火箭動力的翼身組合體高超聲速巡航布局研究＊

鐘范俊，王正平

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072）

0 引言

高超聲速水平巡航類飛行器主要可采用兩種動力形式，一種是以超燃沖壓發(fā)動機為代表的吸氣式動力，另一種是火箭動力?；鸺l(fā)動機技術(shù)相對成熟，是翼身組合體布局在臨近空間（20～100km）高超聲速巡航飛行現(xiàn)實可行的動力形式。

高超聲速巡航飛行器可以在瞬息萬變的戰(zhàn)場條件下敏捷機動，快速到達遠距離目標，實施偵察、打擊任務(wù)。美國曾經(jīng)研制出世界上最早利用火箭發(fā)動機推進的高超聲速飛機X－ 15，為后來航天飛機的方案論證打下了基礎(chǔ)。航天飛機的軌道器是翼身組合體布局最早的應(yīng)用，它兼顧良好的的容積率、操縱性和氣動特性，X－ 34［1］、X －37［2］也采用此構(gòu)型。美國［3］、俄羅斯［4］、日本［5］、意大利［6］等國對此相繼進行了有關(guān)研究，但多是針對單級或多級入軌的可重復(fù)使用運載器（RLV）或亞軌道飛行器，不太適合臨近空間的高超聲速巡航飛行。因此，文中針對火箭動力的翼身組合體，通過不同布局特征參數(shù)下氣動力的計算與分析，進行高超聲速巡航最優(yōu)升阻特性的布局研究。

1 方法概述

超聲速流場中，激波是最普遍的現(xiàn)象，是高超聲速飛行不可避免的物理參數(shù)間斷面。強激波前后，各種物理參數(shù)的劇烈變化會導(dǎo)致較大的壓差阻力，同時，也可以利用波后飛行器上、下表面的壓差形成升力，乘波體正是利用了這樣的原理。而翼身組合體同樣需要利用激波獲得高超聲速巡航下的最優(yōu)升阻特性，以實現(xiàn)布局外形的優(yōu)化。

初始構(gòu)型的翼身組合體，如圖1所示，采用帶邊條的雙三角翼（內(nèi)翼和外翼），單垂尾布局，類似X -34。在其它外形參數(shù)一定的前提下，將機頭彎度、外翼翼型彎度和外翼扭轉(zhuǎn)角作為描述翼身組合體的布局特征參數(shù)，對機身形成的激波升力體和機翼形成的激波升力面進行研究并相互耦合設(shè)計，以尋求與高超聲速巡航氣動特性相匹配的優(yōu)化布局。

圖1 翼身組合體初始構(gòu)型和機頭幾何參數(shù)

2 布局特征參數(shù)

在研究初始構(gòu)型后發(fā)現(xiàn)，由于任務(wù)剖面不同，類似X -34的翼身組合體更注重大迎角特性，布局設(shè)計并不完全適合小迎角下的高超聲速巡航飛行。比如，小迎角時機頭部位上表面的激波強度更大，波后壓強更高，會形成較大的負升力和低頭力矩；而采用正彎翼型的機翼，其前緣上表面壓力也較大，如圖2所示，同樣造成升力的損失。除此之外，還可以通過改變機翼扭轉(zhuǎn)角進一步改善升阻特性，并兼顧力矩的需求。因此，文中在不改變初始構(gòu)型機翼面積、機翼位置、機身長細比和機頭比（機頭長度與機身長度的比率）等的前提下，把對高超聲速巡航氣動特性影響較大的3個布局參數(shù)：機頭彎度n、外翼翼型彎度s、外翼扭轉(zhuǎn)角τ，作為特征參數(shù)進行研究，用符號（n，s，τ）表示。

圖2 初始構(gòu)型小迎角機翼壓力云圖

文獻［3］中用機頭下垂度（Nose Droop）來定義機頭的外形特征，文中由于機頭長度不變，綜合長細比和機頭比后，以機頭彎度n來描述：

如圖1所示，h為機頭前緣點到機身半高線的垂直高度，l為機頭長度，并且規(guī)定前緣點位于半高線下方時h為正，即下垂時機頭為正彎，上翹時機頭為反彎，前緣點居中時機頭不彎（h＝0，n＝0）。文中基于初始構(gòu)型的機頭彎度n在－20%～20%范圍內(nèi)。

機翼繞流場中激波影響最為劇烈的區(qū)域是外翼（參考圖2），所以只對外翼的外形參數(shù)進行不同設(shè)計，研究它們所帶來的高超聲速激波升力面布局特性。

翼型參數(shù)中，翼型彎度對產(chǎn)生激波影響最大，在不改變其它參數(shù)（前緣半徑、厚度、最大厚度位置、最大彎度位置等）的前提下，只將外翼翼型彎度s作為第二個特征參數(shù)。除初始構(gòu)型s＝1%外，文中還使用了s＝－1%的反彎翼型。而作為第三個特征參數(shù)的外翼扭轉(zhuǎn)角τ，文中使用了0°、2°、4°三個值。

這樣，例如（－13.2，－1，4）的布局特征參數(shù)就代表機頭彎度為－13.2%，外翼翼型彎度為－1%，外翼扭轉(zhuǎn)角為4°的布局外形。

3 布局優(yōu)化及結(jié)果分析

文中采用結(jié)構(gòu)化多塊對接網(wǎng)格，N-S流動控制方程，對翼身組合體在馬赫數(shù)Ma＝6，高度H＝30 km巡航飛行的三維流場進行CFD數(shù)值模擬；且由于是帶動力飛行，在發(fā)動機噴口位置給定了相應(yīng)的流場條件，模擬火箭發(fā)動機的工作狀態(tài)，以給出不同布局在動力條件下巡航狀態(tài)的氣動特性。

3.1 激波升力體特性

首先對單獨機身進行計算分析，以研究機頭彎度n影響下的激波升力體特性。采用正彎、基本不彎和反彎的三種機頭，n分別為15.7%、－0.43% 和－13.2%，圖3是不同n時單獨機身的氣動特性曲線。

圖3 不同n時單獨機身隨迎角α變化的氣動特性

因為機頭產(chǎn)生的激波強度隨著機頭彎度n的減小而變化，由上表面較強逐步變?yōu)橄卤砻孑^強，使得機頭產(chǎn)生的升力和隨之而來的抬頭力矩都相應(yīng)增加，所以如圖3所示，相同迎角α?xí)r，升力系數(shù)CL和俯仰力矩系數(shù)Cm都隨n的減小而遞增。n＝15.7%機頭正彎時，阻力系數(shù)CD隨α先減小后增大，變化較平緩；而n＝－13.2%較大反彎時，阻力隨α則急劇增加。所以，機頭彎度n的減小在增加升力的同時，阻力整體呈增長趨勢，升阻比L／D隨α的增長速度也趨緩。由此可見，n對機身氣動特性的影響很大，機頭設(shè)計時需要選擇適當?shù)臋C頭彎度進行權(quán)衡，使整個機身成為一個良好的激波升力體。

圖4 （15.7，1，0）、（－13.2，1，0）、（－13.2，－1，0）氣動特性

用其中機頭正彎和反彎的兩種機身，配上同為s＝1%、τ＝0°的機翼，形成的布局特征參數(shù)分別為（15.7，1，0）、（－13.2，1，0），前者即初始構(gòu)型。它們的全機氣動特性如圖4所示，除了由于機翼對焦點的拉動導(dǎo)致力矩特性不同以外，其余規(guī)律與圖3中單獨機身時基本一致。與文獻［7］中一種類似的空天飛機得出的結(jié)論相同，對于初始構(gòu)型（15.7，1，0）這種機頭和機翼的組合，CL和Cm從小迎角開始就呈現(xiàn)非線性特征；而CL隨α非線性單調(diào)遞增，CD隨α先減后增的變化趨勢與X-34在6Ma下的風(fēng)洞試驗結(jié)果［8］也完全一致，從而證明了文中布局研究中建模和計算的有效性。

除了機頭彎度，再入型RLV不適合小迎角高超聲速巡航的另一體現(xiàn)便是翼型彎度。與圖3同等n時單獨機身的比較可以看出，圖4中配上機翼后對升阻比的改善并不明顯，如α＝4°時，n＝－13.2%的全機L／D也只有1.93，單獨機身的是1.7。這正是機翼采用正彎翼型，前緣升力損失較大帶來的負面影響。

3.2 激波升力面特性

外翼重新選擇了彎度s＝－1%的反彎翼型，配上與（－13.2，1，0）同樣n＝－13.2% 的機身，將布局特征參數(shù)變?yōu)椋ǎ?3.2，－1，0），其氣動特性曲線也繪制于圖4中。由機身相同這后兩者比較可見，通過將外翼翼型彎度從1%變?yōu)椋?%，改善了小迎角的升阻特性，α＝4°的L／D從1.93增長為2.14，已基本滿足巡航升阻比的要求，而考慮到阻力不能太大，可將設(shè)計點定在α＝4°。所以高超聲速下為了獲得更好升阻特性的布局，詳細設(shè)計翼型時，其前緣需適當反彎，這樣，由機翼形成的激波升力面才能在小迎角下提供較大升力。

此外，從圖4的Cm曲線可以看出，改變機頭彎度和翼型彎度提高升阻特性的同時，機頭、機翼帶來的力矩并沒有相互抵消。因此，為實現(xiàn)正常的巡航飛行，還需將機頭、機翼的布局特征參數(shù)相互耦合設(shè)計，才能獲得力矩平衡下的高升阻比布局。

采用n＝－0.43%反彎較小的機頭和s＝－1%反彎翼型的外翼，進一步研究不同τ時形成的激波升力面對氣動特性的影響。外翼扭轉(zhuǎn)角τ分別為0°、2°、4°時三種布局的氣動特性曲線如圖5所示。相同迎角下，隨著τ的增大，CL和CD都線性增加，機翼帶來的低頭力矩增大，所以全機力矩系數(shù)Cm隨τ線性減小。這樣就可以通過綜合設(shè)計機頭和機翼，在保證力矩平衡的同時，獲得較高的升阻比。α＝4°時，三者的L／D在2.15～2.4之間；而文獻［9］的空天飛機在5Ma左右試驗時，α＝4°的L／D則不到0.5，α＝17°才有最大升阻比2.2。這再次表明文中研究的布局更適合小迎角的高超聲速巡航飛行。

圖5 不同τ時的氣動特性

3.3 優(yōu)化構(gòu)型及低速特性

圖6 優(yōu)化構(gòu)型的壓力和馬赫數(shù)分布

為進一步改善升阻特性，并實現(xiàn)設(shè)計狀態(tài)的巡航飛行，利用3個特征參數(shù)對布局進行優(yōu)化，確定了優(yōu)化構(gòu)型（－4，－1，2）。圖6是其巡航狀態(tài)的表面壓力云圖，以及對稱面和外翼某一截面的馬赫數(shù)等值線，圖中激波升力體和激波升力面的特征得到了充分體現(xiàn)。圖7給出了其升阻比和力矩系數(shù)隨α的變化曲線，α＝4°時的高超聲速巡航升阻比達到2.32。

圖7 優(yōu)化構(gòu)型的L／D和Cm

作為可重復(fù)使用的飛行器，翼身組合體在全包線范圍內(nèi)的飛行特性都很重要，包括發(fā)射、爬升、無動力返回段等。圖8是優(yōu)化構(gòu)型在低空低速（0.2Ma）飛行的氣動特性曲線。CL在小迎角時線性增加，隨著α的增大，由于氣動分離作用加劇，尤其16°以后非線性特征明顯，24°后則出現(xiàn)了失速；CD隨α非線性增長，小迎角時增長緩慢，大迎角時增速加快；α＝6°時達到最大升阻比5.31，高于文獻［3］中亞音速的4.8；迎角在16°以內(nèi)飛行器呈現(xiàn)較好的靜穩(wěn)定性，且大迎角時Cm＜0，說明低速飛行時可以通過負偏轉(zhuǎn)舵面實現(xiàn)縱向配平。由此可見，這樣的布局設(shè)計同樣能夠兼顧低速大迎角飛行對升阻、力矩特性及穩(wěn)定度的要求。

圖8 優(yōu)化構(gòu)型低速氣動特性

而且，根據(jù)文獻［8］在不同馬赫數(shù)的力矩特性分析可知，全機焦點隨飛行Ma數(shù)變化的規(guī)律是：低速時，焦點較靠前，隨Ma數(shù)的增加焦點逐漸后移，超音速后，隨著Ma數(shù)的進一步增加，焦點又逐漸前移，到Ma＝6的高超聲速時甚至前于低速時的焦點位置。文中的優(yōu)化構(gòu)型在低速和高超聲速時均按靜穩(wěn)定設(shè)計，從而滿足了整個飛行速度范圍的穩(wěn)定性要求。

4 結(jié)論

1）由于設(shè)計目標不同，雖然同為翼身組合體布局，實現(xiàn)臨近空間高超聲速巡航的構(gòu)型與再入型RLV在外形局部設(shè)計上存在差異，需保證小迎角飛行時良好的巡航升阻特性。

2）基于各個布局特征參數(shù)對高超聲速下全機升阻比的不同影響，利用激波效應(yīng)對激波升力體和激波升力面進行設(shè)計時，需要加以權(quán)衡，并將其相互耦合考慮，以尋求滿足小迎角高超聲速巡航氣動特性要求的優(yōu)化布局。

3）作為可重復(fù)使用的飛行器，需要研究它在整個飛行包線范圍的特性。文中布局研究優(yōu)化出來的翼身組合體構(gòu)型，在實現(xiàn)小迎角高超聲速巡航飛行的同時，也可滿足低速大迎角飛行的要求。

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