美國高超聲速作戰飛機氣動布局演化分析

廖孟豪 李憲開 竇相民

摘要：本文梳理了美國軍方和軍工部門提出的4個高超聲速作戰飛機概念方案，對比分析了各個概念方案的氣動布局特點，按照時間線總結分析了兩批概念方案氣動布局的演化特征和方向。分析認為，美國高超聲速作戰飛機氣動布局呈現出提升低速特性、降低內外流耦合程度、增加機身容量等演變方向，為緊密掌握高超聲速飛機發展方向提供參考借鑒。

關鍵詞：高超聲速；作戰飛機；氣動布局；演化

中圖分類號：V2文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.001

高超聲速作戰飛機是一種顛覆性的航空武器裝備，是作戰飛機發展的戰略方向。世界各國都在大力研究高超聲速作戰飛機技術，氣動布局就是其中一個重要的研究方向。各國當前對于高超聲速巡航飛行器的氣動布局主要關注點放在了乘波體布局上，這種布局多應用于單點巡航的高超聲速巡航導彈，對于高超聲速作戰飛機的氣動布局特性關注較少，特別是美國自2003年提出高超聲速作戰飛機發展以來，已先后公布了至少4個高超聲速作戰飛機概念方案。這些方案在氣動外形設計上發生了顯著變化，并呈現出逐步收斂的演變趨勢。本文將從啟動布局特性的角度梳理分析美國高超聲速作戰飛機設計要求和理念的變化，以深化對高超聲速飛機發展方向的理解。

1概念方案及其氣動布局特點

1.1 DARPA/空軍HTV-3X“黑雨燕”方案

美國國防預先研究計劃局（DARPA）和空軍在2003年聯合啟動“獵鷹”計劃，首次提出要發展一型可高超聲速全球快速到達的高超聲速作戰飛機，該構想最終在2007年催生了HTV-3X“黑雨燕”項目[1-2]，目標為研制試飛一型可在馬赫數Ma6巡航1min的高超聲速作戰飛機驗證機。該項目開展了相關概念方案研究，并制造了一架低速飛行試驗縮比樣機，以驗證其低空低速氣動性能，但最終由于獲批預算遠低于預期，項目在2008年被取消。

HTV-3X驗證機（見圖1）采用渦輪基沖壓組合發動機（TBCC）作為動力，其中渦輪發動機工作范圍為Ma0～4，沖壓發動機為Ma3～6，可從跑道上水平起降[1-2]。其氣動布局特點包括：大后掠角小展弦比邊條翼、主翼展長較小、無平尾、雙傾斜垂尾、機身扁平和前機身與進氣道內外乘波高度一體化設計。進氣道布置在靠近飛機外側的機腹。

1.2波音公司MANTA2025方案

美國空軍研究實驗室在2010年初公開發布的一份研究報告首次披露了波音公司名為MANTA 2025（見圖2）的高超聲速作戰飛機概念方案[3]，詳細展示了其三視圖以及典型飛行剖面等信息。該方案采用兩臺TBCC發動機，最大速度達到了Ma7，可實現水平起降，未公布渦輪和沖壓動力詳細性能。

全機總體布局非常緊湊，機身主要布置進排氣系統和動力系統，二者占據全機大部分空間。采用大后掠凸前緣三角翼無平尾布局，機翼面積進一步減小；采用向內傾斜的雙垂尾，全機僅4塊舵面（兩塊升降副翼、兩塊方向舵）。進氣道布置在前機身側下方，與機頭和前機身側面高度耦合，采用大膨脹比單邊膨脹噴管。TBCC組合發動機采用了渦輪與沖壓水平布置、左右并聯的布局方式。

1.3洛馬公司SR-72方案

2013年，洛馬公司首度披露了SR-72高超聲速作戰飛機概念方案及其發展計劃[4]（見圖3）。該機可作為SR-71“黑鳥”高空高速偵察機的后繼機，主要用于反介入/區域拒止環境下的突防和區域情報、監視與偵察任務，并具備對地面目標實施打擊的能力。

SR-72高超聲速作戰飛機全長超過30m，最大速度為Ma6，最大航程與SR-71相當（約5400km），采用兩臺并聯式TBCC發動機（即高速渦輪發動機與亞燃-超燃雙模態沖壓發動機并聯），其中渦輪發動機的最大工作速度將超過Ma3，沖壓發動機工作范圍為Ma3～6[4]。

SR-72采用了更近于常規高速飛機的布局，采用大后掠角邊條、大后掠角無尾三角翼、翼身融合和單垂尾外形。飛機前體下部可在高速時為進氣道來流提供壓縮，機身設計有凸出的脊背延伸至機身后段，脊背區主要用于布置油箱，邊條和三角翼可兼顧低速起降和高超聲速巡航升力的需求；兩個推進系統艙布置在機身靠近內側的位置，其進氣道大幅后放，始于邊條翼下中部。

1.4波音公司2018年新方案

2018年1月，波音公司在美國航空航天學會2018年度科技研討及展覽會上首次公開展出了高超聲速作戰飛機概念方案模型（見圖4），并現場披露了相關概念方案及研制計劃等信息[5]。波音公司披露，該方案瞄準的背景型號是未來高速打擊和偵察飛機，計劃研制一型SR-71偵察機大小、采用兩臺TBCC發動機的高超聲速作戰飛機。波音公司未披露該方案的任何指標，只透露最大飛行速度可超過Ma5。

采用大后掠雙三角翼無尾加雙垂尾布局，機身有明顯的細長型凸起脊背，機腹平坦，兩側有明顯的棱線型大后掠邊條。采用兩臺TBCC發動機，二者共用進氣道和尾噴管。兩臺TBCC發動機并排緊密布置在機腹中央，TBCC內部則沿用了此前MANTA2025采用的渦輪發動機和沖壓發動機左右并聯的布置方式，但推測渦輪和沖壓等動力單元的具體方案都發生了變化。內轉式進氣道采用了凸出的中間隔板設計，進氣道的位置剛好可以捕獲前機身在機頭處產生的激波[5-8]。

2氣動布局演變方向及動因分析

2.1氣動布局演變方向

綜合對比新老兩批概念方案，氣動布局的演變呈現出以下幾個方向。

（1）常規高速飛機布局特征增加，乘波體布局特征減少

老方案突出的特點是采用乘波前機身與乘波進氣道耦合設計，通過內、外乘波流流場追蹤前機身外形和內轉進氣道外形，通過獲得機身乘波特性，提高寬速域飛行性能，滿足最大速度Ma6～7飛行。而新方案前體與進氣道耦合程度降低，前體以近似平面壓縮的形式為進氣道提供預壓縮氣流，機身只是滿足大容量低阻力設計要求，通過邊條和機翼設計實現寬速域飛行性能。

（2）前機身與進氣道耦合程度顯著降低

老方案進氣道幾乎從機頭就開始，前機身與進氣道前緣高度融合設計。而新方案的進氣道起始位置大幅后撤至中機身部位，且全都采用傳統的機腹進氣方式，極大降低了內外流的耦合程度，使得飛機設計工作更加簡潔高效，同時也大幅提高了飛機操穩的魯棒性，有助于飛機實現更多戰術機動動作。

（3）機身容量顯著增加

老方案多采用扁平機身布局，機體布置更傾向于利用橫向空間，增加機身投影面積，更側重于高速段利用機身實現增升。新方案則充分發展了法向空間，放棄了扁平機身布局，設計有明顯的脊背，氣動阻力增大，但機體容量大幅增加，飛機載荷能力和實用性大幅增強。

2.2動因分析

從氣動布局的演變可以看出，隨著研究的不斷深入，美國高超聲速作戰飛機設計要求和理念也在不斷調整和變化，這也在一定程度上反映了高超聲速作戰飛機的發展趨勢。

（1）速度指標要求顯著降低

2007—2009年的HTV-3X和MANTA2025方案速度指標為Ma6～7，2013年提出的SR-72方案降低到了Ma6，到2018年時波音公司更是降低到了Ma5。作為高超聲速作戰飛機最核心的戰技指標，速度要求的不斷降低是氣動布局演變的最直接原因。新方案顯然已經不再一味追求速度高，相比老方案舍棄了部分高速氣動性能。當然，速度指標降低應該是綜合權衡了作戰需求和技術可行性的結果，氣動設計難度只是其中考慮的因素之一。

（2）更加注重低速和跨聲速氣動性能

從Ma3級SR-71飛機不能滿載起飛來看，對于具備一定武器裝載能力和航程需求的寬速域高超聲速飛機，低速起降升力與高超聲速飛行升力匹配設計難點極大，升力設計把起降狀態作為設計點；4種方案都采用并聯組合動力系統，需求總體容量大，同時跨聲速階段沖壓發動機工作，內流流動復雜，導致全機跨聲速阻力急劇增加，軸向過載極小，正是如此，新方案采用大長細比脊線機身、跨聲速面積律修形等設計，提高跨聲速氣動效率。

（3）降低了動力和熱防護等技術難度

新方案大幅改善了低速段氣動性能，顯著降低了對TBCC組合動力中的渦輪發動機的壓力。事實上，美國最早第一批方案準備采用的是Ma0～4的高速渦輪動力，但截至目前美國也只在地面完成了Ma3.2的小尺寸高速渦輪發動機試車，距離Ma4尚有較大差距。因此基于Ma3級的渦輪動力，將飛機速度降至Ma5+顯然是比較科學合理的決策。此外，新方案布局大幅減少了外露扁平結構，提供了更多內部空間，更有利于飛機熱防護、綜合熱管理以及其他機載系統的設計。

3結束語

本文梳理了美國DARPA/空軍、波音公司和洛馬公司自2003年以來公開發布的HTV-3X等高超聲速作戰飛機概念方案。分析表明，美國高超聲速作戰飛機氣動布局向提升低速特性、降低內外流耦合程度、增加機身容量等方向演變，由此進一步反映出美國在不斷降低指標要求和技術難度，以顯著增加高超聲速飛機的可實現性和實用性。

參考文獻

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[2]Ming T，Ramon L C. The quest for hypersonic flight with airbreathing propulsion[C]//15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference，2008.

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[4]SR-72：son of Blackbird [EB/OL].（2013-11-01）. https：// aviationweek. com/Article. aspx？id=/article-xml/awx_11_01_ 2013_p0-632731.xml.

[5]Guy N. Boeing unveils hypersonic‘Son-Of-Blackbirdcontender.[EB/OL].[2018-01-11]. http：//awin. aviationweek. com/Articles Story.aspx？id=6267237e-e466-4c27-be75-cd963a5a6712.

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[7]劉濟民，沈伋，常斌，等.乘波體設計方法研究進展[J].航空科學技術， 2018，28（4）：1-8. Liu Jimin， Shen Ji， Chang Bin， et al. Development trends of near space hypersonic weapon[J]. Aeronautical Science & Technology， 2018， 28（4）： 1-8.（in Chinese）

[8]王驥飛，蔡晉生.型面漸變內收縮進氣道設計方法研究[J].航空科學技術， 2017，27（1）：30-35. Wang Jifei，Cai Jinsheng. Research on design of shape morphing inward turning inlet[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017， 27（1）： 30-35.（in Chinese）

（責任編輯王為）

作者簡介

廖孟豪（1985-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高超聲速飛行器總體論證與情報研究。

Tel：010-57827548

E-mail：liaomhadr@163.com

李憲開（1984-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高超聲速飛行器氣動設計研究。

竇相民（1988-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高超聲速飛行器總體設計研究。

Evolution Analysis of Aerodynamic Configuration of Hypersonic Military Aircraft in USA

Liao Menghao1，*，Li Xiankai2，4，Dou Xiangmin3，4

1. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100029，China

2. Yangzhou CIRI，AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Yangzhou 225000，China

3. AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

4. National University of Defense Technology，Changsha 110035，China

Abstract： The paper reviews all 4 hypersonic military aircraft concepts released publicly by U.S. military departments and industries， contrasts aerodynamic configuration of those concepts， analyses the trends of aerodynamic configuration of U. S. hypersonic military aircraft. It concludes that the developing directions includes improving aerodynamic performance at low speed， reducing coupling degree between the internal and external flow， increasing the airframe volume， etc.， which could help to closely understand the evolution of hypersonic military aircraft.

Key Words： hypersonic； aircraft； aerodynamic configuration； evolution