一种未来大型天地往返运输系统平台气动方案

向先宏，钱战森，李雪飞，李春鹏

(1.中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034；2.高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034)

0 引 言

2011年7月21日5时，随着美国“亚特兰蒂斯号”航天飞机顺利降落在肯尼迪航天中心，运行长达30年之久的航天飞机时代就此终结。这类大型天地往返运输系统平台被迫退出历史舞台引发了世界各国航空航天学者的大量反思，并积极寻找各种替代方案，例如各种新型单级、双级，甚至三级入轨的研究计划——美国5吨级近地轨道载人往返系统、XS-1试验性空天运载器项目、俄罗斯新一代载人飞船“罗斯号”、已于2015年2月成功试飞的欧空局首艘可天地往返航天飞行器IXV、计划于2020年左右进行首次飞行试验的“云霄塔”(SKYLON)、SpaceX公司的可回收火箭计划等[1-12]，都无不迸发出人类对征服空天和宇宙的渴求。分析美国航天飞机退役的原因，其昂贵的单位载荷运输成本是导致其生存失败的主要因素(考虑发射前后的维护维修等成本，每次飞行需至少花费15亿美元，大大超出预期)，因此如何降低该类天地往返系统平台的运行成本已成为其未来发展的关键。

气动布局设计作为飞行器研发的“先行官”，直接决定着飞行器的整体气动效率和使用成本，需予以首要考虑和重点突破。对于未来可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台(运载能力需超过上一代航天飞机)，其气动布局涵盖了从低/亚/跨/超/高超到极高超声速、马赫数从0到20+、飞行高度从0至100+ km、穿越空域从对流层/平流层到临近空间高层大气的典型气动问题，所涉及的宽速域、大空域范围内的气动力特性和气动热防护匹配等问题均非常复杂。同时结合该类飞行器所需采用的涡轮/冲压/火箭发动机多动力组合推进系统以及考虑整个飞行走廊内的操稳和飞行轨迹优化等因素，对其整体气动布局研究提出了相当高的挑战，需要采用使用范围更加宽广的新型气动布局综合设计体系与之相适应。因此，亟需在现有研究成果的基础之上结合未来相关技术的发展水平开展新型气动方案探索研究。

1 未来空天飞行器气动方案分析探索研究

1.1 现有气动方案存在的主要问题分析与思考

航天飞机作为已有的大型天地往返运输系统平台飞行器的典型代表，尽管已退出历史舞台，但仍为人类探索空天和宇宙留下了大量宝贵财富。通过分析，其气动方案主要存在以下几方面问题。

1)在能量运行本质上存在着无法回避的缺陷

从能量角度来看，目前常规空天飞行器整体布局方案以及与之相适应的整个飞行轨迹方式所带来的能量转换和运行过程始终存在着难以回避的缺陷。例如，其在起飞爬升至入轨阶段的过程中通过消耗大量燃料化学能才得以转化为所期望的飞行高度势能和极高超飞行马赫数的动能，在再入返回阶段却需要被迫以摩擦气动加热和热辐射等方式尽快耗散浪费掉。以航天飞机为例(见表1)，其燃料消耗占到了发射总重量的85%以上(约1780 t)。因此，是否存在其它更好的方式对这一能量转化过程和转化速率加以控制，甚至合理利用？即除了从提高发动机比冲效率外，可否进一步考虑从能量回收利用等角度降低成本?

表1 美国航天飞机主要参数Table 1 Main parameters of American space shuttle

2)所配备的热防护系统付出的代价太大

由于返回再入过程中的严重气动加热问题，整个飞行器需采用与之相匹配的能扛住极高热流峰值的气动布局外形、隔/防热结构以及相关控制系统。该隔/防热系统一方面直接带来了设计、生产制造以及维护保养等成本的增加。例如航天飞机防热瓦，由于容易脱落，所以必须精心安装，1架航天飞机需使用31000 t防热瓦，总重量达到7.1 t，占到航天飞机轨道器结构总重量(68 t)的10.4%，从而进一步降低了其有效载荷。另一方面，复杂的隔热/防热结构和控制系统也带来了更大的再入安全风险和隐患(例如“哥伦比亚”号航天飞机的解体坠毁事故)。此外，基于极高温热防护以及快速被动减速等多方面因素考虑，其气动布局需采用更为苛刻的钝化处理和特殊外形(高阻低升)，从而限制了其低速气动特性的提高。这种气动力性能需求与气动热防护之间的相互匹配等难题严重制约了未来大型天地往返空天飞行器的研制和发展。因此，值得我们去思考是否可以通过采用适当放宽热防护的方式去开展新型气动方案设计研究。

3)多采用垂直发射方式，成本过高，同时受环境因素制约严重

仍以航天飞机为例，由于采用垂直发射方式，因而无法利用高升阻比布局气动效率优势降低对发动机的推力需求。同时，由于火箭发动机受工作时间的限制，需直接利用大推力和大过载尽快完成加速以达到所需速度。这种超大推力和过载加速度所带来的发射剧烈振动以及对结构的影响，使得每次飞行完成后都需要花费大量时间对飞行器加以检修，导致运行成本异常昂贵。

此外，尽管火箭发动机具有推力大、推重比高等优点，但由于其比冲较低，因此需耗费更多燃料，有效载荷占比进一步下降。例如从表1可知，航天飞机有效载荷仅占其2000 t起飞总重量的1.5%左右。同时，由于垂直发射需要配置与之相关的发射系统平台，整个成本进一步上升，而整个发射窗口也受到天气环境等因素的显著制约。另外，火箭动力在发射过程中如遇到紧急情况不能中途终止任务也带来了额外的安全隐患(例如“挑战者”号航天飞机的发射事故)。因此，未来大型天地往返运输系统平台采用可重复使用、水平起降的方式具有一定优势，同时在较低马赫数和较为稠密的大气层内采用更高比冲的涡轮和冲压发动机的推力模式，亦可显著降低运行成本。

1.2 可能的新型设计理念和气动方案分析

根据上述分析思考，针对现有航天飞机方案所存在的主要问题，可集中考虑从如何提高全速域气动性能、降低热防护需求代价以及提高整个飞行过程中燃料化学能、飞行器动能、势能、气动加热的热能等能量转化和运行效率入手，探索新型气动设计理念和方案。图1为一种可能的气动方案主要分析逻辑，具体包括以下几方面。

图1 未来新型空天飞行器气动方案分析Fig.1 Aerodynamic scheme analysis of innovative aerospace vehicle in future

1)基于放宽气动热防护的气动布局设计

飞行器气动加热的最大热流区域主要位于头部和机翼前缘等区域，且与钝化半径直接相关。为了降低最大热流分值，通常采用大的钝化半径，从而导致阻力过大，难以利用高升阻比气动特性获得升重平衡并降低对发动机推力要求。因此，在通过其它方式降低气动热防护需求的前提下，可采用基于放宽气动热防护开展气动布局设计，减小钝化半径，提升全飞行包线内的气动力性能。

2)全速域变体气动布局设计

采用全速域变体空天飞机气动布局设计可兼顾低/亚/跨/超/高超到极高超声速气动特性，通过对全机后掠角、升力面面积等进行变体控制可获得高性能的宽速域气动力性能。例如起降高升力、加速爬升阶段高升阻比、再入返回高升高阻等，均可有效提高空天飞行器外流气动效率并拓展其飞行高度包线范围。目前国内外已在较窄的速域范围内开展了较多的宽速域气动布局和变体布局研究，例如以常规超声速布局和乘波体为基础的宽速域飞行器气动布局研究等[13-14]。变体飞机气动布局方面则以机翼旋转、折叠、伸缩，甚至智能可变形等[15]为主。

3)全速域组合动力系统/机体一体化设计

采用涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合的全速域推进系统相比航天飞机单纯采用火箭发动机可有效提高比冲和燃料能量的利用效率(飞行器内流整体气动效率)。此外，由于涡轮和冲压工况需利用进气道从大气中吸取氧化剂，因此，其在吸气式条件下推进系统与机体的一体化设计直接影响着飞行器在超/高超声速范围内的内外流整体气动性能，目前已成为制约高超声速飞行器气动性能提高的关键瓶颈技术。国内外学者已开展了大量研究工作[16-17]，例如采用各类新型高超声速机体气动布局和进气道开展机体/推进一体化设计等[18-21]。

4)加速爬升阶段采用基于动能转化为势能的飞行轨迹控制

针对吸气式冲压发动机工作模态，飞行器缓慢加速爬升时在马赫数8+、飞行高度40～60 km的层流/湍流转捩区域包线内长时间气动加热以及严峻热防护等问题，可采用特殊的飞行轨迹控制：在飞行器加速到马赫数8左右，增加爬升航迹角，此时由于冲压发动机推力难以匹配阻力和重力，从而缓慢减速，但飞行高度快速增加，即利用飞行动能转化为势能的方式快速穿越该空域，降低对飞行器头部及机翼前缘等部位的热防护需求。

5)再入阶段在稠密大气层边缘采用“跳跃式”盘旋减速飞行方式

由于引入全速域变体设计技术，在再入阶段可获得较高的升力，使得在稀薄大气层区域内实施“跳跃式”盘旋减速成为可能。通过该飞行方式对其高动能和高势能逐步加以耗散，亦可降低进入大气层主要气动加热区域的飞行马赫数，从而有效降低最大热流峰值，与基于放宽气动热防护的气动布局设计相呼应。

6)气动热能回收利用

由于再入段“跳跃式”盘旋减速飞行轨迹控制能有效延长再入飞行时间，飞行器的高动能/势能转化为气动热能的速率显著下降，从而为热能回收利用创造了较好的先决条件。例如未来热电转换以及等离子体吸气式电推进等技术的快速发展等[22-23]。

2 气动布局方案概念设计

2.1 整体气动方案

综合上述分析结果和设计思想，探索获得一种低运行成本、可重复使用、水平起降的大型天地往返运输系统平台概念设计方案(Larger affordable and reusable space transportation system，LAR-STS)。其整体气动布局初始外形如图2所示。

图2 LARSTS概念设计方案示意图(初始外形)Fig.2 Sketch map of LARSTS (Initial configuration)

LARSTS整体机身和尾翼布局等主要采用常规方式，机翼采用宽速域乘波翼设计，同时放宽气动热防护布局设计，有效降低阻力和提高全速域升阻比气动性能。具体外形尺寸主要基于现有常规机场的起降能力和美国航天飞机参数(见表1)等进行预估给定。其中，机体长71.6 m，宽32.6～87.7 m(全速域变体，飞行器展长随之变化，起降过程参考A380限定为80 m)，高17.6 m。

LARSTS变体方式将主要采用机翼绕固定轴旋转，其中，转轴与水平面夹角约为87°。另外，机翼将利用嵌套结构设计思想，在旋转机翼时能拉伸出所覆盖的面积，并保证具有一定结构强度。该变体思想不仅能有效改变机翼的后掠角，也能有效改变整个飞行器的升力面和翼载荷大小。此外，LARSTS采用四台全速域涡轮/冲压/火箭三动力组合发动机，在全速域范围内进气系统也将根据飞行速度对进气道外压缩唇板和内型面进行旋转调节，改变其进气入口面积和内收缩比等参数，以确保组合发动机在低/亚/跨/超/高超声速范围内均可正常工作。

2.2 不同速域变体气动方案

2.2.1起飞阶段

起降阶段由于需要大的升力系数，将机翼内嵌部分逐渐向外旋转45°，增加机翼面积的同时，减小后掠角，有效提高升力和升阻比。该部分机翼结构需具备较高的强度，以匹配其所承受的较高翼载荷。此外，进气道入口全开，内型面随之调节，确保获得合适的内收缩比，为涡轮发动机提供所需气流，提供足够推力顺利完成起飞。图3为LARSTS水平起降阶段变体示意图(俯视)。其中(橙色型面为进气道唇口外压缩部分；银灰色型面为主机体；紫红色为机翼内嵌套结构往外旋转张开的部分；蓝色型面为垂尾和平尾主要操作舵面。后同。)

图3 LARSTS水平起降阶段变体示意图(机翼前缘外转45°)Fig.3 Sketch map of the morphing scheme of LARSTS in low speed range (Leading edge of wing externally rotating 45°)

2.2.2加速爬升

完成起飞后，在加速阶段，随着马赫数的逐渐增加，为减小阻力，提高升阻比，逐渐将机翼旋转收回。例如在亚声速阶段将机翼旋转至30°左右的外转位置(见图4)，在满足升/重匹配的前提下，确保阻力最小，气动力效率最优，尽快加速爬升。

图4 LARSTS亚声速飞行变体示意图(机翼前缘外转30°)Fig.4 Morphing scheme of LARSTS in subsonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 30°)

在超声速加速阶段，机翼继续旋转收回。与亚声速阶段类似，在升重匹配的前体下，按照最大升阻比轨迹加速爬升。图5为飞行马赫数2.0左右机翼旋转收回至外转15°位置时的示意图。此时飞行器前缘后掠角逐渐增大，对激波阻力和气动加热等问题进行有效控制。

图5 LARSTS超声速飞行变体示意图(机翼前缘外转15°)Fig.5 Morphing scheme of LARSTS in supersonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 15°)

随着马赫数的继续提高，机翼按照最大升阻比优化轨迹继续往回旋转。同时，进气道外压缩段唇板也将随马赫数的增加而逐渐旋转关闭，确保飞机头部压缩激波恰好打到唇板位置，获得最优的内外流场品质。图6为不同飞行马赫数下进气道外压缩唇板的转动位置。达到超燃冲压发动机的工作马赫数上限后唇板完全关闭形成光滑气动型面，利于接下来由火箭模态接力继续爬升飞行。

图6 LARSTS高超声速飞行变体(进气道唇板逐渐收回)Fig.6 Morphing scheme of LARSTS in hypersonic speed range (Inlet lip position reback gradually)

2.2.3入轨

经过三动力组合发动机火箭模态的持续工作，LARSTS逐渐达到预定轨道高度和速度，四台主发动机停止工作，随后将通过小型姿态调节火箭加以控制并完成入轨。

2.2.4再入返回

LARSTS完成任务后，在再入返回前将首先实施变体，变体后的外形示意图如图7所示。主要通过转动嵌套机翼结构，同时从嵌套机翼中拉伸出耐高温柔性翼面结构，并交替布置完成气动型面合围。配合转轴与水平面所成的夹角可围成174°大钝角的类圆锥面特殊外形，在气动载荷弹性变形后锥角减小，增强飞行静稳定性。此外，两边的旋转结构在机头前方采用高强度结构相连形成有机整体，进一步提高其结构强度，同时获得最大升力面积。

图7 LARSTS再入阶段机翼结构布置示意图Fig.7 Morphing scheme of LARSTS in reentry condition

待完成上述变体布置后，通过小型姿态调节火箭控制LARSTS降低飞行高度，并调整好迎角姿态(30°左右)。由于巨大的升力面积，LARSTS在很高的高度即可达到“升力+离心力”与重力的平衡(简称升重平衡，后同)。例如当气动加热使得机体结构热容接近饱和时，LARSTS将“跳跃”爬升高度，降低气动热载荷和最大热流峰值，同时热电转换系统继续将部分气动热能转化为电能。由于跳跃和下降周期较长，该过程可足够机体总热量耗散，并获得新的蓄热能力。此时LARSTS可继续下降冲入稠密大气层中利用气动阻力减速，如此反复几个周期，速度和高度逐渐下降，LARSTS再入总动能和势能逐渐耗散掉，并部分转化为电能回收。随着高度下降，动压逐渐增加，过大的翼载会对LARSTS的大锥面气动结构造成损伤，因此，在最后一次向上“跳跃”过程中，机翼嵌套结构逐渐旋转收回。至此，完成气动加热最严酷的再入主减速段飞行。

2.2.5减速着陆

完成上述过程后，继续减速着陆阶段直接按照加速爬升和起飞阶段进行逆向操作即可(详略)。此飞行过程可以采用无动力滑翔，亦可启动三动力组合发动机的冲压/涡轮模块，实时改变飞行轨迹，降落至所需机场。

3 全速域气动性能初步分析验证

3.1 气动力特性分析

对LARSTS全速域典型飞行包线内的升、阻力气动性能采用工程估算方法进行初步评估[24-25]，其中高超声速飞行条件下采用牛顿流模型、超声速时采用小扰动理论等方法进行近似评估。为考虑离心力的影响，LARSTS总质量再入初始阶段按180 t、起飞初始阶段按800 t进行初步计算(燃料消耗速率等暂未详细考虑)，具体数据如表2所示。可以发现LARSTS在气动力特性方面可有效满足起飞、爬升阶段的升力需求以及再入过程中升重平衡。

其中，LARSTS在马赫数25时(7 km/s)，迎角30°即可达到升重平衡，此时高度85 km。而美国航天飞机在该速度下对应的高度为70 km，且飞行迎角达到38°。类似地，对比其主要再入阶段升重平衡时的速度-高度参数可以发现，LARSTS具有明显的飞行高度优势(15 km以上)。另外，由于LARSTS升力面更大，通过调节迎角进一步增加升力可具备“跳跃”飞行能力，整个再入过程时间更长，从而可对其动能损失速率进行控制,利于将气动热能通过热电转化系统加以疏导和利用。

值得深入探讨的是，尽管LARSTS由于采用全速域变体气动布局设计而拥有优异的升、阻力等气动力特性，但同时整个飞行包线内气动焦点移动范围过大等问题也带来了更为突出的飞行控制难题，尤其在再入返回过程中和高超声速飞行条件下飞行器的飞行姿态控制和操稳特性等方面将面临更强的非线性、更复杂的耦合、更严重的弹性振动以及更严格的控制约束等挑战[26-27]，对现有的控制手段提出了更高的要求，未来需结合气动力/热/弹、飞行力学、推力矢量、变体结构全机重心优化以及智能控制等方法对LARSTS深入开展全速域飞行姿态控制和操稳研究。

表2 LARSTS全飞行包线主要气动力参数估算结果Table 2 Aerodynamic performance estimation of LARSTS in full flight envelop

3.2 气动热特性分析

采用气动热工程估算方法[28]对LARSTS方案的气动热特性进行了初步评估，主要估算全飞行包线内的最大热流峰值(见表3)。由于引入放宽气动热防护的气动布局设计思想，LARSTS方案在马赫数不太高时采用小迎角飞行，机头和机翼前缘驻点半径较小，在极高超马赫数再入飞行阶段采用大迎角飞行时驻点半径显著增大，因此表3中分别列出了驻点半径为0.25 m，1.0 m，5.0 m时的热流峰值结果对比。可以发现，大迎角飞行再入阶段气动热防护所对应的热流峰值可控制在200 kW/m2以内。对于主要采用吸气式冲压发动机工作时的小迎角飞行轨迹，在马赫数8～12，飞行高度35～55 km的包线内气动热防护问题严峻，最大热流峰值甚至达到MW/m2量级，该阶段的气动热防护需重点考虑。

由于40～60 km以上的高空主要为层流，中间为转捩区，以下为湍流区，同等条件下在湍流区飞行的热载荷将急剧增大。因此，再入阶段需利用高升高阻特性结合“跳跃式”飞行轨迹方案在60 km高度以上空域完成主减速；在起飞爬升阶段则将采用

表3 LARSTS全飞行包线气动热特性估算Table 3 Aerothermal performance estimation of LARSTS

降低在35～60 km高度空域范围内飞行马赫数的方式，即当通过冲压发动机加速至马赫数8.0左右时，操纵方向舵增加LARSTS的飞行迎角，增加升力以提高飞行航迹角继续爬升，但此时阻力显著增加，发动机推力不足以平衡阻力和重力在推力方向上的分量，因此LARSTS将缓慢减速，从能量运行角度将部分飞行动能转化为高度势能。由于在该空域飞行速度降低，热流峰值随之下降，从而避开35～60 km空域范围内的严重气动热防护问题。待飞行高度超过60 km，火箭发动机点火工作，LARSTS开始加速直至预定轨道。图8为LARSTS在起飞爬升阶段马赫数-高度轨迹控制示意图。

图8 LARSTS起飞爬升阶段马赫数-高度飞行轨迹控制示意图Fig.8 Sketch map of flight trajectory control of LARSTS during take-off and acceleration stage

3.3 整体气动效能分析

空天飞行器的整体气动效能主要由气动外形的升阻比等外流气动效率和动力系统的比冲Isp等内流气动效率共同决定，需结合飞行器气动布局特点、所采用的发动机类型以及飞行方式等因素予以综合考虑。此处定义飞行器内/外流整体气动效能κ正比于发动机比冲、反比于用来匹配飞行阻力和加速度所需推力与重力的比值来进行初步分析。LARSTS和航天飞机的整体气动效能比值π以及所需推力η比值具体如式(1)～(3)所示。

(1)

(2)

(3)

其中，脚标“1”和“2”分别表示LARSTS和航天飞机方案，g为重力加速度常数。由于LARSTS在涡轮和冲压发动机工作模态下采用小迎角和小航迹角水平起飞、加速和爬升，因此，所需推力T可简化为阻力与用于获得加速度a的推力之和，升力近似等于重力，阻力则按升阻比和重力计算获得。同时，LARSTS升阻比K1随马赫数变化，由表2中的方法计算得到。采用垂直发射起飞方式的航天飞机阻力主要由气动外形迎风面积以及表面浸润面积的大小决定，根据气动外形和飞行方式特点，航天飞机阻力与LARSTS阻力的比值可按照飞行马赫数和飞行高度h的函数f(Ma,h)计算拟合得到，此处开展初步估算时按常数1/3初步给定。航天飞机所需推力可简化为重力、飞行阻力以及用于获得加速度的额外推力三者之和。涡轮/冲压/火箭发动机比冲均为飞行马赫数和高度的函数，此处按照文献[29]中碳氢燃料结果近似给定，其中火箭发动机比冲按较高的恒定值350 s近似计算。

图9 LARSTS在水平起飞爬升阶段与垂直发射的航天飞机方案的整体气动效能比值Fig.9 Aerodynamic efficiency ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle(vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

图10 同质量条件下LARSTS在水平起飞爬升阶段所需发动机推力与垂直发射的航天飞机方案所需发动机推力比值Fig.10 Necessary thrust ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle (vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

对LARSTS和航天飞机方案进行评估，爬升加速度从0.1g到1.0g变化范围的计算结果如图9和图10所示。可以发现LARSTS采用水平起降小迎角爬升方式，相比航天飞机具有数量级上的显著气动效能优势，随着马赫数增加，升阻比和冲压发动机比冲均下降，气动效能优势也随之下降，但仍保持在8倍以上。从所需推力来看，LARSTS方案相比航天飞机垂直发射方案明显下降，尤其在较小的加速度情况下更为显著。例如当加速度恒定为0.2g时，LARSTS从起飞到加速至高超声速阶段的所需推力只相当于航天飞机方案的25%～33%。详细的整体气动效能和所需发动机推力对比分析可根据飞行轨迹优化开展细致评估。

4 结 论

1)已有的航天飞机等天地往返运输系统平台方案在能量运行本质上存在着难以回避的缺陷：耗费巨大的燃料化学能所换来的高势能高动能入轨飞行，在再入被动减速阶段却需要被迫以摩擦气动加热和热辐射等方式尽快耗散浪费掉。不仅提高了运行成本，同时也带来了严峻气动热防护问题，值得深入思考。

2)对于采用吸气式动力的大型天地往返运输系统平台，如何充分发挥该类空天飞行器内/外流整体气动效能和控制气动热防护代价是降低其未来运行成本的关键。可集中考虑从如何提高全速域气动性能、整个飞行过程中燃料化学能与飞行器动能、势能、气动加热热能等能量之间的相互转化和运行效率入手，探索新型设计理念和气动方案。

3)采用放宽气动热防护气动布局设计、全速域变体、组合动力系统/机体一体化设计、基于爬升阶段动能转化为势能的飞行轨迹控制以及再入阶段在稠密大气层边缘“跳跃式”盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想开展未来大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计很可能获得一种行之有效的气动方案。所设计的LARSTS全飞行包线气动力/热特性初步评估结果表明其相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势，值得开展深入研究。