水平起降高超聲速飛機氣動布局技術研究

李憲開 王霄 柳軍 尹超 馬依凡

摘要：氣動布局技術是水平起降高超聲速飛機研制的核心技術之一。具備水平起降、重復使用、高超聲速長時間巡航能力的飛機是未來航空航天飛行器發展的重要方向，飛行速度需跨越亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速，氣動布局設計需在全包線范圍具有良好的升力、阻力和力矩特性，設計難度極大。本文結合高超聲速飛機的需求，針對寬速域氣動布局設計存在的問題、難點和關鍵技術進行分析，為高超聲速飛機氣動設計提供參考。

關鍵詞：高超聲速；氣動布局；翼身融合體；乘波體；升力體

中圖分類號：V211文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.002

基于吸氣式組合動力的水平起降高超聲速飛機具備常規跑道水平起降、重復使用和臨近空間高超聲速巡航能力（高度>20km、速度大于Ma6），依靠速度和高度優勢，大幅度提高飛機生存力和作戰力，破解現有防空體系，實現遠程戰略威懾與打擊，被譽為繼螺旋槳和噴氣式飛機之后世界航空史上的又一次“革命”，是21世紀航空航天領域各國競爭的焦點。水平起降高超聲速飛機飛行速度跨越亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速，這就要求飛機的飛行性能具有寬速域全包線的適應性，氣動布局需要兼顧整個飛行速域進行匹配設計。其面臨著滿足水平起降高升力與高超聲速巡航升阻比、跨超聲速推阻平衡、寬速域焦點匹配和操縱能力匹配、氣動力/熱匹配以及寬速域機體/推進系統匹配等設計問題，因此氣動布局是高超聲速飛機的核心關鍵技術之一。

本文重點對國內外水平起降高超聲速飛機氣動布局技術進行闡述，同時結合不同類型氣動布局的主要特點，對其存在的問題、設計難點以及需要進一步解決的主要關鍵技術進行分析，為我國水平起降高超聲速飛機氣動布局技術的發展提供參考。

1國內外研究現狀分析

1.1國外寬速域氣動布局技術進展分析

世界各航空航天軍事強國早在20世紀50年代就開始研究高馬赫數/高超聲速飛機，目前美國在高超聲速飛行器研究方面處于世界領先地位，積累了豐富的設計基礎。

（1）遠距耦合鴨翼+大后掠三角翼翼身組合體氣動布局技術

以美國XB-70飛機和蘇聯T-4飛機為代表（見圖1），XB-70遠程戰略轟炸機最大飛行速度馬赫數Ma3.1，T-4高馬赫數戰略轟炸機最大飛行速度大于Ma3。在氣動布局設計方面，均采用遠距鴨式三角翼、大長細比機身、雙垂尾布局形式。

鴨式布局作為升力面/操縱面，提高起降升力、俯仰配平特性；進氣道布置在機身腹部，利用高馬赫數飛行時進氣道前緣壓縮斜激波流經三角翼下表面，提高機翼壓縮升力；機翼翼尖部分在高速飛行時可向下偏轉，抑制機翼下表面高壓氣流外泄，起到乘波效果，同時可作為腹鰭使用，提高高馬赫數橫航向穩定性。這兩型飛機的研制，為高馬赫數飛機氣動布局設計奠定了基礎。

（2）邊條機身+三角翼氣動布局技術

以美國SR-71飛機（見圖2）為代表，最大飛行馬赫數3.35。在氣動布局設計方面，采用大長細比邊條機身、大后掠三角翼、翼身高度融合、脊形前體、全動傾斜V尾、無平尾布局形式。機身設計為修形旋成體+邊條融合形式，在滿足總體布置和低阻力需求的同時，兼顧起降特性與高超巡航升阻特性，還能兼顧重心焦點匹配與操穩特性需求；翼身高度融合設計，減弱發動機艙與機身的干擾，提高機身氣動效率；外翼設計采用邊條和薄翼型，低速時可以提供渦升力，有助于實現起降和低速巡航飛行，高速時減小機翼激波阻力。SR-71飛機的研制，使高馬赫飛機常規氣動布局設計技術和寬速域增升減阻技術得到突破。

（3）局部乘波翼身融合氣動布局技術

以Manta、SR-72等水平起降臨近空間高超聲速飛機為代表的研究工作（見圖3）。2007年，波音公司啟動Manta計劃，研制臨近空間偵察、打擊平臺項目，最大飛行馬赫數7。在氣動布局設計方面，采用內外乘波+大后掠無尾飛翼布局形式，前體內外乘波設計，提高寬速域進氣道效率和前體升力；大后掠S形前緣三角翼設計，提高低速非線性渦升力；高效內傾雙垂尾設計，同時布置4塊舵面，提高全速域橫航向穩定性和飛行控制能力。

2014年，洛克希德公司發布研制SR-72飛機計劃（見圖4），研制高超聲速情報、監視和偵察（ISR）及打擊平臺，最大馬赫數超過6。在氣動布局方面，采用大長細比高脊背機身、大邊條大后掠小展弦比中單薄機翼、大后掠單垂尾局部乘波翼身融合布局形式，前體下表面在高超聲速狀態下為進氣道預壓縮，屬于局部乘波設計；前體上表面采用大容量高脊背流線型設計，提高容量、減小阻力；單垂尾布置在大長細比尾錐上，減小機身側向遮擋，增大高馬赫數航向穩定性。

2018年，美國波音公司首次公開其高超聲速飛機方案，瞄準未來高超聲速打擊和偵察，最大馬赫數超過5（見圖5）。氣動布局設計采用大長細比高脊背機身、大邊條大后掠小展弦比中單薄機翼、大后掠雙垂翼身融合布局形式，突出了兼顧低速和跨聲速升力、阻力設計的特點。

此外，美國通過X-7A、X-20、X-15、X-24B、HTV-2、X-37B等飛行試驗項目，在升力體、翼身組合體等方面積累了大量經驗[1]。

1.2國內寬速域氣動布局技術進展分析

國內近年來也開展了寬速域氣動布局相關研究工作。黃志澄等[2]較早對乘波體布局形式的高超聲速飛行器氣動外形進行了研究。趙桂林[3]等對乘波構型和乘波飛行器的設計及優化方法進行了系統總結。錢翼翟[4]在1991年提出了利用特征線進行乘波體反設計的方法。中科院力學所王發民等[5]在乘波構型設計、優化以及試驗研究等方面開展了大量的工作，包括相交楔錐法乘波體、變楔角楔/橢圓錐乘波體、等熵壓縮面乘波體等，同時開展了高低速設計狀態下的乘波體組合優化研究，通過理論研究和風洞試驗結果對比得出一種在亞跨聲速、超聲速和高超聲速寬廣速域內具有良好的氣動性能的氣動布局方案[6]。彭鈞等[7]基于多參數綜合目標函數的優化設計方法，設計了巡航馬赫數為Ma4～4.5的乘波飛行器外形。李世斌等[8]將馬赫數4和8狀態下的理論乘波構型前后拼接，得到一類新型寬速域乘波飛行器布局方案，氣動性能在寬速域范圍內比單馬赫數條件下的乘波飛行器氣動性能更優。劉傳振[9]等拓展了密切錐乘波體設計方法的應用，推導了設計方法中激波出口型線、流線追蹤起始線與平面形狀輪廓線之間的幾何關系，建立了定平面乘波體設計方法。通過定制乘波體的平面形狀引入渦效應，提出渦波效應寬速域氣動布局的概念。然而，國內大部分研究工作主要以設計方法為主，缺乏系統研究和試驗驗證。

2存在的主要問題和難點

2.1高超聲速高升阻比設計

高超聲速飛機在臨近空間飛行時，氣動加熱和周圍流場密度變小，流場存在較強的黏性干擾，采用傳統戰斗機氣動布局形式，波系復雜、干擾強烈且不穩定，使得波阻和摩擦阻力快速增加，形成升阻比“屏障”，高升阻比成為制約航程和機動性的關鍵。

傳統的翼身融合體利用鴨翼、邊條、前緣襟翼、后緣襟翼等氣動部件，提高低速升力，滿足起降需求，而高超聲速飛行，氣動部件過多，全機波系復雜，波系強度大，且存在相互的干擾，導致激波阻力增加，升阻比不高，不利于高超聲速巡航；乘波體按照設計點激波流場追蹤形成乘波面，進而設計氣動布局，設計點時高壓氣體附著在飛機下表面，產生具有較高的升力，滿足高超聲速巡航要求，但在偏離設計點時，流場波系匹配性不高，氣動效率有所下降，且乘波體低速起降特性較差，升力不足。由于追蹤設計方法受基準流場限制，導致乘波體長細比較小，總體裝載空間受到一定限制。翼身融合體和傳統乘波體設計思想均不能滿足水平起降高超聲速飛機的氣動設計需求。

2.2寬速域氣動力匹配設計

（1）升力匹配設計

高超聲速飛機起降和巡航狀態飛行動壓相差超過10倍。相同重量飛行，升力面相差超過10倍，存在極大的升力匹配設計問題。為滿足巡航高升阻比、超聲速低波阻的設計要求，一般采用大后掠小展弦比機翼設計，機翼翼載較高（超過400kg/m2），導致低速起降特性差，升力不足，氣動布局設計需要采用低波阻的鴨翼增升、中小迎角非線性邊條渦升力等設計提高起降升力，解決全速域升力匹配問題。圖6為Ma6級飛機需求升力面與高度關系示意圖。

（2）阻力匹配設計

水平起降高超聲速飛機采用渦輪基沖壓組合動力，為了滿足總體裝載要求，機身橫截面面積超過傳統戰斗機1.5倍，動力系統占據機身大部分空間，面積律分布不規則、優化空間小，導致跨、超聲速阻力大，同時沖壓動力作為高速段動力，在低馬赫數時是冷通氣狀態，跨、超聲速流動復雜，產生較大的內流阻力，進一步加劇了阻力過大問題。氣動布局設計需要采用跨聲速/超聲速/高超聲速面積律匹配優化、新型大容量低阻力機身、內流流動減阻等設計，解決全速域阻力匹配問題（見圖7）。

（3）焦點匹配設計

典型的戰斗機氣動布局焦點隨著馬赫數的增加后移，跨聲速后移至最大位置，馬赫數繼續增大，焦點前移，造成飛機靜穩定性的劇烈變化，出現極大的靜不穩定問題。氣動布局設計需要采用新型邊條翼/內外翼、幾何可定制乘波機身等設計，解決全速域焦點匹配問題（見圖8）。

（4）寬速域內外流匹配設計

高超聲速飛機采用渦輪基組合循環動力系統（turbinebased combined cycle， TBCC）[10]，推進系統與機體呈現出高度融合設計，前體成為進氣道壓縮面重要組成部分，后體是噴管膨脹面的一部分，內外流無明顯劃分界限。前體外流場影響進氣道入口波系和流量，進氣道內流場影響前體升阻力和俯仰力矩，后體外流場影響噴管膨脹效率，噴管內流場影響后體底阻和俯仰力矩，傳統的內外流分立設計已經不適用。氣動布局設計需要采用前體/進氣道一體化、后體/噴管一體化等設計，解決內外流匹配問題（見圖9）。

2.3寬速域減阻高超聲速降熱設計

高超聲速長時間巡航，降低阻力和氣動加熱是提高飛機性能的關鍵[11]。為降低波阻，水平起降高超聲速飛機一般采用錐形前體、尖前緣機翼、尖前緣進氣道、小浸濕面積機身等設計，但卻帶來更嚴重的氣動加熱問題，從而增加重復使用熱防護系統厚度，大大抵消尖頭體的低阻力優勢，減阻降熱匹配設計矛盾突出。

傳統超聲速減阻設計主要是采用尖前機身和尖前緣機翼、面積律修型、波系強度和位置匹配控制等方式，減小波阻。基于S-H面積律分布原則，高超聲速飛機一般采用大長細比布局形式，橫截面面積沿機身軸線變化緩慢；機頭前緣、邊條、機翼前緣半徑較小，前緣部件熱流密度高。為減小波系干擾對流動影響，吸氣式進氣道唇口往往采用極小前緣半徑設計，帶來高熱流防熱問題。傳統降熱設計主要是采用鈍頭體布局，增大前緣半徑，減小熱流值，既能滿足總體裝載要求，又能滿足防熱結構設計與加工制造，在目前采用火箭動力的高超聲速導彈、航天飛機以及可重復使用運載器等設計中得到普遍應用。鈍頭體高超聲速飛行時，頭部會產生一個強弓形激波，波后壓力急劇增加，使得鈍頭體遭受較高的氣動阻力（包括波阻和摩阻），尤其是在跨超聲速，飛機零阻急劇增大，對于采用吸氣式動力系統的飛機來說，軸向加速能力將完全喪失。實現寬速域內高效減阻降熱設計，始終是高超聲速飛機設計領域的一個重要難題。圖10為尖前緣機翼熱流特性示意圖。

2.4寬速域橫航向穩定性設計

為減小跨、超聲速波阻，高超聲速飛機通常采用小展弦比氣動部件設計，橫航向安定面設計裕度小，隨著馬赫數增加，橫航向穩定性急劇下降，按照戰斗機橫航向安定面原則，馬赫數6巡航時飛機處于橫航向中立穩定或靜不穩定狀態；而飛機的舵面效率隨馬赫數增加急劇下降，水平起降、跨聲速、高超聲速配平難度極大，寬速域橫航向穩定性設計與操穩、控制要求矛盾突出。需要根據飛行任務和飛行包線，提出全速域橫航向穩定度設計準則，氣動布局設計采用新型補償操縱面、氣動/控制耦合等設計，解決橫航向穩定性設計問題（見圖11）。

3需要重點解決的關鍵技術

3.1兼顧容量的寬速域低阻力氣動布局設計技術

高超聲速飛機寬速域飛行，起降升力、巡航升阻比匹配設計時翼載差異大，升力產生機制由以環量升力為主轉變到以壓縮升力為主，低速、高速匹配的氣動布局設計難度大，同時采用吸氣式組合發動機，武器/組合動力/設備/燃油的高容積效率總體布置與寬速域低阻力氣動布局設計矛盾突出，在滿足飛機推阻平衡條件下，機體/推進系統高度融合、內外流高度耦合、氣動與性能/控制高度耦合，傳統的氣動布局設計無法滿足需求，需要突破以下技術。

（1）高效寬速域翼身融合局部乘波布局設計技術

傳統的翼身融合體和乘波體由于存在氣動效率適應范圍狹窄的問題，均不能作為高超聲速飛機氣動布局形式。要以飛行全包線提升升力、降低阻力和提高操縱能力為核心，基于翼身融合、乘波體等傳統的布局形式，探索新型氣動布局形式。

高效寬速域翼身融合局部乘波布局設計技術重點研究內容包括高脊背大容量翼身融合布局、大長寬比乘波布局、內外雙乘波布局等技術，同時構建參數化幾何可定制乘波設計方法、定容量低阻力機身設計方法和內外雙乘波方法，摸清新型氣動布局流動機理和氣動特性，探索布局參數影響規律，構建新型氣動布局氣動特性數據庫。

（2）高升力低阻力氣動設計技術

低速飛行時，邊條和機翼是產生升力的主要部件，高超聲速飛行機翼和機身是產生升力的主要部件，全速域范圍機身是產生阻力的主要部件，氣動部件設計需要兼顧全速域波系匹配要求。寬速域飛行時，不同階段全機呈現的流動特征相差較大，對氣動布局的適應性提出了更高的要求，基于新型的流動控制措施和氣動部件優化設計方法，可以有效改善分離、激波、膨脹波特征及其干擾形態，達到增升減阻的作用。

高升力低阻力氣動設計技術的重點研究內容包括中小迎角非線性氣動邊條、前緣增升襟翼、翼型前緣三角翼、局部氣動部件變體、新型射流流動控制等。

（3）氣動/控制耦合設計技術

高超聲速飛機隨飛行速度增加，三軸穩定性急劇下降，馬赫數6時存在三軸靜不穩定特性，傳統氣動-控制迭代設計方法已經不能滿足要求。同時高超聲速飛機要求高空、高速條件下機動飛行，對氣動/控制提出了更高的要求，為保證飛機良好的氣動操縱特性，采用先進的氣動/控制耦合技術是關鍵。

氣動/控制耦合設計技術重點研究內容包括寬速域焦點/重心匹配準則、橫航向靜穩定性匹配準則、氣動/操穩耦合作用和建模、氣動舵面與控制耦合分析等[12]。

3.2機體/推進系統一體化設計技術

高超聲速飛行時沖壓發動機給飛機提供的推力裕度較小，為增推減阻，提高巡航氣動效率，需要利用前機身下表面作為進氣道的壓縮面，后機身下表面作為噴管自由膨脹面，以獲得較大的推力。這種內外流耦合的氣動布局形式使得全機氣動與發動機性能高度耦合，直接影響飛機的推力、阻力、升力、力矩配平、操穩特性匹配，機體與推進系統一體化設計是實現吸氣式高超聲速飛行的關鍵。

機體/推進系統一體化技術重點研究內容包括前體/進氣道一體化設計、后體/噴管一體化設計、全流道流動耦合分析、內外流推阻建模、組合發動機內流冷熱態對全機力和力矩的影響、全包線組合進氣道溢流阻力修正等。

3.3復雜波系流動氣動力/熱分析技術

高超聲速飛機總體容量與低阻力的矛盾突出，使得全速域范圍內發動機剩余推力非常小，不超過凈推力的3%～5%；馬赫數6飛行時操縱面效率急劇下降，飛行操穩品質設計余量小；飛機任務載荷要求高，高超聲速飛機結構熱防護系統設計重量指標與傳統飛機結構設計重量指標相當，這些都需要高精準度的氣動力/熱數據作為基礎。現有的預測與分析手段在阻力特性預測上誤差范圍為5%以上，力矩、靜導數、舵面效率預測誤差一般在15%以上，動導數則達到30%以上，而熱流誤差約10%，均不能滿足設計需求。

復雜波系流動氣動力/熱分析技術重點研究內容包括尖前緣/扁平化外形復雜構型氣動力/熱數值算法、高階精度湍流模型、工程轉捩預測方法、氣動力/熱數據天地相關性等基礎方法，同時圍繞內外流耦合特性的氣動布局，建立內外流氣動力界面劃分方法、內外流氣動力耦合修正模型、高精度流場辨識方法等。

4結束語

水平起降高超聲速飛機研制對氣動布局設計技術有著強烈的需求，本文分析了高超聲速飛機氣動布局設計面臨的難點和關鍵技術，并嘗試提出水平起降高超聲速飛機氣動布局技術按照系統研究參數化高升力低阻力氣動布局形式、系統研究寬速域氣動布局與推進系統一體化設計方法和系統研究高超聲速氣動力/熱預測技術體系三個方向發展的建議，希望對高超聲速飛機氣動布局設計及氣動特性研究有一定的參考。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

李憲開（1983-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高超聲速飛機氣動布局設計。

Tel：0514-80318012

E-mail：likaixin2378@163.com

Research on the Aerodynamic Layout Design for the Horizontal Take-off and Landing Hypersonic Aircraft

Li Xiankai1，2，*，Wang Xiao2，3，Liu Jun2，Yin Chao1，Ma Yifan1

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

2. National University of Defense Technology，Changsha 410003，China

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

Abstract： Aerodynamic layout design is one of the core technologies of the horizontal take-off and landing hypersonic aircraft. The aircraft with ground take-off and landing， reuse and hypersonic long-term cruise capability is an important direction for the future development of the aircraft. The flight speed range spans subsonic， transonic， supersonic and hypersonic. The aerodynamic layout design needs to have good lift， drag and torque characteristics in the full envelope range， which makes the design difficult. Based on the requirements of hypersonic aircraft， problems， difficulties and key technologies of aerodynamic layout design in the wide speed range are analyzed to provide references for the hypersonic aircraft design.

Key Words： hypersonic； aerodynamic layout； wing-fuselage fusion body； ride wave body； lift the body