低。上面級機(jī)翼下表面也存在一部分壓力較高的區(qū)域，說明組合體在一定的攻角下，上面級的機(jī)翼也能為飛行器提供一部分升力。

圖7和圖8為組合體與上面級的俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角的變化規(guī)律，規(guī)定抬頭力矩為正，俯仰力矩參考點取在質(zhì)心位置為各自機(jī)身長度的0.53倍。由圖可知，兩級的俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角的增加而降低，組合體在9°攻角狀態(tài)下可以通過控制舵偏角實現(xiàn)配平，上面級在0°～6°攻角范圍內(nèi)均可實現(xiàn)縱向配平。對比兩外形可知，組合體相對于上面級配平更為困難，這是由于在無舵偏時，組合外形的乘波前體產(chǎn)生了更大的抬頭力矩。為了實現(xiàn)配平，在保持質(zhì)心位置不變的前提下，組合外形需要更大的舵面積才能抵消由前體產(chǎn)生的抬頭力矩。此外，對比圖7和圖8可以發(fā)現(xiàn)，隨著攻角的增加，上面級俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角的變化速率逐漸變大，而組合體的變化較小，說明隨攻角的增加，上面級舵偏角對俯仰力矩系數(shù)的控制程度變大，而組合體的舵偏角對俯仰特性的影響較小，配平較為困難。

靜穩(wěn)定度是衡量飛行器縱向靜穩(wěn)定性的主要方式。式（1）給出了兩級的縱向靜穩(wěn)定度的表達(dá)式[12]：

其中：α為攻角，CL為升力系數(shù)，為縱向靜穩(wěn)定度，為飛行器相對于質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)。

表1給出了15馬赫和6馬赫數(shù)下，上面級和組合體的縱向靜穩(wěn)定度。通過表1可知，在各攻角狀態(tài)下，組合體的縱向穩(wěn)定度在-0.068～-0.11之間，說明組合體在分離點處的各攻角下均具有良好的縱向靜穩(wěn)定性；在0°攻角下上面級表現(xiàn)為縱向靜不穩(wěn)定，隨著攻角的增加，上面級的縱向靜穩(wěn)定性逐漸提升，最終表現(xiàn)為縱向靜穩(wěn)定。

4 結(jié)束語

兩級入軌空天飛機(jī)是下一代天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)較為理想的方案，其氣動設(shè)計不僅需要考慮分離點時的氣動性能，還要兼顧低速起降和加速入軌等全速域和空域的氣動性能。本文針對兩級入軌空天飛機(jī)氣動布局設(shè)計中面臨的氣動干擾問題，基于吻切錐乘波體前體，設(shè)計了一種兩級融合的空天飛機(jī)氣動布局形式，并利用仿真對所設(shè)計的氣動布局進(jìn)行驗證，結(jié)果表明本文得到的氣動布局由于上表面的部分融合，避免了兩級在組合飛行階段產(chǎn)生的氣動干擾問題，此外，通過對兩級縱向穩(wěn)定性的研究表明，兩級在設(shè)計馬赫數(shù)下均具有良好的縱向穩(wěn)定性，仿真結(jié)果具有一定的實際意義。