升力體機動飛行器氣動布局概念設計

唐 偉，曾 磊，馮 毅，3，肖光明，3，桂業偉

(1.空氣動力學國家重點實驗室，四川 綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000;3.清華大學航天航空學院，北京 100084)

0 引言

高超聲速飛行器的機動飛行極富挑戰，而高超聲速機動飛行器研制最關鍵的問題是獲得滿足防熱和操穩要求的高升阻比布局。由于升力體布局可以容易地獲得需要的升阻比和穩定配平，因此自20世紀50年代起，美國和前蘇聯就開始了升力體布局的研究工作［1-2］。NASA在Ames進行了M1和M2的布局研究，并最終在Dryden進行了M2F1、M2F2和M2F3的飛行試驗;Langley的早期研究工作集中在HL-10的試驗中;空軍的早期研究工作集中在WADDⅡ上，還研究了MDF系列升力體。超軌道再入綜合環境試驗計劃研究了SORTIE族外形與鴨翼、升降副翼、襟翼、彎頭、彎體及噴氣襟翼等各種操縱裝置的效率匹配問題。飛行動力學實驗室FDL則通過對高超聲速飛行器布局基本原理的研究，系統開展了翼面后掠角、前緣半徑、頭部半徑、鈍度比、厚度比、平面形狀、平面角、橫截面面積、升力體分類等參數影響性研究，歸納總結了三類升力再入的候選外形:翼身組合體、升力體和融合體，并提出了四個完全可以接受的構型設計:FDL-5、FDL-6、FDL-7及 FDL-8，它們后來又演變發展到X-24，并對動能高飛(Dynamic Soar)X-20、航天飛機及空天飛機產生決定性的影響。此外，對升力體概念的研究工作還包括鈍升力體、橢圓體加尾翼概念、變后掠翼概念、斜翼升力體概念，以及菱柱體、鈍菱柱體、變后掠菱柱體、扁豆體、彎體等布局概念。近年來的典型升力體構型包括 X-33、X-38、HYFLEX、ECAV等。

為開展高超聲速機動飛行器的布局方案設計，我們先后研究了多類機動彈頭的氣動布局及氣動/飛行性能，包括雙橢圓截面外形［3］、二次曲線非圓截面彈身［4］、控制舵橢圓截面［5］、通用大氣飛行器［6］等布局方案。本文提出了一種新的升力體機動飛行器氣動布局方案，進行了機體的優化設計，并進行了控制舵的匹配設計，研究了飛行器的氣動特性和操縱效率問題。研究表明，該方案可以獲得較高的配平升阻比及配平攻角，有較高的機動控制效率，是高超聲速飛行器實現高機動的潛在可行方案。

1 布局方案設計及優化

氣動布局設計的首要工作是飛行器技戰術指標的確定及氣動布局方案的選擇。本文首先將飛行器的尺寸限制在長4m、半徑1m的尺度范圍內，并要求其高超聲速升阻比不小于2.0，配平攻角范圍為±40°。設計考慮的約束還包括靜態穩定性、動態穩定性、操縱控制方式、操縱效率、防熱基本要求、較大的內部裝填容積及較大的容積利用率等。

在進行方案設計時，首先利用二次曲線進行橫截面設計，并利用模線設計方法形成升力體機身;其次，利用多目標優化設計和修正的內伏牛頓理論對機身進行優化以使彈身具備較大的升阻比、較大的升力及升力線斜率;第三，根據空間尺寸限制及操穩特性要求進行控制舵的匹配設計;最后，為提高配平控制效率，對質心位置及控制舵偏轉進行了研究分析。

采用如上方法并經優化及匹配設計后獲得的氣動布局如圖1所示。其布局由鈍錐、二次曲線橫截面后體和三個全動式梯形控制舵構成。由于受到內部裝填尺寸的限制，機體底部橫截面上表面采用了橢圓曲線，二次曲線形狀參數為0.3，下表面為雙曲線，二次曲線形狀參數為0.9。為獲得高的控制效率，采用了梯形全動控制舵，并將舵面設計安裝在遠離質心的部位，以獲得較大的力臂。同時，控制面還必須與彈體在尺寸和面積上相匹配，一方面確保飛行器獲得合理的配平控制效率，一方面也使得控制面的氣動力及氣動熱環境處于可以接受的范圍內。為便于防熱，控制舵采用了65°后掠角，前緣半徑選取為20mm，舵根及舵稍截面最大厚度分別為70mm及50mm，轉軸在舵面最大厚度處，且垂直于機體進行轉動。

圖1 升力體布局Fig.1 Lift body with flaps

方向舵安裝在機體對稱面內，而水平控制舵安裝在機體理論體軸的上方，如此設計的目的是充分利用質心位置與控制舵在鉛垂平面內的距離，從而使得舵面產生抬頭的俯仰力矩。通過質心位置的設計和水平舵面安裝高度的匹配設計，確保飛行器可以利用較大舵偏角產生大配平攻角，有利于增加減速效果，并在中低空時利用較小的舵偏角產生中等配平攻角，有利于舵面的熱防護。如果水平控制舵安裝在質心位置的下方，一般僅能產生低頭力矩，如果用較小的舵偏角實現長時間小攻角配平飛行，則無法實現大攻角減速的目的。

2 氣動特性分析

為預測帶控制舵升力體飛行器的高超聲速氣動特性，采用了推廣發展的內伏牛頓理論，其氣動力預測精度在多種氣動布局氣動特性預測及氣動布局設計中得當了驗證［3-6］，基本滿足方案論證和初步設計階段對氣動系數的精度需求。

圖2及圖3給出了本文方案在無舵偏時的升力系數CL及升阻比L/D隨攻角α及馬赫數M變化的規律。總體上看，在高超聲速范圍內，15°攻角附近的升阻比可以達到2.0以上，而且升力系數大于0.5時，升力線斜率也較大，滿足對升阻比的設計要求。而圓截面布局的最大升阻比一般在1.5左右。

靜不穩定設計是帶控制舵雙錐體飛行器氣動設計的主要特點，因此本文也在機體優化時考慮了機體的靜不穩定設計問題。圖4及圖5給出了飛行器壓心系數Xcp隨攻角及馬赫數的變化規律，以及馬赫數7.0時不同質心系數Xcg下俯仰舵偏角δp對應的配平攻角αt變化規律。從壓心特性看，控制舵的存在使得飛行器的壓心位置十分顯著地后移，壓心在攻角大于15°后變化相對比較平緩，而且與圓截面布局相比，橢圓截面布局具有更好的操縱性。從不同質心系數時水平控制舵的控制效率看，隨質心系數的減小，控制舵的配平效率下降，由于飛行軌道規劃要求飛行器的控制系統同時兼顧大攻角配平和中小攻角配平，因此質心系數必須合理選取。此外，質心系數為0.66時，由于采用了上置水平控制舵，因此舵面只需要很小的偏轉就可以達到15°左右的配平，而為實現40°左右的配平，舵偏角也只需要偏轉22°左右，此時的舵面理論攻角也僅為18°左右。當然，控制效率問題還需要進一步分析。

圖2 升力系數變化規律Fig.2 Lift coefficicent

圖3 升阻比特性Fig.3 Lift to drag ratio

圖4 壓心變化規律Fig.4 Center of pressure

圖5 配平效率Fig.5 Trimming effectiveness

圖6 橫側向穩定性導數Fig.6 Lateral-directional static stability

圖7 動態穩定性導數Fig.7 Dyanmic stability

橫側向穩定性及操縱性是升力類飛行器必須重點考慮的問題，也是國外高超聲速飛行器研究的重點。圖6給出了馬赫數7.0、質心系數0.66、水平及方向舵的舵偏角均為0°時的方向靜穩定導數Cnβ及滾轉靜穩定導數Ctβ隨攻角的變化規律，采用右手坐標系，并定義正側滑角產生正側向力，滾轉力矩正方向指向彈體底部，偏航方向正力矩指向上。計算表明，在正攻角范圍內，方向靜穩定導數小于零，是偏航靜不穩定的，而滾轉靜穩定導數在15°左右攻角(0°舵偏對應配平攻角)附近大于零，是滾轉靜不穩定的。當然，還需要進一步進行仔細的橫側向穩定性導數計算分析，包括慣性滾轉耦合、操縱耦合、荷蘭滾導數及旋轉導數等。此外，圖7給出了此類飛行器的三方向動導數，計算馬赫數7.0、質心系數0.66、水平及方向舵的舵偏角均為0°。從俯仰阻尼導數、偏航阻尼導數和滾轉阻尼導數的計算結果看，飛行器是三方向動態穩定的。

3 結論

本文研究了帶控制舵升力體機動飛行器氣動布局概念設計。研究表明，該方案具有較高的高超聲速穩定配平升阻比，可以同時兼顧大攻角及中小攻角配平，舵面控制效率較高，而且穩定性及操縱效率滿足要求，是高超聲速飛行器實現高機動飛行的潛在可行方案。

［1］SPEARMAN M L.Aerodynamic characteristics of some lifting reentry concepts applicable to transatmospheric vehicle design studies［R］.AIAA 84-2146，1984.

［2］VSPENCER B.Transonic aerodynamic characteristics ofa series of bodies having variations in fineness ratio and crosssectional ellipticity［R］.NASA TND-2622，1965.

［3］唐偉，高曉成，李為吉，張魯民.雙橢圓截面再入飛行器的氣動計算及布局優化設計［J］.空氣動力學學報，2004，22(2):171-174.

［4］唐偉，張勇，李為吉，馬強.二次曲線截面彈身的氣動設計及優化［J］.宇航學報，2004，25(4):429-433.

［5］唐偉，張勇，馬強，李為吉.控制舵橢圓截面飛行器的氣動設計［J］.空氣動力學學報，2006，24(2):223-226.

［6］唐偉，桂業偉.通用大氣飛行器的參數化氣動布局研究［J］. 空氣動力學學報，2009，27(3):325-328.