火箭动力的翼身组合体高超声速巡航布局研究＊

钟范俊，王正平

（西北工业大学航空学院，西安 710072）

0 引言

高超声速水平巡航类飞行器主要可采用两种动力形式，一种是以超燃冲压发动机为代表的吸气式动力，另一种是火箭动力。火箭发动机技术相对成熟，是翼身组合体布局在临近空间（20～100km）高超声速巡航飞行现实可行的动力形式。

高超声速巡航飞行器可以在瞬息万变的战场条件下敏捷机动，快速到达远距离目标，实施侦察、打击任务。美国曾经研制出世界上最早利用火箭发动机推进的高超声速飞机X－ 15，为后来航天飞机的方案论证打下了基础。航天飞机的轨道器是翼身组合体布局最早的应用，它兼顾良好的的容积率、操纵性和气动特性，X－ 34［1］、X －37［2］也采用此构型。美国［3］、俄罗斯［4］、日本［5］、意大利［6］等国对此相继进行了有关研究，但多是针对单级或多级入轨的可重复使用运载器（RLV）或亚轨道飞行器，不太适合临近空间的高超声速巡航飞行。因此，文中针对火箭动力的翼身组合体，通过不同布局特征参数下气动力的计算与分析，进行高超声速巡航最优升阻特性的布局研究。

1 方法概述

超声速流场中，激波是最普遍的现象，是高超声速飞行不可避免的物理参数间断面。强激波前后，各种物理参数的剧烈变化会导致较大的压差阻力，同时，也可以利用波后飞行器上、下表面的压差形成升力，乘波体正是利用了这样的原理。而翼身组合体同样需要利用激波获得高超声速巡航下的最优升阻特性，以实现布局外形的优化。

初始构型的翼身组合体，如图1所示，采用带边条的双三角翼（内翼和外翼），单垂尾布局，类似X -34。在其它外形参数一定的前提下，将机头弯度、外翼翼型弯度和外翼扭转角作为描述翼身组合体的布局特征参数，对机身形成的激波升力体和机翼形成的激波升力面进行研究并相互耦合设计，以寻求与高超声速巡航气动特性相匹配的优化布局。

图1 翼身组合体初始构型和机头几何参数

2 布局特征参数

在研究初始构型后发现，由于任务剖面不同，类似X -34的翼身组合体更注重大迎角特性，布局设计并不完全适合小迎角下的高超声速巡航飞行。比如，小迎角时机头部位上表面的激波强度更大，波后压强更高，会形成较大的负升力和低头力矩；而采用正弯翼型的机翼，其前缘上表面压力也较大，如图2所示，同样造成升力的损失。除此之外，还可以通过改变机翼扭转角进一步改善升阻特性，并兼顾力矩的需求。因此，文中在不改变初始构型机翼面积、机翼位置、机身长细比和机头比（机头长度与机身长度的比率）等的前提下，把对高超声速巡航气动特性影响较大的3个布局参数：机头弯度n、外翼翼型弯度s、外翼扭转角τ，作为特征参数进行研究，用符号（n，s，τ）表示。

图2 初始构型小迎角机翼压力云图

文献［3］中用机头下垂度（Nose Droop）来定义机头的外形特征，文中由于机头长度不变，综合长细比和机头比后，以机头弯度n来描述：

如图1所示，h为机头前缘点到机身半高线的垂直高度，l为机头长度，并且规定前缘点位于半高线下方时h为正，即下垂时机头为正弯，上翘时机头为反弯，前缘点居中时机头不弯（h＝0，n＝0）。文中基于初始构型的机头弯度n在－20%～20%范围内。

机翼绕流场中激波影响最为剧烈的区域是外翼（参考图2），所以只对外翼的外形参数进行不同设计，研究它们所带来的高超声速激波升力面布局特性。

翼型参数中，翼型弯度对产生激波影响最大，在不改变其它参数（前缘半径、厚度、最大厚度位置、最大弯度位置等）的前提下，只将外翼翼型弯度s作为第二个特征参数。除初始构型s＝1%外，文中还使用了s＝－1%的反弯翼型。而作为第三个特征参数的外翼扭转角τ，文中使用了0°、2°、4°三个值。

这样，例如（－13.2，－1，4）的布局特征参数就代表机头弯度为－13.2%，外翼翼型弯度为－1%，外翼扭转角为4°的布局外形。

3 布局优化及结果分析

文中采用结构化多块对接网格，N-S流动控制方程，对翼身组合体在马赫数Ma＝6，高度H＝30 km巡航飞行的三维流场进行CFD数值模拟；且由于是带动力飞行，在发动机喷口位置给定了相应的流场条件，模拟火箭发动机的工作状态，以给出不同布局在动力条件下巡航状态的气动特性。

3.1 激波升力体特性

首先对单独机身进行计算分析，以研究机头弯度n影响下的激波升力体特性。采用正弯、基本不弯和反弯的三种机头，n分别为15.7%、－0.43% 和－13.2%，图3是不同n时单独机身的气动特性曲线。

图3 不同n时单独机身随迎角α变化的气动特性

因为机头产生的激波强度随着机头弯度n的减小而变化，由上表面较强逐步变为下表面较强，使得机头产生的升力和随之而来的抬头力矩都相应增加，所以如图3所示，相同迎角α时，升力系数CL和俯仰力矩系数Cm都随n的减小而递增。n＝15.7%机头正弯时，阻力系数CD随α先减小后增大，变化较平缓；而n＝－13.2%较大反弯时，阻力随α则急剧增加。所以，机头弯度n的减小在增加升力的同时，阻力整体呈增长趋势，升阻比L／D随α的增长速度也趋缓。由此可见，n对机身气动特性的影响很大，机头设计时需要选择适当的机头弯度进行权衡，使整个机身成为一个良好的激波升力体。

图4 （15.7，1，0）、（－13.2，1，0）、（－13.2，－1，0）气动特性

用其中机头正弯和反弯的两种机身，配上同为s＝1%、τ＝0°的机翼，形成的布局特征参数分别为（15.7，1，0）、（－13.2，1，0），前者即初始构型。它们的全机气动特性如图4所示，除了由于机翼对焦点的拉动导致力矩特性不同以外，其余规律与图3中单独机身时基本一致。与文献［7］中一种类似的空天飞机得出的结论相同，对于初始构型（15.7，1，0）这种机头和机翼的组合，CL和Cm从小迎角开始就呈现非线性特征；而CL随α非线性单调递增，CD随α先减后增的变化趋势与X-34在6Ma下的风洞试验结果［8］也完全一致，从而证明了文中布局研究中建模和计算的有效性。

除了机头弯度，再入型RLV不适合小迎角高超声速巡航的另一体现便是翼型弯度。与图3同等n时单独机身的比较可以看出，图4中配上机翼后对升阻比的改善并不明显，如α＝4°时，n＝－13.2%的全机L／D也只有1.93，单独机身的是1.7。这正是机翼采用正弯翼型，前缘升力损失较大带来的负面影响。

3.2 激波升力面特性

外翼重新选择了弯度s＝－1%的反弯翼型，配上与（－13.2，1，0）同样n＝－13.2% 的机身，将布局特征参数变为（－13.2，－1，0），其气动特性曲线也绘制于图4中。由机身相同这后两者比较可见，通过将外翼翼型弯度从1%变为－1%，改善了小迎角的升阻特性，α＝4°的L／D从1.93增长为2.14，已基本满足巡航升阻比的要求，而考虑到阻力不能太大，可将设计点定在α＝4°。所以高超声速下为了获得更好升阻特性的布局，详细设计翼型时，其前缘需适当反弯，这样，由机翼形成的激波升力面才能在小迎角下提供较大升力。

此外，从图4的Cm曲线可以看出，改变机头弯度和翼型弯度提高升阻特性的同时，机头、机翼带来的力矩并没有相互抵消。因此，为实现正常的巡航飞行，还需将机头、机翼的布局特征参数相互耦合设计，才能获得力矩平衡下的高升阻比布局。

采用n＝－0.43%反弯较小的机头和s＝－1%反弯翼型的外翼，进一步研究不同τ时形成的激波升力面对气动特性的影响。外翼扭转角τ分别为0°、2°、4°时三种布局的气动特性曲线如图5所示。相同迎角下，随着τ的增大，CL和CD都线性增加，机翼带来的低头力矩增大，所以全机力矩系数Cm随τ线性减小。这样就可以通过综合设计机头和机翼，在保证力矩平衡的同时，获得较高的升阻比。α＝4°时，三者的L／D在2.15～2.4之间；而文献［9］的空天飞机在5Ma左右试验时，α＝4°的L／D则不到0.5，α＝17°才有最大升阻比2.2。这再次表明文中研究的布局更适合小迎角的高超声速巡航飞行。

图5 不同τ时的气动特性

3.3 优化构型及低速特性

图6 优化构型的压力和马赫数分布

为进一步改善升阻特性，并实现设计状态的巡航飞行，利用3个特征参数对布局进行优化，确定了优化构型（－4，－1，2）。图6是其巡航状态的表面压力云图，以及对称面和外翼某一截面的马赫数等值线，图中激波升力体和激波升力面的特征得到了充分体现。图7给出了其升阻比和力矩系数随α的变化曲线，α＝4°时的高超声速巡航升阻比达到2.32。

图7 优化构型的L／D和Cm

作为可重复使用的飞行器，翼身组合体在全包线范围内的飞行特性都很重要，包括发射、爬升、无动力返回段等。图8是优化构型在低空低速（0.2Ma）飞行的气动特性曲线。CL在小迎角时线性增加，随着α的增大，由于气动分离作用加剧，尤其16°以后非线性特征明显，24°后则出现了失速；CD随α非线性增长，小迎角时增长缓慢，大迎角时增速加快；α＝6°时达到最大升阻比5.31，高于文献［3］中亚音速的4.8；迎角在16°以内飞行器呈现较好的静稳定性，且大迎角时Cm＜0，说明低速飞行时可以通过负偏转舵面实现纵向配平。由此可见，这样的布局设计同样能够兼顾低速大迎角飞行对升阻、力矩特性及稳定度的要求。

图8 优化构型低速气动特性

而且，根据文献［8］在不同马赫数的力矩特性分析可知，全机焦点随飞行Ma数变化的规律是：低速时，焦点较靠前，随Ma数的增加焦点逐渐后移，超音速后，随着Ma数的进一步增加，焦点又逐渐前移，到Ma＝6的高超声速时甚至前于低速时的焦点位置。文中的优化构型在低速和高超声速时均按静稳定设计，从而满足了整个飞行速度范围的稳定性要求。

4 结论

1）由于设计目标不同，虽然同为翼身组合体布局，实现临近空间高超声速巡航的构型与再入型RLV在外形局部设计上存在差异，需保证小迎角飞行时良好的巡航升阻特性。

2）基于各个布局特征参数对高超声速下全机升阻比的不同影响，利用激波效应对激波升力体和激波升力面进行设计时，需要加以权衡，并将其相互耦合考虑，以寻求满足小迎角高超声速巡航气动特性要求的优化布局。

3）作为可重复使用的飞行器，需要研究它在整个飞行包线范围的特性。文中布局研究优化出来的翼身组合体构型，在实现小迎角高超声速巡航飞行的同时，也可满足低速大迎角飞行的要求。

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