機(jī)載高超聲速飛行器中的軸對(duì)稱(chēng)旋成體氣動(dòng)布局研究綜述

王奕權(quán) 曹軍偉 袁成

摘 要：氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是機(jī)載高超聲速飛行器總體設(shè)計(jì)的必要內(nèi)容之一，軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局作為一種機(jī)載飛行器應(yīng)用的主流布局形式之一，有著極為重要的研究?jī)r(jià)值。本文從總體和氣動(dòng)的視角概述了三款使用軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的機(jī)載高超聲速飛行器。分析了采用此種布局的飛行器在研發(fā)過(guò)程中可能遇到的難題和阻礙，并站在工程應(yīng)用的角度給出了解決這些難題和阻礙的手段。最后，展望了軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的機(jī)載高超聲速飛行器在未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)，為國(guó)內(nèi)機(jī)載高超聲速飛行器的研制工作提供借鑒與參考。

關(guān)鍵詞：高超聲速； 軸對(duì)稱(chēng)旋成體； 機(jī)載武器； 氣動(dòng)布局

中圖分類(lèi)號(hào)：V221 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.04.002

國(guó)內(nèi)外目前關(guān)于高超聲速飛行器的定義有很多種，其中認(rèn)可程度較為廣泛的是飛行速度超過(guò)Ma 5的飛行器即可稱(chēng)為高超聲速飛行器[1]。高超聲速飛行器憑借其極高的飛行速度，使得攻擊方可以用其對(duì)時(shí)敏目標(biāo)進(jìn)行打擊，并使防守方難以攔截，近年來(lái)被諸多航空航天大國(guó)列為重點(diǎn)研究領(lǐng)域[2]。

高超聲速飛行器按其布局形式可分為乘波體、升力體、翼身融合體和軸對(duì)稱(chēng)旋成體4類(lèi)[3]。具體為：（1）乘波體是一種前緣上下表面高低壓隔離、邊緣壓力封閉的布局形式[4]，其優(yōu)點(diǎn)是升阻特性較好，缺點(diǎn)是內(nèi)部容積率較小，需要對(duì)外形進(jìn)行修形變成類(lèi)乘波體布局才能實(shí)際投入使用。（2）升力體飛行器是一種即便沒(méi)有機(jī)翼等部件產(chǎn)生升力，也能依靠飛行器本體產(chǎn)生升力的飛行器，其特點(diǎn)是擁有很高的內(nèi)部容積率。此種飛行器一般采用非吸氣式的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為其動(dòng)力來(lái)源，若要發(fā)展為吸氣式飛行器，會(huì)面臨巨大的外形設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)。（3）翼身融合體飛行器是一種將機(jī)翼和機(jī)身等部件融合而成的一體化布局形式。此種布局在氣動(dòng)熱防護(hù)和氣動(dòng)控制等領(lǐng)域的相關(guān)技術(shù)較為成熟。但此種布局是完全三維意義上的設(shè)計(jì)，激波流場(chǎng)非常復(fù)雜，較難滿(mǎn)足多模塊發(fā)動(dòng)機(jī)的入口條件。此種布局多用于再入式飛行器。（4）理論意義上的軸對(duì)稱(chēng)旋成體的外形由一條母線(xiàn)繞中心軸線(xiàn)回旋而成。實(shí)際飛行器會(huì)因追求內(nèi)部裝載空間和氣動(dòng)性能等目標(biāo)，對(duì)理論外形做出一定程度的修形，并增加彈翼和舵面等結(jié)構(gòu)。其優(yōu)點(diǎn)是飛行器的外形和結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，外部激波流場(chǎng)復(fù)雜度較低，內(nèi)部空間相對(duì)規(guī)整，裝載率較高[5]。缺點(diǎn)是無(wú)法像乘波體那樣充分利用乘波特性，因此升阻比較低，常作為高超聲速導(dǎo)彈的構(gòu)型設(shè)計(jì)。

目前，國(guó)際上已有包括俄羅斯和美國(guó)在內(nèi)的多個(gè)國(guó)家宣布開(kāi)展對(duì)于高超聲速飛行器的研究工作。俄羅斯總統(tǒng)普京在2018年3月1日的國(guó)情咨文中介紹了“匕首”高超聲速機(jī)載武器[6]。美國(guó)在2017年7月舉辦的推進(jìn)與能源會(huì)議上透露洛克希德-馬丁公司正以SR-72為載體開(kāi)展高超聲速飛行器的研究。截至2021年，美方在高超聲速領(lǐng)域的科研預(yù)算已達(dá)32億美元[7]。我國(guó)也開(kāi)啟了對(duì)于高超聲速飛行器的研究工作，由廈門(mén)大學(xué)和北京凌空天行科技有限公司聯(lián)合開(kāi)發(fā)的“嘉庚一號(hào)”帯翼可回收重復(fù)使用火箭于2019年4月發(fā)射成功，目的是驗(yàn)證火箭的回收使用技術(shù)。

作為一項(xiàng)高新技術(shù)，國(guó)內(nèi)外對(duì)于高超聲速飛行器的研究尚有較大空間，而對(duì)于機(jī)載高超聲速飛行器這一細(xì)分研究領(lǐng)域的研究更是相對(duì)不足。本文以機(jī)載高超聲速飛行器常用的軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局為背景展開(kāi)研究，梳理采用此種布局的飛行器，并以總體和氣動(dòng)設(shè)計(jì)的視角對(duì)應(yīng)用軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的機(jī)載高超聲速飛行器在研發(fā)過(guò)程中可能碰到的難點(diǎn)和阻礙進(jìn)行分析，并給出工程化的應(yīng)對(duì)手段和突破現(xiàn)階段“瓶頸”的發(fā)展方向。

1 采用軸對(duì)稱(chēng)旋成體設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器

為盡可能直觀(guān)且全面地展現(xiàn)軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局在高超聲速飛行器上的應(yīng)用，本節(jié)選取了三款研發(fā)時(shí)間不同、研發(fā)進(jìn)展不同、采用動(dòng)力不同的飛行器，主要站在總體和氣動(dòng)角度針對(duì)三款使用軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的高超聲速飛行器進(jìn)行剖析：（1）已經(jīng)在實(shí)戰(zhàn)中使用的“匕首”高超聲速武器；（2）發(fā)展歷史較早的HyFly項(xiàng)目；（3）美國(guó)空軍近幾年重點(diǎn)投入研發(fā)的HAWC和HACM項(xiàng)目。值得一提的是，立項(xiàng)時(shí)間較早的項(xiàng)目受到當(dāng)時(shí)技術(shù)水平的限制，傾向于采用傳統(tǒng)意義上的軸對(duì)稱(chēng)旋成體作為其外形，以降低研發(fā)時(shí)的技術(shù)難度，進(jìn)而保證項(xiàng)目的推進(jìn)速度；而立項(xiàng)時(shí)間較晚的項(xiàng)目，得益于技術(shù)積累，會(huì)傾向于在傳統(tǒng)意義上的軸對(duì)稱(chēng)旋成體基礎(chǔ)上對(duì)外形做出一定程度的改變，以提高飛行器的氣動(dòng)性能。

1.1 “匕首”

“匕首”導(dǎo)彈外形和基本參數(shù)如圖1和表1所示，此導(dǎo)彈的外形與2006年率先列裝俄羅斯陸軍的“伊斯坎德?tīng)?M”地地導(dǎo)彈極為相似，可在某種程度上理解為將路基發(fā)射的地地導(dǎo)彈改裝為空基發(fā)射的空地導(dǎo)彈?！耙了箍驳?tīng)?M”導(dǎo)彈的外形和基本參數(shù)如圖2和表2所示。從表2中可見(jiàn)，其二者的基本參數(shù)一致度較高，但在最大速度和最大射程方面，“匕首”相較于“伊斯坎德?tīng)?M”有了巨幅提升，造成此種巨大差異可能有如下幾方面原因：（1）載機(jī)可提供相較于地面車(chē)輛更高的發(fā)射高度和發(fā)射初速度。（2）“伊斯坎德?tīng)?M”的480km標(biāo)稱(chēng)射程受到《中導(dǎo)條約》限制，其實(shí)際射程很可能超過(guò)500km，造成“匕首”相較于“伊斯坎德?tīng)?M”的射程提升幅度可能存在一定的虛度。（3）“伊斯坎德 爾-M”所采用的低平彈道會(huì)抑制有效射程，而“匕首”采用的是有利于增長(zhǎng)射程的高拋彈道。

從上述對(duì)比可看出，空射相較于路基發(fā)射能夠使幾乎同樣的作戰(zhàn)裝備產(chǎn)生巨大的性能變化，但為了適應(yīng)機(jī)載空射的使用需求，導(dǎo)彈在機(jī)載適配性方面可能面臨一些難題：

（1） 在外形方面，“伊斯坎德?tīng)?M”導(dǎo)彈尾部直徑較大且截面較為平直，此種外形會(huì)在機(jī)載外露飛行模式下產(chǎn)生較大的氣動(dòng)阻力，進(jìn)而使飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑減小，最終導(dǎo)致戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)目標(biāo)的規(guī)劃受到影響。為了解決這一難題，設(shè)計(jì)人員在“伊斯坎德?tīng)?M”的尾部加裝了一個(gè)擁有一對(duì)水平小翼的尾罩，用以減小機(jī)載外露飛行模式下的底阻，同時(shí)此尾罩還能起到對(duì)導(dǎo)彈內(nèi)部發(fā)動(dòng)機(jī)噴管及部分控制元件的保護(hù)作用。

（2） 在使用模式方面，從地面發(fā)射的“伊斯坎德?tīng)?M”在豎起后可直接點(diǎn)火發(fā)射，而改為機(jī)載空射后，需要對(duì)發(fā)射方式進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。為此，設(shè)計(jì)人員為其設(shè)計(jì)了機(jī)載掛點(diǎn)和相配套的載機(jī)發(fā)射架。為了保證載機(jī)發(fā)射時(shí)的安全，導(dǎo)彈的發(fā)射模式改為：先由發(fā)射架將全彈以彈射方式離機(jī)，至安全距離后，導(dǎo)彈拋掉尾罩，隨后彈體尾部的助推器點(diǎn)火，開(kāi)啟自主飛行模式。

目前，“匕首”導(dǎo)彈可形成兩種作戰(zhàn)樣式：（1）由米格-31K攜帶一枚，米格-31K雖為一款較老的機(jī)型，但其最大速度依然可達(dá)Ma 2.83，“匕首”導(dǎo)彈配合此載機(jī)可以實(shí)現(xiàn)一種“快+快”組合的方式進(jìn)行作戰(zhàn)。（2）由升級(jí)后的轟炸機(jī)圖-22M3攜帶4枚。憑借單機(jī)較大的掛載量，形成“多+快”[8]的作戰(zhàn)樣式。

1.2 HyFly

“高超聲速吸氣式導(dǎo)彈”（HyFly）[10]項(xiàng)目開(kāi)始于2002年，此項(xiàng)目是美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）和美國(guó)海軍聯(lián)合研制的項(xiàng)目，其最大的技術(shù)特點(diǎn)是研制出的吸氣式飛行器采用雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。采用雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的一項(xiàng)核心優(yōu)勢(shì)是能夠降低方案的風(fēng)險(xiǎn)，因?yàn)橄噍^于純粹的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)馬赫數(shù)較低，易于起動(dòng)。

此項(xiàng)目在技術(shù)層面的目的是希望提升雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度，在戰(zhàn)術(shù)層面的目的是滿(mǎn)足美國(guó)海軍對(duì)于監(jiān)視目標(biāo)的快速打擊需求。項(xiàng)目的成功目標(biāo)為：驗(yàn)證飛行器具備Ma 6的巡航速度，射程達(dá)到740.8km，并且飛行器能夠完成內(nèi)含子彈藥的布撒任務(wù)。HyFly的飛行任務(wù)示意圖如圖3所示。

HyFly飛行器的頭部為圓錐狀，在頭部與彈身中間的過(guò)渡段左右兩側(cè)設(shè)有進(jìn)氣道，采用的進(jìn)氣方式為肩部進(jìn)氣，進(jìn)氣道在載機(jī)帶飛過(guò)程中被進(jìn)氣道罩外封。載機(jī)將其發(fā)射后，助推級(jí)點(diǎn)火將HyFly推至亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)適合的工作速度，此時(shí)完成進(jìn)氣道罩拋除和助推級(jí)分離動(dòng)作，飛行器進(jìn)入自主飛行狀態(tài)。飛行器的后部設(shè)有4片X形舵面，助推級(jí)上設(shè)有安定翼，用以滿(mǎn)足不同階段飛行器對(duì)于操控性和穩(wěn)定性的需求。HyFly飛行器的外形如圖4所示。

HyFly項(xiàng)目原定于2007年1月進(jìn)行首次飛行驗(yàn)證，但由于雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的地面調(diào)試進(jìn)度落后，飛行器的首飛推遲至2007年9月進(jìn)行。此次飛行驗(yàn)證由于燃油系統(tǒng)問(wèn)題，致使飛行器的速度未達(dá)到預(yù)期的Ma 6，僅達(dá)到Ma 3.5，首次飛行試驗(yàn)以失敗告終。在2008年1月，第二次飛行驗(yàn)證由于燃油泵故障導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。在2010年7月，第三次飛行驗(yàn)證由于飛行器內(nèi)部電池電壓過(guò)低導(dǎo)致飛行軟件出現(xiàn)故障，第三次即最后一次飛行試驗(yàn)驗(yàn)證也以失敗告終。

1.3 HAWC和HACM

美國(guó)海軍和美國(guó)空軍都有使用高超聲速武器的需求，但武器的研制思路和發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的選取不盡相同。美國(guó)空軍主要以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)作為其發(fā)展路線(xiàn)，而美國(guó)海軍主要以雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)作為其發(fā)展路線(xiàn)。根據(jù)現(xiàn)有公開(kāi)資料的解讀，美國(guó)空軍的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展路線(xiàn)較為明確，但美國(guó)海軍的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)依然處于多方案優(yōu)選狀態(tài)，發(fā)展路線(xiàn)尚不完全明確[11]。

“吸氣式高超聲速武器概念”（HAWC）項(xiàng)目是美國(guó)空軍針對(duì)吸氣式高超聲速武器概念的一次驗(yàn)證，美國(guó)空軍希望研制一種將碳?xì)淙剂献鳛閯?dòng)力，飛行速度在Ma 5～6，射程在1000km以上的空射高超聲速武器[12]。HAWC項(xiàng)目作為X-51項(xiàng)目的繼承項(xiàng)目，目標(biāo)是對(duì)空射高超聲速武器的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證[13]。驗(yàn)證的關(guān)鍵技術(shù)在于：（1）對(duì)所使用的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間進(jìn)行測(cè)試和驗(yàn)證；（2）解決武器在高超聲速巡航時(shí)的熱管理和熱防護(hù)問(wèn)題；（3）在導(dǎo)航及制導(dǎo)領(lǐng)域取得進(jìn)展。

目前有洛克希德-馬丁和雷神兩家公司針對(duì)美國(guó)空軍的HAWC項(xiàng)目展開(kāi)了飛行器的研發(fā)工作，但此項(xiàng)目披露出的飛行器圖片較少，且均為示意性概念方案圖，其中洛克希德-馬丁公司的飛行器方案與軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的貼合度較高。洛克希德-馬丁公司和雷神公司的飛行器概念圖分別如圖5和圖6所示。

HAWC項(xiàng)目的最新進(jìn)展是：洛克希德-馬丁公司的飛行器于2022年春季取得了試飛成功。雷神公司的飛行器也于2022年7月初第三次成功開(kāi)展了飛行器的自由飛行試驗(yàn)。

目前HAWC項(xiàng)目的進(jìn)展相對(duì)順利，主要驗(yàn)證的關(guān)鍵技術(shù)日趨成熟。但演示驗(yàn)證機(jī)主要為了驗(yàn)證雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，機(jī)上包括導(dǎo)引系統(tǒng)在內(nèi)的諸多系統(tǒng)可能并不完善，飛行器的可靠性尚待提高，無(wú)法作為實(shí)際武器列裝空軍。美國(guó)空軍為最終實(shí)現(xiàn)其列裝空射吸氣式高超聲速武器的目的，在HAWC項(xiàng)目的基礎(chǔ)上又開(kāi)展了“高超聲速攻擊巡航導(dǎo)彈”（HACM）項(xiàng)目。此項(xiàng)目的目的是在HAWC項(xiàng)目驗(yàn)證的多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的基礎(chǔ)上研發(fā)一款實(shí)際型號(hào)，用以支撐空軍對(duì)遠(yuǎn)程防區(qū)外時(shí)敏目標(biāo)的打擊能力。HACM項(xiàng)目目前披露出來(lái)的資料較少，其中雷神公司放出的HACM項(xiàng)目的飛行器效果圖如圖7所示。

通過(guò)對(duì)不同公司和機(jī)構(gòu)披露出的HAWC項(xiàng)目和HACM項(xiàng)目效果圖進(jìn)行分析，可以得出的結(jié)論是：

（1） 有類(lèi)似乘波體布局的飛行器方案出現(xiàn)，也有類(lèi)似軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的飛行器方案出現(xiàn)。這可能是因?yàn)椴煌舅x用不同設(shè)計(jì)方案時(shí)考慮的側(cè)重點(diǎn)不同：乘波體布局的飛行器擁有較好的升阻特性，但生產(chǎn)難度大，生產(chǎn)費(fèi)用高，即便是軍事強(qiáng)國(guó)目前尚難大批量裝備；而采用軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的方案在氣動(dòng)性能上雖不及乘波體布局，但其設(shè)計(jì)難度較低，外形易于加工制造，生產(chǎn)成本低。針對(duì)機(jī)載武器這種需要大量消耗的一次性裝備，其對(duì)于生產(chǎn)成本和生產(chǎn)效率較為敏感，采用軸對(duì)稱(chēng)旋成體作為其布局形式，更容易實(shí)現(xiàn)“打得起，供得上”的實(shí)戰(zhàn)使用需求。

（2） 與X-51的發(fā)射方式類(lèi)似，幾款飛行器在空射后均使用助推器使飛行器達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作的速度。一般雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的亞燃模式可將發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)速度下限降至Ma 3，但多數(shù)載機(jī)依然難以提供高于此馬赫數(shù)的帶飛速度，增加助推器可以填補(bǔ)載機(jī)帶飛和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)間的速度域空缺，但助推器龐大的體積使得機(jī)載武器難以實(shí)現(xiàn)內(nèi)埋的掛載方式，無(wú)法最大限度地發(fā)揮先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的隱身和機(jī)動(dòng)優(yōu)勢(shì)。未來(lái)雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的一大發(fā)展目標(biāo)即是進(jìn)一步降低發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)速度，最終實(shí)現(xiàn)載機(jī)發(fā)射后無(wú)須助推即可自主飛行。

（3） 部分效果圖未展示進(jìn)氣道形式，但展示出進(jìn)氣道形式的方案均采用下腹部進(jìn)氣。機(jī)載武器發(fā)射后多以較小的正迎角進(jìn)行飛行，采用下腹部進(jìn)氣可利用發(fā)動(dòng)機(jī)前的彈身作為前體對(duì)來(lái)流進(jìn)行壓縮，以提高進(jìn)氣性能。

（4） 飛行器控制面布局類(lèi)似，多依靠一組×形尾舵進(jìn)行飛行姿態(tài)控制，這意味著在高超聲速飛行條件下，一般一組尾舵即可滿(mǎn)足飛行器對(duì)于穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性的需求。

2 軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)阻礙

軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的飛行器雖然已經(jīng)出現(xiàn)在實(shí)際作戰(zhàn)當(dāng)中，但“匕首”高超聲速導(dǎo)彈僅依靠其尾部的助推器作為動(dòng)力來(lái)源，飛行器本身無(wú)動(dòng)力。因此人們所期待的擁有進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)，具備依靠自身動(dòng)力進(jìn)行飛行的吸氣式高超聲速飛行器依然未實(shí)際使用，其原因是此類(lèi)飛行器在研發(fā)階段面臨眾多尚無(wú)法完全解決的技術(shù)難題。本節(jié)站在總體和氣動(dòng)的角度對(duì)軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中的技術(shù)難題，以及獨(dú)特的表面流動(dòng)特性進(jìn)行闡述。

2.1 超聲速條件下細(xì)長(zhǎng)圓錐體表面非對(duì)稱(chēng)繞流現(xiàn)象

與著名的卡門(mén)渦街現(xiàn)象類(lèi)似，軸對(duì)稱(chēng)的細(xì)長(zhǎng)圓錐體表面會(huì)在超聲速條件下出現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)繞流現(xiàn)象。針對(duì)此種現(xiàn)象，謝昱飛等[14]開(kāi)展了軸對(duì)稱(chēng)細(xì)長(zhǎng)圓錐體在低超聲速、不同迎角的工況下的表面氣體流動(dòng)特性分析工作，對(duì)不同迎角下對(duì)稱(chēng)圓錐體表面出現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)繞流旋渦的特征及演化規(guī)律進(jìn)行研究，指出在垂直于中心橫截面上的流動(dòng)結(jié)構(gòu)失穩(wěn)仍是由對(duì)稱(chēng)向非對(duì)稱(chēng)轉(zhuǎn)化的機(jī)制，并給出了一種能夠依據(jù)當(dāng)?shù)貍?cè)力對(duì)所產(chǎn)生旋渦的結(jié)構(gòu)形態(tài)進(jìn)行判定的方法。代光月等[15]提出一套軸對(duì)稱(chēng)圓錐體在高超聲速條件下氣動(dòng)熱環(huán)境計(jì)算方法，其使用的計(jì)算方法在精度上相較于經(jīng)典流線(xiàn)法有所提升。具體計(jì)算了圓錐體在Ma 9.86的來(lái)流速度下，處于0°、8°和16°迎角時(shí)的表面熱流，表面熱流分布如圖8所示。

此現(xiàn)象為軸對(duì)稱(chēng)旋成體飛行器在高超聲速條件下飛行時(shí)會(huì)出現(xiàn)的獨(dú)特流動(dòng)特性，會(huì)導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)趨勢(shì)。此現(xiàn)象在流動(dòng)機(jī)理層面依然值得研究，特別是對(duì)軸對(duì)稱(chēng)旋成體機(jī)載武器與載機(jī)分離時(shí)，此獨(dú)特流動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生的流場(chǎng)與彈機(jī)間本就復(fù)雜的流場(chǎng)的耦合進(jìn)行研究。在工程層面可以利用控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)舵面偏轉(zhuǎn)角以抵消由此現(xiàn)象產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)力矩，此方法帶來(lái)的負(fù)面影響是會(huì)使飛行器的飛行阻力增大，后續(xù)可考慮對(duì)外形進(jìn)行優(yōu)化以減少對(duì)于氣動(dòng)性能的不利影響。

2.2 多組舵面的氣動(dòng)干擾難題

早期研究高超聲速飛行器舵翼干擾問(wèn)題大多集中在鴨翼的大小與安裝位置對(duì)于主翼的氣動(dòng)影響上[16]，由于受風(fēng)洞條件限制，眾多研究舵翼干擾問(wèn)題的試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍也大多在4以下[17]。

Allen等[18]在2005年時(shí)開(kāi)展了對(duì)于十字形邊條翼和直列尾翼的軸對(duì)稱(chēng)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)研究，具體研究了7種不同布局形式的導(dǎo)彈前翼對(duì)于后翼的氣動(dòng)影響，如圖9和圖10所示。

得出的結(jié)論是在Ma 0.6～4.63的來(lái)流條件下，隨著馬赫數(shù)的增加，彈體縱向壓心隨馬赫數(shù)變化而變化，彈體的穩(wěn)定性有隨著馬赫數(shù)增加而下降的趨勢(shì)。前翼的長(zhǎng)度增加會(huì)使彈體法向力增大，利于彈體穩(wěn)定性的提高。鉸鏈力矩在亞聲速和跨聲速時(shí)較大，而在超聲速條件下幾乎可以忽略不計(jì)。

Zhang等[19]在2013年研究了前部采用“×”形舵面，后部采用“+”形舵面布局的導(dǎo)彈在速度范圍為Ma 2.5～4.0的氣動(dòng)特性，分別采用DATCOM和計(jì)算流體力學(xué)（CFD）兩種數(shù)值模擬方法對(duì)所設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈進(jìn)行氣動(dòng)數(shù)值模擬仿真，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。探究了前部“×”形舵面對(duì)于后部“+”形舵面的氣動(dòng)干擾程度。得到的結(jié)論是：在小迎角條件下，前部“×”形舵面產(chǎn)生的渦流可以順利通過(guò)后部“+”形舵面，此種構(gòu)型可以滿(mǎn)足導(dǎo)彈飛行時(shí)高穩(wěn)定性需求。

鄧帆等[20]借助CFD方法和風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了一種全動(dòng)舵面飛行器在34km高度、Ma 6條件下的舵翼干擾對(duì)于全機(jī)升阻比的影響，試驗(yàn)?zāi)Ｐ图把b置示意圖如圖11所示。

研究結(jié)果表明：（1）全動(dòng)舵面的舵偏角在5°以下時(shí)，對(duì)于全機(jī)的升阻比影響較小；但在舵偏角較大，特別是大于10°時(shí)，對(duì)全機(jī)升阻比的影響程度迅速非線(xiàn)性增加。（2）在相同的舵偏旋轉(zhuǎn)量條件下，負(fù)舵偏角對(duì)于全機(jī)升阻比的負(fù)面影響程度明顯高于正舵偏角。（3）全動(dòng)舵面在高超聲速條件下受主翼的氣動(dòng)干擾較為強(qiáng)烈，在-20°～20°舵偏角變化時(shí)，全動(dòng)舵面的鉸鏈力矩存在兩次反號(hào)現(xiàn)象。

趙佳等[21]通過(guò)數(shù)值求解RANS方程的方法研究了高度為26km、Ma 6條件下高超聲速飛行器的安定面和全動(dòng)舵面的氣動(dòng)干擾問(wèn)題，分析了安定面影響全動(dòng)舵面舵效的關(guān)鍵參數(shù)，安定面和全動(dòng)舵面的布局形式如圖12所示。

研究結(jié)果表明：（1）隨著安定面和全動(dòng)舵面的水平間距增加，全動(dòng)舵面受安定面氣動(dòng)干擾程度減弱，舵效增加，且此特性受迎角和舵偏角影響較小。（2）安定面和全動(dòng)舵面的垂直間距對(duì)于舵效的影響與迎角相關(guān)：迎角為正時(shí)，全動(dòng)舵面相較于安定面靠下，舵效較高；迎角為負(fù)時(shí)，全動(dòng)舵面相較于安定面靠上，舵效較高。（3）安定面的前緣后掠角增加有利于舵效增加。（4）安定面與全動(dòng)舵面的展長(zhǎng)之比為1時(shí)，全動(dòng)舵面受安定面翼尖渦影響最大，此時(shí)舵效最低。（5）在考慮機(jī)身存在時(shí)，安定面對(duì)于全動(dòng)舵面干擾機(jī)理未變，但干擾程度顯著下降，約變?yōu)椴豢紤]機(jī)身存在時(shí)的30%。

目前對(duì)于高超聲速飛行器舵翼干擾問(wèn)題的研究從早年間的低馬赫數(shù)逐步提升至Ma 5以上，目前對(duì)于Ma 6左右的擁有兩組舵面的軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器的舵翼干擾問(wèn)題研究相對(duì)充分，但對(duì)于Ma 8～10甚至更高馬赫數(shù)的研究較為匱乏，并且現(xiàn)有研究的內(nèi)容大多是在無(wú)干擾自由來(lái)流條件下對(duì)于舵翼干擾問(wèn)題進(jìn)行研究，針對(duì)模擬彈機(jī)分離時(shí)復(fù)雜擾流條件下的舵翼干擾問(wèn)題的研究相對(duì)較少。站在項(xiàng)目研發(fā)的角度，想要研發(fā)一款飛行速度在Ma 8以上的旋成體機(jī)載武器，現(xiàn)有研究成果支撐性依然不足，研發(fā)所面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)較為艱巨。

2.3 “流—熱—固”耦合難題

高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中承受著巨大的氣動(dòng)載荷，氣動(dòng)力的加載會(huì)使結(jié)構(gòu)發(fā)生形變，結(jié)構(gòu)的改變又會(huì)反過(guò)來(lái)影響飛行器表面的流場(chǎng)。而氣體來(lái)流帶來(lái)的不僅僅有氣動(dòng)載荷，同時(shí)也帶來(lái)了氣動(dòng)熱，熱量的加載也會(huì)使飛行器外形和內(nèi)部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變，此種形變會(huì)反過(guò)來(lái)影響飛行器的流場(chǎng)和溫度場(chǎng)。飛行器在氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱的加載下，流—熱—固物理場(chǎng)間相互影響、相互反饋，形成一種復(fù)雜的耦合關(guān)系[22]，其關(guān)系如圖13所示。熱氣彈問(wèn)題目前是高超聲速飛行器難以回避的問(wèn)題，因其具有復(fù)雜性和危險(xiǎn)性，近年來(lái)被諸多學(xué)者研究[23]。

軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器多由細(xì)長(zhǎng)形的彈體和一組或多組舵面構(gòu)成，舵面又大多采用全動(dòng)舵面，這就在兩個(gè)方面容易出現(xiàn)熱氣彈問(wèn)題：一是其細(xì)長(zhǎng)的彈體彎曲模態(tài)頻率較低，與一些短周期剛體模態(tài)相近[24]。SR-71和YF-12就由于機(jī)身彎曲模態(tài)和短周期剛體模態(tài)耦合而出現(xiàn)了體自由顫振[25]。二是由于采用全動(dòng)舵面，舵面的舵軸會(huì)在氣動(dòng)熱的加載下降低剛度，導(dǎo)致發(fā)生顫振的可能性提高。并且全動(dòng)舵面不可避免地存在間隙，作為薄弱環(huán)節(jié)會(huì)使當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)變得更為復(fù)雜，這會(huì)在一定程度上降低顫振邊界[26]。目前高超聲速導(dǎo)彈為了提高打擊能力會(huì)盡可能提高導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)能力，這意味著導(dǎo)彈可能會(huì)面臨在高馬赫數(shù)條件下做出大迎角機(jī)動(dòng)的實(shí)戰(zhàn)情況，此時(shí)舵偏角較大，舵面的流場(chǎng)復(fù)雜度較高，可能會(huì)出現(xiàn)舵面抖振。

在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生的熱氣彈變形每時(shí)每刻都不同，如果不能精準(zhǔn)預(yù)測(cè)飛行器的結(jié)構(gòu)變形，會(huì)使控制系統(tǒng)無(wú)法按正確的控制率來(lái)調(diào)節(jié)飛行器的姿態(tài)。特別是某些高超聲速導(dǎo)彈為了追求更好的機(jī)動(dòng)性而放寬了穩(wěn)定性，從而加劇了熱氣彈和控制系統(tǒng)的耦合，這種耦合最終往往會(huì)導(dǎo)致飛行器失控甚至解體。

解決熱氣彈難題的有效途徑是開(kāi)發(fā)出一種具備快速性和精確性的預(yù)測(cè)手段，實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)飛行器上由熱氣彈導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)變形，進(jìn)而利用控制系統(tǒng)進(jìn)行補(bǔ)償控制，最大限度抵消負(fù)面影響。目前國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的技術(shù)水平很難同時(shí)滿(mǎn)足預(yù)測(cè)的精確性和快速性，但已經(jīng)有眾多學(xué)者開(kāi)始對(duì)此問(wèn)題進(jìn)行研究，預(yù)計(jì)在未來(lái)幾年內(nèi)會(huì)取得突破性進(jìn)展。

2.4 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)受阻

目前唯一實(shí)際使用的高超聲速武器“匕首”，其工作方式為使用火箭助推使其達(dá)到高超聲速，然后以無(wú)動(dòng)力方式依靠慣性飛抵目標(biāo)。但使用者為了追求更好的操縱性，會(huì)希望飛行器保持有動(dòng)力的飛行模式來(lái)實(shí)現(xiàn)高超聲速巡航。而保證飛行器實(shí)現(xiàn)高超聲速巡航飛行的關(guān)鍵則是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[27]。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不同于傳統(tǒng)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，它沒(méi)有風(fēng)扇和壓氣機(jī)，而是僅依靠涵道和機(jī)身構(gòu)型實(shí)現(xiàn)對(duì)于空氣的壓縮。發(fā)動(dòng)機(jī)整體構(gòu)造較為簡(jiǎn)約，無(wú)任何多余作動(dòng)部件消耗能量，因此此種發(fā)動(dòng)機(jī)的效率很高，非常適宜高超聲速飛行時(shí)使用。但缺點(diǎn)同樣明顯，此種發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)空氣壓氣機(jī)，只能依靠來(lái)流實(shí)現(xiàn)自然進(jìn)氣，因此無(wú)法在低速時(shí)工作。解決此問(wèn)題的方法一般是將超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和其他發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行組合使用，如與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合，在低速時(shí)使用火箭進(jìn)行助推加速，待飛行器達(dá)到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)適合的工作速度時(shí)再點(diǎn)燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火和點(diǎn)火后保持穩(wěn)定燃燒是發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)的難題，其難度如同在颶風(fēng)中點(diǎn)燃一根火柴并保持不滅。目前針對(duì)飛行Ma 4～7的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已經(jīng)取得了一系列突破，但這也僅限于英、美等少數(shù)在此領(lǐng)域投入較多的發(fā)達(dá)國(guó)家，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)技術(shù)總體成熟度依然不高。

由于氣動(dòng)加熱約與飛行速度的三次方成正比，針對(duì)飛行Ma 8～10的飛行器，其自由來(lái)流的滯止溫度超過(guò)2500K，燃燒溫度的上限遠(yuǎn)大于3000K，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在熱防護(hù)上面臨難題[28]。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在做風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)同樣面臨難題：一般受風(fēng)洞尺寸限制，需要使用發(fā)動(dòng)機(jī)的縮比模型進(jìn)行試驗(yàn)，為了保證一系列無(wú)量綱數(shù)的相同[29]，需要更高的來(lái)流壓力才能滿(mǎn)足模擬條件，試驗(yàn)所需超高的總溫和總壓條件對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備提出了極高的需求。就總溫而言，常見(jiàn)的連續(xù)式風(fēng)洞一般不超過(guò)1000K，而想要模擬飛行高度在30～40km，飛行Ma 8～ 12的高超聲速飛行器，其所需的總溫和總壓見(jiàn)表3。

常規(guī)風(fēng)洞很難滿(mǎn)足超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)需求，為了解決這一難題，中科院力學(xué)所研制了一款使用爆轟驅(qū)動(dòng)的超高速高焓激波風(fēng)洞[30]，其能夠模擬Ma 10～25、飛行高度30～70km的高超聲速飛行器，最高總溫可達(dá)8500K，但此風(fēng)洞目前依然在建設(shè)當(dāng)中，尚未正式投入使用，國(guó)內(nèi)的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)目前依然面臨很難找到合適的風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)的阻礙。

軸對(duì)稱(chēng)旋成體作為一種易于與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行結(jié)合的布局形式，由于受超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)手段限制，此種布局的飛行器從無(wú)動(dòng)力滑翔到依靠超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行有動(dòng)力巡航的發(fā)展路徑遭遇“瓶頸”。因此，要想突破此“瓶頸”，需要加快對(duì)于超高速高焓激波風(fēng)洞的建設(shè)工作，并在后續(xù)建設(shè)更大尺寸的風(fēng)洞以提高試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

3 結(jié)論

如前文所述，軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局的高超聲速飛行器憑借其眾多優(yōu)點(diǎn)在高超聲速飛行器領(lǐng)域，特別是機(jī)載高超聲速武器領(lǐng)域有著非常重要的價(jià)值。本文概述了三種使用軸對(duì)稱(chēng)旋成體作為布局形式的高超聲速飛行器，并站在總體和氣動(dòng)角度梳理了此類(lèi)飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中的技術(shù)難題。據(jù)此得出如下結(jié)論：

（1） 軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器外形相對(duì)簡(jiǎn)單，外形設(shè)計(jì)參數(shù)較少，設(shè)計(jì)成熟度相對(duì)較高。但研制此類(lèi)飛行器對(duì)于空氣動(dòng)力、控制技術(shù)、推進(jìn)技術(shù)、材料與結(jié)構(gòu)領(lǐng)域依然構(gòu)成巨大挑戰(zhàn)。實(shí)現(xiàn)此類(lèi)飛行器進(jìn)行高超聲速巡航的核心部件即是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，但在保障發(fā)動(dòng)機(jī)研制的基礎(chǔ)設(shè)施上，如能滿(mǎn)足超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)的風(fēng)洞，總體建設(shè)程度尚不能滿(mǎn)足研制需求。軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器的相關(guān)配套技術(shù)的研究及研究保障手段依然需要大力發(fā)展。

（2） 軸對(duì)稱(chēng)旋成體高超聲速飛行器主要升力面和操縱面基本來(lái)自舵面，多組舵面的氣動(dòng)干擾問(wèn)題目前研究尚不充分。早先研究大多集中于“×”形舵面和“+”形舵面的氣動(dòng)干擾，并且速度大多在Ma 5以下。目前對(duì)于飛行速度在Ma 6及以下的高超聲速飛行器的舵翼干擾問(wèn)題研究相對(duì)充分。但若要設(shè)計(jì)一款舵面布局較為獨(dú)特、速度在Ma 8甚至更高的旋成體高超聲速飛行器，在解決舵翼干擾問(wèn)題方面可參考的研究成果較為匱乏。

（3） 在設(shè)計(jì)水平和生產(chǎn)力水平未發(fā)生顛覆性變化的未來(lái)短時(shí)期內(nèi)，機(jī)載高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局形式可能朝著兩方面進(jìn)行發(fā)展：對(duì)于有特殊任務(wù)使命的機(jī)載高超聲速飛行器，更傾向于使用乘波體作為其氣動(dòng)布局形式，用較高的設(shè)計(jì)難度、較長(zhǎng)的研發(fā)時(shí)間和較高的制造費(fèi)用換取較為出色的氣動(dòng)性能，以滿(mǎn)足執(zhí)行特殊任務(wù)所必需的飛行器性能。鑒于目前各航空大國(guó)都未實(shí)現(xiàn)機(jī)載高超聲速飛行器大規(guī)模列裝，對(duì)于此種可能將作為未來(lái)要大批量使用的主戰(zhàn)型裝備，各國(guó)的迫切需求是：盡快實(shí)現(xiàn)軍隊(duì)全面列裝和滿(mǎn)足列裝后較為龐大的戰(zhàn)時(shí)消耗。這就需要一種易于設(shè)計(jì)、易于生產(chǎn)并且使用成本較低的高超聲速飛行器，軸對(duì)稱(chēng)旋成體布局與此需求有著較高的貼合度。

目前唯一在實(shí)戰(zhàn)中使用的“匕首”高超聲速導(dǎo)彈雖然已取得不錯(cuò)的戰(zhàn)果，但其龐大的外形和較大的重量在一定程度上限制了其在實(shí)戰(zhàn)中的使用。未來(lái)此類(lèi)構(gòu)型的機(jī)載高超聲速飛行器研發(fā)的重點(diǎn)會(huì)朝著小型化和輕型化方向發(fā)展，使其具備內(nèi)埋于機(jī)身彈艙的能力，以便充分發(fā)揮戰(zhàn)機(jī)的隱身特性，并且飛行器將具備廉價(jià)性和生產(chǎn)快速性，避免出現(xiàn)一經(jīng)實(shí)戰(zhàn)消耗就面臨后續(xù)供給不足的尷尬局面。

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Review of Aerodynamic Layout of Axisymmetric Rotating Body in Airborne Hypersonic Vehicle

Wang Yiquan， Cao Junwei， Yuan Cheng

Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China

Abstract： Aerodynamic layout design is one of the essential contents of the overall design of airborne hypersonic vehicle. As one of the main layout forms of airborne vehicle application， axisymmetric rotational body layout has very important research value. In this paper， three airborne hypersonic vehicles using axisymmetric rotational body layout are summarized from the overall and aerodynamic perspectives. The problems and obstacles that may be encountered in the development of the aircraft with this layout are analyzed， and the means to solve these problems and obstacles are given from the perspective of engineering application. The future development trend of airborne hypersonic vehicle with axisymmetric rotational body layout is prospected in order to provide reference for domestic airborne hypersonic vehicle development.

Key Words： hypersonic speed； axisymmetric rotating body； airborne weapons； pneumatic layout