类X-38升力体运载器气动布局概念设计

唐 伟，冯 毅，2，宁 勇，桂业伟

(1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川 绵阳 621000;2.清华大学航天航空学院，北京 100084)

0 引言

空间站概念提出之初就产生了乘员返回飞行器(CRV，CrewReturnVehicle)计划，NASA和ESA共同合作的X-38(图1)就是CRV的一种验证机，既能运送宇航员上空间站，又能用于携载最多7名宇航员紧急撤离空间站使用。X-38充分继承了X-23和X-24A的研究成果，而且高超声速纵向配平性能和稳定性能均较好、横航稳定性能可以接受，完全具备进一步研发的潜力。虽然NASA已终止了X-38计划，但进行了大量的气动力/热风洞试验、计算，并利用B-52投放成功完成了无动力滑翔返场试验［1］。

X-38采用的升力体外形源自美国空军上世纪的X-24A计划，相对较高的高超升阻比和容积效率是升力体飞行器的主要优点。实际上，自20世纪的50年代起，美国和前苏联就开始了升力体布局的研究工作，包括NASA的M1、M2布局，Langley的 HL-10，空军的 WADDⅡ、MDF，以及钝升力体、椭圆体加尾翼概念、变后掠翼概念、斜翼升力体概念，以及菱柱体、钝菱柱体、变后掠菱柱体、扁豆体、弯体等布局概念［2］。尤其是由飞行动力学实验室FDL提出的四个升力体构型及后来演变发展的X-24，对美国的航天飞机计划产生了决定性的影响。

本文参考X-38外形，利用二次曲线横截面及模线设计方法［3］，提出了一种类X-38升力体运载器气动外形，进行了机体的优化和控制舵的匹配设计，研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。

图1 X-38外形Fig.1 X-38Concept

1 布局设计及优化

X-38验证机的设计理念是突出其较大的高超声速升阻比和容积，因此我们首先利用模线设计方法，根据内部空间要求沿机身纵向确定了6个横截面控制站位及每个站位的尺寸约束。其次，利用二次曲线进行横截面设计。再次，利用平面卷积机身技术获得机身表面，从而初步获得机身外形。第四，利用多目标优化设计和修正的内伏牛顿理论对机身进行优化以使机身具备较大的升阻比、较大的升力及升力线斜率、较大的内部空间。最后，根据空间尺寸限制及操稳特性要求进行控制舵的匹配设计，以获得最终的升力体运载器气动布局方案。当然，设计考虑的约束还包括静态及动态稳定性、操纵控制方式及效率、防热基本要求等。

用如上方法并经优化及匹配设计后获得的气动布局如图2。图3还给出了优化后的机身控制站位及对应的横截面形状。为获得高升阻比和大容积，并且满足内部装填尺寸的限制，迎风面采用了双曲线形线，而背风面采用了椭圆形线。为满足高安全性需求和高控制效率，采用了五个控制面对运载器进行纵横向控制。首先是在机体两侧安装了一对V形的带后缘方向舵的梯形垂尾，V形垂尾不仅起到了横向安定面的作用，避免了大攻角情况下的背风面单垂尾存在的失效问题，而且还同时提供部分升力，而后缘方向舵可以有效满足航向控制需要。为便于防热，V形垂尾采用了55°后掠角。其次，在机体下表面后缘设计了升降舵和一对副翼，升降舵主要进行攻角控制和减速，而副翼一方面参与攻角控制，另一方面可以差动进行滚转控制。升降舵和副翼安装在远离质心的机体尾部，可以获得较大的力臂，而且大面积迎风便于进行热防护。航天飞机的飞行实践已经证明，升降舵和副翼是高效的控制方式。当然，在设计时，控制面尺寸还必须与弹体相匹配，一方面确保飞行器获得合理的配平控制效率，一方面也使得控制面的气动力及气动热环境处于可以接受的范围内。

图2 类X-38升力体运载器Fig.2 X-38analogtransporter

图3 机身控制站位横截面Fig.3 Fuselageconiccrosssections

2 气动特性分析

为预测类X-38升力体运载器的高超声速气动特性，本文采用了修正的内伏牛顿理论，该方法在大量高超声速飞行器气动计算研究中得到了应用，并得到部分风洞试验结果和N-S方程数值模拟结果的验证，其气动力预测精度基本满足方案论证和初步设计阶段对气动系数的精度需求。

图4及图5给出了本文方案在不同马赫数M无舵偏时的升力CL阻力CD极曲线变化规律，以及俯仰力矩系数的变化规律。在高超声速范围内，零升阻力系数0.2左右，而18°攻角附近的最大升阻比可以达到1.7以上，同时升力系数较大，升力线斜率也较大，相比之下的圆截面布局最大升阻比一般在1.5左右。尤其是升力体方案的容积及容积利用率较大，本文方案机身的容积利用率就达到0.55。对于天地往返运载器而言，减速特性是十分重要的，需要在有限的飞行时间和空域范围内将巨大的动能及势能消耗掉，以实现定点水平着陆，这就需要运载器以较大的攻角进行长时间飞行减速。因此运载器首先必须具备大攻角飞行时的稳定配平能力，并且控制舵面的局部热环境还必须可以承受，这也是设计时选用升降舵和副翼的主要原因。此外，对于运载器而言，飞行轨道规划要求飞行器同时兼顾大攻角配平和中小攻角配平，因此质心系数必须合理选取。从俯仰力矩特性看，当质心系数取0.61且各控制舵无偏转时，高马赫数时的稳定配平攻角在45°攻角附近，而低马赫数时的稳定配平攻角在15°攻角附近，这与运载器在高空高马赫数需要大攻角减速、中低空较低马赫数需要中等攻角飞行的控制方案相吻合，也与航天飞机的飞行攻角规划一致。

图4 极曲线Fig.4 Liftanddragpolar

图5 对质心俯仰力矩系数Fig.5 Pitchmomentcoefficicent

本文方案采用方向舵(Rudder)、机身副翼(elevon)和机身升降舵(Bodyflap)等五个控制部件对运载器进行纵横向控制，以满足安全性和控制效率的要求。图6给出了控制面组合的定义，并定义方向舵后缘向右为正，副翼和升降舵后缘向上为正。实际上，方向舵、机身副翼和升降舵都可以进行俯仰控制，图7给出了马赫数10.0、质心系数0.61时方向舵、副翼和升降舵的配平控制效率，副翼和升降舵的俯仰配平控制效率相当且较大，线性程度好，而方向舵向外扩张时可以获得更大的配平攻角，向内扩张则减小配平攻角。此外，由于控制效率较高，副翼和升降舵都不需要很大偏转角就可以实现大攻角稳定配平，这也减小了这些控制舵面的等效攻角，对长时间高速大攻角飞行的热防护问题是有益的。当然，控制效率问题还需要进一步进行更细致的计算分析，而且控制舵面与配平攻角间的调整比也需要合理设计，美国航天飞机STS-1的飞行实践表明，为维持40°左右配平攻角，升降舵需要张开到16°，而不是地面预测的 7°。

图6 控制舵面偏转角定义Fig.6 Controlsurfacecombinationdefinition(rareview)

图7 俯仰配平效率Fig.7 Trimmingeffectiveness

横侧向稳定性是升力类飞行器必须重点考虑的问题，也是国外高超声速飞行器研究的重点。美国对M2-F、HL-10、X-24A 及 X-38 等典型升力体的研究表明［4，5］，升力体的共同特征是它们的滚转稳定性较高且滚转惯性力矩较小，而方向稳定性较低，其结果是较小的侧滑角将可能导致较大的滚转运动趋势，X-38在2000年6月的低速投放试验就曾产生非预期的360°滚转，但高超声速条件下的横航向稳定性则各不相同。图8给出了马赫数10.0、质心系数0.61、各舵面无偏转时的方向静稳定导数Cnβ及横向静稳定导数Clβ随攻角和侧滑角的变化规律，采用右手坐标系，并定义正侧滑角产生正侧向力，滚转力矩正方向指向弹体底部，偏航方向正力矩指向上。计算表明，在0°舵偏对应的40°左右配平攻角范围内，方向静稳定导数大于零，是偏航稳定的，而且滚转及俯仰静稳定导数均小于零，是滚转和俯仰静稳定的，而在中小攻角时出现方向及俯仰静不稳定。分析表明，机体两侧的V形垂尾在大攻角时依然保持较高效率，避免了航天飞机大攻角下垂尾部分失效的缺点。当然，还需要进一步进行仔细的横侧向稳定性导数计算分析，包括惯性滚转耦合、操纵耦合、荷兰滚导数及旋转导数等。此外，图9给出了运载器俯仰、偏航和滚转阻尼导数Cmq、Cnr和Clp，从计算结果看是三方向动态稳定的。

图8 横侧向稳定性导数Fig.8 Lateral-directionalstaticstability

图9 动态稳定性导数Fig.9 Dyanmic stability

3 结论

本文研究升力体运载器气动布局概念设计问题，参考X-38外形，利用二次曲线横截面及模线设计方法，提出了一种类X-38升力体运载器气动外形，进行了机体的优化和控制舵的匹配设计，研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。

研究表明，本文方案具有较高的高超声速稳定配平升阻比和容积利用率，可以同时兼顾大攻角及中小攻角配平，舵面控制效率较高，而且稳定性及操纵效率满足要求，可以作为未来航天运载器的潜在可行方案。

［1］SALTZMAN E J，WANG K C，LLIFF K W.Flight-determined subsonic lift and drag characteristics of seven liftingbody and wing-body reentry vehicle configurations with truncated bases［R］.AIAA 99-0383，1999.

［2］SPEARMAN M L.Aerodynamic characteristics ofsome lifting reentry concepts applicable to transatmospheric vehicle design studies［R］.AIAA 84-2146，1984.

［3］唐伟，张勇，李为吉，马强.二次曲线截面弹身的气动设计及优化［J］.宇航学报，2004，25(4):429-433.(TANG W，ZHANG Y，LI W J，MA Q.Aerodynamic design and optimization for vehicles with conic cross section［J］.Journal of Astronautics，2004，25(4):429-433.)

［4］SCHBOEBELEN S A，YECHOUT R.X-38 component buildup and lateral-directional stability analysis［R］.AIAA 2003-0204，2003.

［5］LABBE S G，PEREZ L F，FITZGERALD S，et al.X-38 integrated aero-and aerothermodynamic activities［J］.Aerosp.Sci.Technol. ，1999，(3):485-493.