临近空间飞行器气动布局的高升阻比设计

朱广生，杨 攀，段 毅，李思怡，苗 萌

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 空间物理重点实验室，北京，100076）

0 引 言

对于临近空间高速飞行器，升阻比是核心的设计指标之一，主要原因是升阻比与飞行器的最大飞行距离存在直接的对应关系。

对于无动力高速飞行器，推导平衡飞行的最大纵向距离L，假设飞行过程中升阻比保持不变，可以获得如下表达式：

可以发现：最大平衡飞行距离与升阻比之间存在线性关系，在速度约束一定的情况下，升阻比越大，最大飞行距离就越大。因此，在工程设计中，往往通过高升阻比设计来实现飞行器长距离飞行的能力。

对于临近空间高速飞行器的高升阻比设计，气动外形是核心的设计要素。飞行器的气动外形是总体方案的基础，与飞行器总体布局、飞行状态、装填空间大小、控制品质等紧密相关，在很大程度上决定了飞行器总体方案的优劣。因此，在进行高升阻比设计时气动外形的设计还必须满足各种复杂的约束条件。

本文给出了在工程中开展飞行器气动外形高升阻比设计应遵循的一般性设计原则，分析了影响升阻比的关键要素，讨论了高升阻比设计需考虑的复杂工程约束，并提出了未来应重点关注的设计方向。

1 高升阻比气动外形的设计原则与影响因素

1.1 设计状态对升阻比的影响

在飞行过程中，随着飞行状态的变化，飞行器升阻比的量值也会发生变化。对升阻比量值影响最大的飞行状态参数包括攻角、飞行高度和飞行马赫数。

1.1.1 攻角影响

飞行器的升阻比随飞行攻角变化而发生变化。升阻比随攻角变化的一般规律如图1 所示，在零升力攻角状态，升阻比为零；随着攻角的增加，升力系数逐渐增加，升阻比亦随之增大；但是，随着攻角的继续增加，阻力系数开始显著增加；同时，一定攻角后，升力线斜率减小，在攻角增至某一量值后升力转而开始减小，相应地升阻比会在增至某个峰值后转而开始逐渐减小。

图1 升阻比随攻角变化的一般规律Fig.1 Universal Law of Lift-drag Ratio Varying with Angle of Attack

1.1.2 飞行高度影响

飞行高度会对升阻比量值产生明显影响，飞行高度对升阻比的影响规律如图2 所示，飞行高度越高，粘性作用影响越大，升阻比将显著降低。

图2 飞行高度对升阻比的影响Fig.2 The Effect of Flight Altitude on Lift-drag Ratio

1.1.3 飞行马赫数影响

飞行马赫数会对升阻比量值产生影响，飞行马赫数对升阻比的影响规律如图3所示，相同飞行高度下，马赫数增加，摩阻减小，法向力系数减小；阻力系数降低比例大于升力系数，体现为峰值升阻比增大。

图3 飞行马赫数对升阻比的影响Fig.3 The Effect of Mach Number on Lift-drag Ratio

对于飞行器而言，存在一个最大升阻比攻角，该攻角的量值由飞行器外形所决定，为了实现最大飞行距离，通常会尽可能在飞行全程采用最大升阻比攻角飞行。

在工程设计中，根据设计的飞行剖面确定开展高升阻比设计的具体状态十分重要，不仅是因为升阻比的量值会随飞行状态的变化而变化，更重要的是，设计状态的选择还会对气动外形高升阻比的设计方法产生影响。Fetterman 等对“半锥体+三角翼”组合体外形的升阻比影响要素进行了分析，图4 给出了马赫数对翼身干扰的影响。当马赫数较低时，机身和机翼存在有利的干扰，平顶外形的升阻比更高。总体而言，有利的干扰效果将随着马赫数的增加而消失，当马赫数约为11 时完全消失，平底外形的升阻比将更高。

图4 马赫数对翼身干扰的影响Fig.4 The Effect of Mach Number on Wing-body Interference

1.2 高升阻比设计原则与关键因素

针对确定的设计状态，一般从增加升力和减小阻力两个方面来开展气动外形的高升阻比设计。在一定攻角下，飞行器迎风面在激波的强压缩作用下产生高压，与背风面低压形成的压差是飞行器升力的主要来源。激波后物面的高压带来的压差阻力和流动粘性作用产生的摩擦阻力是飞行器阻力的两个主要来源。

飞行器的容积率是影响飞行器压差阻力的关键指标，容积率对升阻比的影响如图5 所示，容积率越小，升阻比越大。另外，在一定攻角下高马赫数飞行，飞行器的迎风面对压差阻力的敏感度远大于背风面，迎风面越平坦，压差阻力越小。因此，为获得高升阻比特性，往往将有效装填空间设计在飞行器背风面，且横截面积越小越好。

图5 容积率对峰值升阻比的影响Fig.5 The Effect of Volume Ratio on Peak Lift-drag Ratio

飞行器的端头与翼前缘钝度也是影响飞行器压差阻力的关键指标，钝度对升阻比的影响如图6 所示，钝度越小，升阻比越大。

图6 钝度对升阻比的影响Fig.6 The Effect of Bluntness on Lift-drag Ratio

利用乘波体设计思想，按流场激波面进行飞行器前缘和迎风表面型面的设计，是使飞行器下表面获得尽可能的高压，提高飞行器升力的重要设计方法。为实现飞行器“乘着激波飞行”，理论上要求飞行器前缘激波完全附体，这在工程中是无法实现的。在实际设计中，头部与翼前缘必须要考虑保持一定的钝度，以及结构与工艺的可实现性；并关注飞行剖面内不同飞行状态的乘波特性差异。另外，乘波设计的重点是飞行器的迎风面，因此在增升设计同时还需要关注对阻力的影响。

2 高升阻比设计的工程约束

飞行器的气动外形设计不是一个单纯的气动问题，气动外形集中反映总体和各相关专业的设计诉求，实质是对高升阻比的追求和各专业约束折衷的工程实现过程，气动外形设计必须要满足各种工程约束条件。

2.1 总体尺寸与装填约束

总体尺寸与装填约束是飞行器初始气动外形的设计起点。总体对飞行器尺寸的约束要求，决定了飞行器可设计的升力面积大小，是飞行器升力设计的基础。装填要求则决定了飞行器的容积率，是飞行器减阻设计的核心约束条件。飞行器机动飞行不是目的，它只是为提高自身生存能力和为有效载荷充分发挥效能而采取的手段。从这个角度出发，总是希望飞行器的尺寸能尽可能小、装填空间尽可能大，这与高升阻比的设计原则是矛盾的，因此，在实际工程应用中，气动外形的设计跳出气动专业本身的范畴，真正发挥飞行器总体设计“先行官”的作用，就是从满足总体尺寸与装填约束开始的。

2.2 控制设计要求与约束

临近空间飞行器依靠空气动力进行飞行姿态控制，对飞行器自身的操稳特性提出了很高的要求。按扁平化的设计原则，飞行器纵向气动特性与横侧向气动特性在量值上差异较大，普遍存在侧向稳定性偏低的问题。为了获取足够的横侧向稳定性，往往会在飞行器身部配置一定的侧向安定面，这些措施都会直接带来额外的阻力增加。另外，采用平坦的迎风面设计会导致飞行器操稳特性随攻角变化较大，如何兼顾高空高升阻比飞行与末段机动飞行的操稳特性，也是气动外形设计面临的重要难题。

2.3 结构与防隔热设计约束

在总体尺寸与装填约束确定的前提下，结构与防隔热设计约束在很大程度上决定了升阻比的设计上限。防隔热专业对飞行器钝度的设计要求直接决定了飞行器减阻设计的上限，并对“乘波化”的设计效果产生影响。空气舵、侧向安定面等部件的设计需考虑结构与安装的可实现性，并需有效控制由此可能带来的流动干扰及其引起的严酷热环境。另外，气动外形的设计还需要满足末段大动压飞行状态对飞行器翼、舵结构的载荷约束。

3 结论与展望

临近空间飞行器的设计状态与气动外形是升阻比的两个主要影响因素。开展飞行器的高升阻比设计，首先应明确设计状态，然后在考虑各种工程约束的条件下，从增加升力和减小阻力两个方向，开展气动外形的设计与优化。

升阻比是高速飞行器重要的气动设计指标，除了气动外形的升阻比优化，也要在总体层面考虑如何减小飞行器的体积、如何将飞行器特征部位的钝度设计到更小的程度、如何降低飞行高度并保证不发生边界层转捩等设计要素。

乘波化的设计方法可以在一定程度上提高飞行器升力，但在一定的尺寸规模下，飞行器高升阻比设计的核心仍然是减阻设计，目前工程中采用的减阻设计主要是针对压差阻力。图7 给出了轴向力系数中粘性项的占比，在高空飞行条件下，飞行器所受阻力中，摩擦阻力占主导。考虑到降低摩阻的设计方法对提高飞行器升阻比的重要作用，应加强主动流动控制、真实粗糙表面等方法和因素的减阻研究，为临近空间飞行器的高升阻比设计提供重要支撑。

图7 摩阻在总阻中的占比Fig.7 Percentage of Skin Friction in Total Drag