高超聲速飛行器機體/推進一體化設計的啟示

羅金玲， 李超， 徐錦

1. 北京空天技術研究所， 北京 100074 2. 北京機電工程研究所， 北京 100074

高超聲速飛行器機體/推進一體化設計的啟示

羅金玲1，*， 李超1， 徐錦2

1. 北京空天技術研究所， 北京 100074 2. 北京機電工程研究所， 北京 100074

機體/推進一體化設計是吸氣式高超聲速飛行器的關鍵技術。飛行器的前體和后體既是主要的氣動型面，又是發動機進氣道的外壓縮型面和尾噴管的膨脹型面，一體化設計直接影響飛行器的氣動與發動機性能。本文闡述了吸氣式高超聲速飛行器的主要特點，梳理了飛行器的推阻匹配、升阻比特性、操穩匹配等主要氣動設計問題。通過對國外典型高超聲速飛行器機體/推進一體化設計技術的綜合分析，總結了前體/進氣道、后體/尾噴管、邊界層強制轉捩裝置等關鍵部件的氣動設計方法，獲得了有意義的啟示，可為后續吸氣式高超聲速技術研究提供重要參考。

高超聲速飛行器； 機體/推進一體化設計； 前體/進氣道； 后體/尾噴管； 強制轉捩裝置

高超聲速飛行器技術是21世紀航空航天技術新的制高點，具有戰略性、前瞻性、標志性和帶動性。自20世紀50年代提出高超聲速飛行概念以來，以超燃沖壓發動機(Scramjet)為動力的高超聲速飛行器日益受到關注，世界各國競相發展，高超聲速技術已經從概念和原理性探索階段進入到具有明確應用背景的先期技術開發和飛行演示試驗階段[1]。以美國X-43A和X-51A為代表的2類典型吸氣式高超聲速飛行器，成功地進行了飛行演示驗證試驗。2004年，X-43A 2次成功的飛行試驗[2]，標志著吸氣式高超聲速飛行器超燃沖壓發動機、機體/推進一體化、2個非對稱外形高動壓分離等關鍵技術取得了重大突破。而具有明顯軍事用途的、使用碳氫燃料的X-51A[3]，在2010年至2013年間共進行了4次飛行演示驗證試驗[4-6]，最后一次飛行試驗取得了圓滿成功，實現了以馬赫數Ma=4.8～5.1有動力飛行時間達到240 s的歷史性突破[7]，初步驗證了碳氫燃料超燃沖壓發動機的工程可行性，同時也標志著在吸氣式高超聲速飛行器技術的工程實用化方面取得了重大進展。這2型高超聲速飛行演示驗證器的研制，為人類盡早突破高超聲速技術奠定了堅實的基礎。

吸氣式高超聲速飛行器由于機體與推進系統高度一體化，飛行器的前體與后體也是發動機的進氣道與尾噴管，它們是發動機產生阻力和推力的主要部件；與此同時，進氣道和尾噴管對飛行器的空氣動力特性也產生很大影響。機體/推進一體化程度決定了吸氣式高超聲速飛行器的外形，一體化設計水平的高低也直接影響吸氣式飛行器能否實現高超聲速飛行和其經濟性。由此可見，機體/推進一體化設計是高超聲速飛行器的核心關鍵技術之一。從X-51A進行的4次飛行演示驗證試驗可以看出，飛行試驗成功率較低，高超聲速技術難度很大，還未完全突破。目前，世界上尚沒有實用的吸氣式高超聲速飛行器型號問世，超燃沖壓發動機與機體/推進一體化等關鍵技術創新性強，還需進一步攻關。

X-43A和X-51A這2類飛行器代表了當今世界吸氣式高超聲速技術的先進水平，有必要對這2類典型高超聲速飛行器機體/推進一體化設計的研究經驗進行總結分析，從中獲得有意義的啟示，這對推動高超聲速技術的快速發展具有重要意義。本文重點闡述吸氣式高超聲速飛行器氣動/發動機性能耦合、飛行走廊、升阻比屏障以及氣動熱環境的主要特點，梳理飛行器推阻匹配、升阻比特性、操穩匹配等氣動設計的主要問題，綜合分析X-43A和X-51A這2類典型飛行器前體/進氣道、后體/尾噴管和強制轉捩裝置的設計思路，并總結其設計方法，可為后續工程實用的吸氣式高超聲速飛行器技術研究提供重要參考。

1 高超聲速飛行器特點

吸氣式高超聲速飛行器是以超燃沖壓發動機為動力，在大氣層內能夠實現長時間、遠航程、高超聲速飛行，其主要氣動特點是：采用機體/推進一體化的氣動布局形式；在大空域飛行時存在飛行走廊；高超聲速飛行器升阻比不高，存在升阻比屏障； 長時間在大氣層中飛行，飛行器面臨內外交困的燃燒熱和嚴酷的氣動加熱環境。

1.1 氣動/發動機性能耦合

圖1 高超聲速飛行器受力示意圖[8]Fig.1 Schematics of forces on hypersonic vehicle[8]

由于超燃沖壓發動機推力裕度小，采用機體/推進一體化的氣動布局形式以實現飛行器的推阻平衡。如X-43A飛行器，將發動機系統布置在機身的下方，利用前機身作為進氣道的壓縮面，后機身下表面作為一個自由膨脹面，以獲得較大的推力。這種布局使得作用在飛行器上的力、力矩與以往飛行器完全不同，發動機系統除了產生推力以外，還產生了推進升力( Propulsive Lift)和推進力矩(Propulsive Moment)，文獻[8]中給出了這類飛行器各部件的受力特點，如圖1所示。圖中：α為迎角；V∞為來流速度；XT為飛行器軸向的質心位置；G為飛行器的重力；F1、F5和F6分別為前體壓縮面、空氣舵面、機身上所受的氣動力；F2、F3和F4分別為外噴管、進氣道、內噴管所受的力。其中：F2是由發動機噴流與自由來流空氣相互作用而產生的力；F3是由前體壓縮氣流改變流動方向而產生的力；F4是由發動機尾噴管內流道而產生的力。發動機產生的推進升力為F2和F4在Y軸上的投影分量，F2和F4對飛行器均產生推進力矩，相對質心XT，F2對飛行器產生低頭俯仰力矩，F4產生抬頭俯仰力矩，其值大小受飛行器外流和發動機噴流的影響。

由此可見，吸氣式高超聲速飛行器外流與發動機內流的相互耦合作用直接影響飛行器的推力、升力、阻力、力矩配平、操穩特性匹配及總體性能，多學科強耦合是一體化高超聲速飛行器的典型特征。

1.2 飛行走廊

圖2 等動壓飛行條件下高度與馬赫數的關系曲線[10]Fig.2 Altitude vs flight Mach number trajectories for constant dynamic pressure[10]

高超聲速飛行器在大空域飛行時存在飛行走廊，飛行馬赫數與高度應合理匹配，使得動壓值約束在一定范圍內。超燃沖壓發動機可以工作到Ma=12或更高[9]。考慮到發動機空氣捕獲流量對推力的影響，飛行高度H應在50 km以下。飛行器在進行高速飛行時受到超燃沖壓發動機工作效率、飛行器升力/重力平衡能力、飛行動壓、飛行過載以及熱流密度等各類約束，高超聲速飛行器須設計在相對窄的動壓范圍內飛行，動壓一般設計在20～90 kPa范圍內[10]，即存在飛行走廊。飛行器的飛行邊界可以通過馬赫數和高度構成的平面關系圖來表述，如圖2所示。飛行走廊的上邊界由超燃沖壓發動機的工作效率和飛行器升力/重力平衡決定，飛行走廊的下邊界由基于飛行器熱防護考慮的氣動熱流密度、基于結構承載能力考慮的過載以及基于氣動面和彈體結構承載能力考慮的飛行動壓等共同決定。如X-43A的飛行試驗[2]，以Ma=7飛行時，飛行高度為29 km，動壓為48 kPa；以Ma=10飛行時，飛行高度為33 km，動壓為46 kPa。根據文獻[4]可知，X-51A的第1次飛行試驗最高馬赫數達4.87，飛行高度為19 km，動壓非常高，約為107 kPa，對結構要求非常苛刻，這主要是由于X-51A的超燃沖壓發動機加速能力預計不足，使得飛行馬赫數和高度的匹配沒有按照理論設計值來實現，理論上X-51A以Ma=6飛行時，飛行高度約為24 km，動壓約為75 kPa。因此，高超聲速飛行器應按照飛行走廊條件來設計，使得飛行馬赫數與高度匹配合理，動壓控制在一定范圍內。

1.3 升阻比屏障

高超聲速飛行器存在升阻比屏障[11]，其最大升阻比約為6。為了提高飛行器的升阻比，吸氣式高超聲速飛行器可采用乘波體氣動外形。乘波體是一種利用自身激波提高其整體性能的飛行器，它通過利用高超聲速飛行器下部激波產生的高壓氣流，獲得所謂的壓縮升力。在設計狀態下，這種飛行器的前緣乘在一個激波面上，上表面為自由流面，下表面處在激波之后的高壓流場中，從而可以產生比較大的升力，減小阻力。由于壓縮升力作用，極易于實現飛行器同推進系統的一體化設計，采用乘波體方法設計氣動外形是吸氣式高超聲速飛行器氣動研究的一個重要方向。例如：X-51A是帶乘波體特征的超燃沖壓發動機演示驗證器(Scramjet Engine Demonstrator-WaveRider, SED-WR)，前體具有乘波體特征，采用尖化前緣騎波原則使激波附體，避免下表面高壓氣流溢流到上表面，其迎風面為激波壓縮面，產生壓縮性升力，背風面盡量保持自由流，減小阻力。

1.4 氣動熱環境

吸氣式高超聲速飛行器長時間在大氣層中飛行，氣動加熱嚴酷，相對以往再入飛行器而言，它面臨的氣動熱環境具有低焓、中等熱流、加熱時間長、動壓高的特點。超燃沖壓發動機工作時，飛行器面臨內外交困的燃燒熱(以Ma=7飛行時，溫度可達3 000 K)和氣動熱(溫度可達2 100 K)環境。為了實現飛行器長航時精確控制，飛行器需采用微燒蝕、維型式的防熱設計；為了確保發動機進氣道正常起動和提高飛行器升阻比，飛行器的頭部、翼舵前緣等局部外形需要進行尖銳化設計，如X-43A以Ma=7飛行時的頭部尖化前緣半徑為0.75 mm，以Ma=10飛行時頭部尖化前緣半徑僅為1.2 mm[12]。尖前緣、飛行器局部干擾區附近等部位熱環境更加嚴酷。為了確保進氣道起動、發動機穩定工作，在前體壓縮面需安裝強制轉捩裝置，而強制轉捩裝置流動復雜，氣動熱環境預測難。

上述飛行器特有的熱環境、防熱設計目標和外形特點使它的熱防護系統設計面臨著與以往再入式飛行器完全不同的全新挑戰。

2 飛行器氣動設計的主要問題分析

由于高超聲速飛行器機體和發動機強烈耦合，使得這類高度一體化的飛行器受力十分復雜。飛行器外流與發動機內流的相互耦合作用直接影響飛行器的推力/阻力、操穩特性和升阻比特性，是高超聲速飛行器設計中必須重點解決的問題。

2.1 飛行器推阻匹配

超燃沖壓發動機給飛行器提供的推力裕度較小，主要是發動機進出口沖量差小，由于發動機進口氣流的沖量高，在尾噴管產生的出口氣流沖量中，90%要用來抵消進口氣流沖量和克服飛行器氣動阻力，而只有約10%是作為凈推力提供給飛行器作為動力的。可見，超燃沖壓發動機的技術指標是約束氣動布局的關鍵參數。飛行器氣動設計時，首先必須實現推阻匹配，即在發動機推力有限的情況下，應盡量減小飛行器阻力，提高升阻比，并降低飛行器的質量。

燃油比沖和空氣流量決定了發動機的推力性能。一方面，比沖是發動機性能的一項綜合指標，要提高比沖性能，反映在飛行器內流道設計上即要求進氣道壓縮損失小、燃燒室燃燒完全、尾噴管膨脹充分。作為飛行器的推進裝置，其設計也受到飛行器輪廓尺寸的約束。因此，前體/進氣道一體化、后體/尾噴管一體化設計技術是關鍵，直接影響發動機性能的提高。另一方面，在比沖一定的條件下，捕獲面積越大，發動機推力越大，則飛行器加速爬升時間越快。但是，捕獲面積過大，會帶來巡航時燃油當量比過小而導致組織燃燒困難的問題，也會造成飛行器外形設計的難度加大。因此，基于貧油燃燒可行性和加速爬升能力等方面的考慮，合理選擇發動機的捕獲面積，是一個非常重要的設計參數。

飛行器阻力主要影響飛行器2個任務的完成程度，即巡航經濟性和末端速度可達性。巡航阻力越大，發動機推力需求則越大，在比沖不變的情況下，發動機油耗增加，相應巡航經濟性變差。巡航阻力不僅與飛行器氣動外形相關，同時平衡舵偏角的大小也直接影響阻力特性。因此，設計操穩特性時，應使巡航飛行平衡舵偏角最小，從而降低飛行器阻力。

此外，飛行器以高超聲速飛行，氣動熱環境嚴酷，由于高超聲速推力裕度小，對熱防護質量設計要求苛刻，要實現推阻匹配，需減輕飛行器質量。

綜上所述，飛行器推阻匹配是一個多學科耦合問題，需要通過開展超燃沖壓發動機、前體/進氣道一體化、后體/尾噴管一體化設計技術的研究，以提高發動機性能；通過優化氣動布局，減小阻力，提高升阻比；并通過結構輕質化和設備小型化的研究，降低飛行器和導彈質量，最終解決推阻匹配問題。

2.2 飛行器操穩特性匹配

高超聲速飛行器大空域、寬馬赫數飛行，其氣動性能變化大，同時受超燃沖壓發動機不同工況的影響，給飛行器操穩特性匹配的設計提出了較為苛刻的要求。

從圖1中飛行器的受力特點可以看出，由于前體下表面壓縮產生很大的壓力，即前體壓縮面上產生的升力將給飛行器帶來很大的抬頭俯仰力矩，使飛行器縱向靜不穩定。前體/進氣道頭部平面形狀、寬度和最寬位置距飛行器頭部的距離，以及進氣道初始壓縮角與前體長度等這些關鍵參數的選取，均直接影響抬頭俯仰力矩的大小，需合理設計才能改善飛行器縱向穩定性。此外，由于前體下表面壓縮強度強，使得飛行器上下外形不對稱，零迎角時產生抬頭力矩，從而帶來飛行器配平力矩問題。可見，前體/進氣道一體化設計對飛行器操穩特性匹配非常關鍵。

圖1中F2是由發動機噴流與自由來流空氣相互作用而產生的力，由于尾噴管的后體下表面的壁面壓力對發動機的工作狀態比較敏感，受來流條件的影響，后體下表面F2所產生的低頭俯仰力矩會隨發動機的工作狀態而發生改變，從而嚴重影響整個飛行器的縱向操縱特性，同時對穩定性也有一定影響。此外，為了保證飛行器在發動機點火工作和關機變化過程中的俯仰力矩變化不大、飛行軌跡可控，應確保飛行器在轉級點和巡航關機點的冷熱態俯仰力矩變化量不大，且在空氣舵能力的控制范圍內，否則將使縱向靜不定的飛行器難以控制。因此，后體/尾噴管一體化設計對飛行器操穩特性匹配也起著關鍵作用。

綜上所述，采用腹部進氣升力體布局的高超聲速飛行器，由于前體壓縮產生了一個很大的抬頭俯仰力矩，縱向為靜不穩定，給控制設計帶來困難；后體/尾噴管隨發動機的工作狀態而發生改變，影響操穩特性，發動機產生的冷熱態俯仰力矩變化量需控制在一定范圍內。由此可見，必須通過開展前體/進氣道一體化與后體/尾噴管一體化設計技術的研究，才能解決高超聲速飛行器操穩特性匹配的難題。

2.3 升阻比特性

根據高超聲速飛行器特點分析，飛行器存在升阻比屏障，但升阻比是實現飛行器航程指標的重要參數。如何提高升阻比特性是飛行器設計中面臨的關鍵問題。吸氣式飛行器在25～30 km空域內以高超聲速巡航飛行時，空氣密度非常稀薄，是海平面的1/30～1/60左右，飛行器要維持巡航飛行，必須具備較大的升力，以實現升力與重力的平衡。如果增加飛行器巡航時的飛行迎角，雖然也能增加升力，但同時會帶來阻力的增大，由于超燃沖壓發動機推力裕度小，這將可能影響飛行器推阻匹配的要求。另外，如果采用較大尺寸的升力面，雖然能保證飛行器升力與重力平衡，但需要解決飛行器尺寸受發射裝置約束條件下的高升阻比氣動外形設計問題；對于高超聲速飛行器，由于氣動加熱嚴酷，巡航級飛行器如果采用大尺寸的升力面，將帶來熱氣動彈性問題，同時也給助推加速級飛行器(或一級飛行器)的操穩設計帶來很大困難。由此可見，高升阻比飛行器外形的設計，是一個多學科優化問題。

吸氣式高超聲速飛行器升阻比一般不高。根據文獻[2]和文獻[12]分析X-43A的相關氣動性能，發現其升力不足，在巡航迎角α=2°時的升力大約只有5 194N，遠遠低于飛行器的總質量(約為1 350kg)，在Ma=7、α=2.0°～2.5°下飛行時，升阻比約為2。根據文獻[4]中的分析，X-51A通氣狀態的升阻比也比較低，在Ma=6、α=4.0°～5.0°時，巡航升阻比基本在2.2～2.5之間。但畢竟X-43A和X-51A均是以超燃沖壓發動機為核心進行設計的飛行演示驗證器，作為適用的高超聲速飛行器，為了實現遠距離飛行，必須提高升阻比。文獻[8]的研究結果表明，要達到1 500 km 巡航飛行距離，所需最小升阻比應大于3。

總之，提高升阻比是高超聲速飛行器設計中需解決的關鍵問題。解決途徑主要有：① 通過采用乘波體設計方法，優化氣動布局，提高升阻比；② 在考慮升重平衡、推阻匹配等條件下，可通過選擇合理的巡航飛行迎角，達到飛行器最大的升阻比；③ 在總體指標要求約束下，開展多學科優化設計，以提高升阻比。

3 由機體/推進一體化設計獲得的啟示

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，而機體/推進一體化的核心則是飛行器前體與進氣道的一體化、后體與尾噴管一體化。此外，高超聲速邊界層轉捩也是高超聲速飛行器研制中一個非常重要的問題。X-43A和X-51A在前體/進氣道一體化、后體/尾噴管一體化、邊界層強制轉捩裝置設計等方面，開展了大量的研究工作，并成功地進行了3次飛行試驗，在一定程度上驗證了典型狀態下所建立的設計方法。以下重點針對這幾個方面，分析其研究思路，并給出相應的啟示。

3.1 前體/進氣道一體化設計

前體/進氣道承擔著為發動機燃燒室提供滿足一定流量、壓力和速度要求的高品質空氣的重任，其性能好壞直接影響發動機的推力性能，同時也影響著整個飛行器的升力、阻力、配平力矩與穩定性等氣動性能。可見，前體/進氣道是飛行器外形設計的關鍵部件，需進行一體化設計。

高超聲速進氣道設計的一般要求為[13]：在滿足燃燒室進口的壓力、溫度條件下，使壓縮過程損失最小，效率最高；為保證燃燒室的正常工作，應使進氣道出口流場盡量均勻；要求進氣道正常工作范圍盡可能寬，抗反壓能力盡可能高。此外，高超聲速進氣道的壓縮形式及構型設計直接影響飛行器的總體布局、升力/阻力特性、有效容積等。進行前體/進氣道一體化設計時需高度關注的主要設計參數有：① 進氣道頭部平面形狀與前緣形狀的設計，其直接影響前緣熱環境、飛行器阻力和發動機流場品質等；② 進氣道寬度及最寬位置距飛行器頭部的距離直接影響飛行器的前體抬頭俯仰力矩和流量系數等；③ 進氣道初始壓縮角的選取是一個內外流耦合的關鍵量，一方面，它和進氣道的壓縮量、總壓恢復系數、起動能力等性能息息相關，另一方面，它往往決定了前體/進氣道的波阻大小，而且它也決定了前體/進氣道的長度，從而影響飛行器的穩定性；同時，前體壓縮角度還影響前設備艙的有效容積。

圖3 X-43A 外形示意圖[14]Fig.3 Schematics of configuration of X-43A[14]

X-43A和X-51A飛行器均采用基于二維壓縮進氣道的腹部進氣前體構型，平面二維壓縮的高超聲速進氣道具有結構簡單、便于實現一體化設計等優點。根據文獻[14]， X-43A飛行器外形扁平，前體構型的主要特點是，采用三級二維壓縮，進氣道壓縮角總共為16°，總收縮比為6，頭部近似楔形體，前體較寬，前體長度較長，約占飛行器總長的46%，如圖3所示。文獻[8]的研究結果表明，類似X-43A腹部進氣升力體布局飛行器前體產生了很大的阻力與升力，在冷通流條件下，前體阻力約占飛行器冷通流總阻力的60%，前體升力約占總升力的70%。可見，前體會產生較大的抬頭力矩，使得飛行器縱向靜不穩定。X-43A飛行器研制過程中，在前體采用鎢合金配重的方法，通過調整質心位置，使質心在氣動壓心前面，來實現縱向靜穩定，從而降低了飛行器控制的難度，以滿足飛行演示驗證發動機工作的要求。

如圖4所示[4]，X-51A頭部采用局部乘波設計思路，進氣道壓縮角很小，總壓縮角約為7°，總收縮比約為5，前體長度約占總長的42%。與X-43A相比，其外形為細長體外形，采用了縱向靜不穩定的設計思路，技術上朝著實用的飛行器方向發展。為了減小進氣道壓縮面帶來的抬頭力矩影響，增加了前體上表面的壓縮角，使得前體上下外形基本對稱，減小零迎角時的抬頭力矩，從而降低配平力矩所需的舵偏角，也減小配平阻力。

圖4 X-51A外形示意圖[4]Fig.4 Schematics of configuration of X-51A[4]

所得到的啟示是：采用腹部進氣升力體布局的高超聲速飛行器，前體壓縮產生了一個很大的抬頭俯仰力矩，縱向為靜不穩定；X-51A的前體設計更接近工程實用的飛行器，采用縱向靜不穩定的設計思路，并被飛行試驗驗證，該項技術值得借鑒；在保證發動機需求條件下，前體可采用局部乘波，使阻力減小；前體壓縮角小、寬度較窄，有利于降低前體的抬頭力矩，從而改善飛行器的操穩特性設計。另外，采用飛行器上表面壓縮角比下表面壓縮角大的設計方法，一可以減小前體的抬頭力矩，二可以增加飛行器容積，以滿足飛行器總體布局要求。

3.2 后體/尾噴管一體化設計

高超聲速飛行器在大空域寬馬赫數飛行時，噴管的落壓比變化范圍較大，為擴大噴管的工作范圍，減輕結構重量，多將飛行器后體一部分作為噴管的膨脹面，即采用斜切噴管，發動機噴流邊界能夠根據環境參數調整，以適應大空域寬馬赫數飛行。由于超燃沖壓發動機尾噴管的非對稱性，后體/尾噴管不僅產生推力，同時對飛行器產生推進升力和推進力矩。可見，后體/尾噴管一體化設計是高超聲速飛行器研究的重要內容，其設計水平直接影響飛行器的總體性能。后體/尾噴管一體化設計思路主要體現在以下2個方面：

1) 超燃沖壓發動機尾噴管直接決定飛行器的最大機身橫截面積，影響飛行器的推力和阻力特性，尾噴管橫截面積的設計是飛行器設計的關鍵。超燃沖壓發動機相對亞燃沖壓發動機，其工作的馬赫數更高，尾噴管的膨脹比要求更大，在相同捕獲面積的情況下，超燃沖壓發動機的尾噴管出口面積更大。超燃沖壓發動機尾噴管出口截面一般就是高超聲速飛行器機身的最大橫截面，飛行器機身的最大橫截面面積與阻力相關，而尾噴管出口面積與發動機推力相關。因此，需通過飛行器后體/尾噴管一體化設計，使得飛行器有最佳的推阻匹配特性。

2) 后體/尾噴管對發動機冷/熱態俯仰力矩和升力有顯著影響。進行一體化設計時，需將冷熱態俯仰力矩差控制在一定范圍內，以確保發動機工作與不工作變化時，飛行器操縱性均滿足要求。

X-43A和X-51A代表2類采用不同后體/尾噴管的高超聲速飛行器：X-43A采用了非對稱斜切噴管，整個飛行器后體的下表面就是尾噴管的膨脹面；X-51A采用了尾部齊平的非對稱噴管，噴管內壁面和后體外壁面是獨立分開的。由于發動機內通道為超聲速氣流，氣流拐彎損失大，很難像亞燃沖壓發動機那樣，采用完全對稱的噴管，因此，超燃沖壓發動機一般采用非對稱噴管。但相對斜切噴管來講，非斜切噴管減小了發動機排氣對飛行器后體的影響，降低了飛行器氣動與發動機性能的相互耦合程度，使冷熱態的力矩差得到了改善。

為了更好地了解斜切噴管對飛行器力矩的影響，本文針對斜切與非斜切2種典型的非對稱噴管進行了流場數值模擬。模擬來流的條件為Ma=6.5、H=27 km，給定噴管熱態、冷態入口參數，熱態參數為：總溫Tt=2 835 K、總壓Pt=317 kPa，定壓比熱容cp=1 408 J/(kg·K)；冷態參數為：Tt=1 880 K，Pt=1 500 kPa，cp=1 034 J/(kg·K)。采用理想氣體模型，基于Navier-Stokes方程求解，湍流模型為k-ω剪切應力輸運(k-ωSST)。圖5和圖6給出了熱態情況下2種非對稱噴管的壓力云圖與冷熱態情況上下壁面的壓力分布。

由圖5可見，由于非斜切噴管上下膨脹面的非對稱性，出口氣流方向偏上，根據動量定理，噴管必然產生朝下的作用力，熱態與冷態尾噴管對飛行器均產生抬頭力矩。從上下壁面壓力分布圖也可看出，噴管冷態時流動處于過膨脹狀態，上下壁面壓力遠小于熱態的壓力，下壁面壓力高，產生抬頭力矩，上壁面產生低頭力矩，綜合作用產生抬頭力矩。由此可見，非斜切噴管冷熱態力矩是2個抬頭力矩相減，外流對內噴管流動影響小，并通過優化設計下壁面膨脹角，可改善尾噴管非對稱性，減小上下壁面壓力差，從而減小抬頭力矩及冷熱態力矩差。

圖5 非斜切噴管的壓力云圖與冷熱態上下壁面壓力分布Fig.5 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of non-scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

圖6 斜切噴管的壓力云圖與冷熱態上下壁面壓力分布Fig.6 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

從圖6可見，由于斜切噴管下壁面較短，流動相對復雜，出口氣流與外界來流相互作用，即發動機與外流耦合程度高。冷熱態情況，噴管產生的力矩特性變化規律的機理與非斜切噴管相同，但由于下壁面短，相對非斜切噴管，可適當減小飛行器的抬頭力矩，但冷熱態力矩差受噴管型面與外流影響大，難以控制。此外，對于斜切噴管，其優點是，由于噴管下壁面短，發動機噴流邊界能夠根據自由來流的環境參數進行調整，適合寬馬赫數飛行。

得到的啟示是：X-43A和X-51A外形不同，X-43A是以大型尺度的高超聲速飛行器為原型的縮尺飛行器，氣動外形扁平，采用斜切噴管，發動機噴流邊界能夠根據環境參數調整，有利于發動機大空域、寬馬赫數范圍工作，同時也可以有效減小飛行器的尺寸和重量，適用于高超聲速飛機與空天飛行器，但飛行器與發動機性能高度耦合。X-51A是一種小尺度的高超聲速飛行器，類似于導彈的細長體外形，相對高超聲速飛機和空天飛行器來講，飛行馬赫數和高度變化范圍不大，采用非斜切噴管，機體/推進一體化耦合程度減弱，從而改善了發動機冷熱態力矩差對飛行器操縱性的影響，導彈外形設計可以借鑒X-51A的設計思路。

3.3 強制轉捩裝置的設計

邊界層轉捩是吸氣式高超聲速飛行器所面臨的關鍵問題之一，對高超聲速飛行器的影響主要表現在以下方面：① 邊界層轉捩對飛行器的氣動力性能和氣動熱環境有影響；② 邊界層轉捩對超燃沖壓發動機進氣道起動和發動機性能有重大影響。由于前體進氣道存在復雜的激波-邊界層干擾，當進氣道的流動為層流時，容易在進氣道壓縮面的拐角和隔離段入口激波反射區產生分離，嚴重時會導致進氣道不起動。提高進氣道氣動性能的一種有效方法就是在前體加裝強制轉捩裝置，使流動從層流變為湍流，減少流動分離，提高流動抗反壓能力，確保進氣道的起動和超燃沖壓發動機正常工作。同時，進入發動機的流動為湍流時，也有利于燃料的混合與穩定燃燒等，進而提高發動機的性能。由此可見，強制轉捩對吸氣式高超聲速飛行器設計非常重要。

高超聲速強制轉捩裝置最成功的研究和應用首先是在美國的X-43A項目上。X-43A飛行器對邊界層轉捩控制裝置進行了全面系統的研究，并形成了強制轉捩裝置的經驗設計準則，即利用橫向排列的轉捩帶單元——漩渦發生器，產生系列反向旋轉的渦對，轉捩裝置的高度適當低于預測的邊界層高度[12]。Berry等[15]針對縮比的X-43A前體/進氣道模型在美國Langley研究中心20 inch(1 inch=25.4 cm)、Ma=6風洞開展的風洞試驗表明：X-43A進氣道在層流時會在拐角處發生流動分離，影響進氣道的起動。沒有強制轉捩裝置時，由于在拐角處的分離，在第1個斜劈壓縮面結束的地方只有1/3的表面流線進入了隔離段；安裝了強制轉捩裝置后，基本消除了橫向的分離，如圖7所示。

圖7 X-43A進氣道有無強制轉捩裝置的壁面油流圖[15]Fig.7 Oil-flow on X-43A fore-body model without and with forced transition device[15]

此外，X-43A飛行器針對鉆石型、圓柱形、三角形和后掠斜坡型等不同渦流發生器構型開展了對比試驗研究[15]，研究結果表明，鉆石型和后掠斜坡型是比較好的2種構型。雖然鉆石型的轉捩效率比后掠斜坡型強，但是由于后掠斜坡型在熱防護上的優勢，最后優選并采用了后掠斜坡型的轉捩裝置，如圖8所示[15]，并被飛行試驗驗證有效。自X-43A之后，后掠斜坡型強制轉捩裝置得到越來越多的應用，X-51A飛行器借鑒了X-43A的研究成果，也采用了后掠斜坡型強制轉捩裝置，如圖9所示[16]。

圖8 X-43A強制轉捩裝置照片[15]Fig.8 Photograph of the forced transition device on X-43A fore-body[15]

圖9 與X-51A飛行試驗比對研究的強制轉捩裝置[16]Fig.9 Layout of the forced transition device for comparative studies with X-51A flight test[16]

從X-43A和X-51A強制轉捩裝置的設計得到的啟示是：采用強制轉捩技術使流動轉變為湍流，減少流動分離，對超燃沖壓發動機進氣道的起動與穩定工作起關鍵作用，特別是對于小尺度的吸氣式飛行器必須安裝強制轉捩裝置；強制轉捩裝置的設計目標是，保證進氣道的流動是湍流，減少前體的橫向溢流，同時還需考慮強制轉捩裝置的熱防護要求、對阻力的影響和在飛行器上升段引起的對封閉進氣道唇口附加熱流的影響；強制轉捩裝置主要采用渦流發生器構型，防熱性能比較好的后掠斜坡型渦流發生器適用于吸氣式高超聲速飛行器。

4 結 語

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點是氣動與發動機性能高度耦合，機體/推進一體化設計水平直接影響飛行器的推阻匹配、操穩特性匹配及升阻比特性等飛行器總體性能，是高超聲速飛行器的核心關鍵技術之一。而前體進/氣道一體化與后體/尾噴管一體化設計是實現機體/推進一體化設計的關鍵。雖然X-43A和X-51A均是以超燃沖壓發動機為飛行演示目的的飛行器，但其成功的飛行試驗驗證了該類典型吸氣式高超聲速飛行器一體化設計方法的合理性，其設計思路值得借鑒。通過對X-43A和X-51A機體/推進一體化設計技術的綜合分析，得到的主要啟示概括如下：

1)采用基于二維壓縮進氣道的腹部進氣前體構型，其優點是結構簡單、便于實現現一體化設計，適用于小尺度吸氣式高超聲速飛行器。但前體壓縮面產生很大升力，使飛行器縱向靜不穩定。在保證發動機需求條件下，前體采用局部乘波設計，可減小前體寬度，提高升阻比，降低前體的抬頭力矩，從而改善飛行器的操穩特性設計。

2)吸氣式高超聲速飛行器采用斜切噴管，有利于發動機在大空域、寬馬赫數范圍工作，同時可以有效減小飛行器的尺寸和重量，適用于高超聲速飛機與空天飛行器。采用尾部齊平的非對稱全壁噴管，大大改善了發動機冷熱態力矩差對飛行器操縱性的影響，機體/推進一體化耦合程度減弱，適用于導彈外形設計。

3)對于小尺度的吸氣式高超聲速飛行器，前體壓縮面必須安裝強制轉捩裝置，在保證進氣道的流動是湍流條件下，防熱性能比較好的后掠斜坡型渦流發生器適用于吸氣式高超聲速導彈。在強制轉捩裝置的設計方面，無論是在試驗條件還是設計方法方面，我國還處于起步研究階段，美國X-43A和X-51A飛行器通過開展大量的風洞試驗和寶貴的飛行試驗，所建立的強制轉捩裝置設計方法，值得我們借鑒。

[1] Wei Y Y, Liu P, Zhang D Q, et al. Development of foreign hypersonic technology and analysis of flight tests[J]. Winged Missiles Journal, 2010(5): 2-9 (in Chinese). 魏毅寅, 劉鵬， 張冬青, 等.國外高超聲速技術發展及飛行試驗情況分析[J].飛航導彈， 2010(5): 2-9.

[2] Joyce P J, Pomroy J B. The Hyper-X launch vehicle: challenges and design considerations for hypersonic flight testing, AIAA-2005-3333[R]. Reston: AIAA, 2005.

[3] Hank J M, Murphy J S, Mutzman R C. The X-51A scramjet engine flight demonstration program, AIAA-2008-2540[R]. Reston: AIAA, 2008.

[4] Mutzman R, S Murphy. X-51 development: a chief engineer’s perspective[C]∥17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston: AIAA, 2011.

[5] Richardson D. Causes sought for X-51A failure[J]. Jane’s Missiles & Rockets, 2012.

[6] Jennings G. Waverider set for third hypersonic test-flight[J]. Jane’s Missiles & Rockets, 2012.

[7] Richardson D. Fourth X-51A Waverider sustains Mach 5.1 for six minutes[J]. Jane’s Missiles & Rockets, 2013.

[8] Luo J L, Xu M, Liu J. Research on lift and drag characteristics for the integrated configuration of hypersonic vehicle[J]. Journal of Astronautics, 2007, 28(6): 1478-1481 (in Chinese). 羅金玲， 徐敏， 劉杰. 一體化外形的高超聲速飛行器升阻特性研究[J]. 宇航學報， 2007, 28(6): 1478-1481.

[9] Reubush D E, Nguyen L T, Rausch V L. Review of X-43A return to flight activities and current status, AIAA-2003-7085[R]. Reston: AIAA, 2003.

[10] Heiser W H, Pratt D T. Hypersonic airbreathing propulsion: AIAA education series[M]. Washington, D. C.: AIAA Inc., 1994: 39.

[11] Anderson J D. Hypersonic waveriders：where do we stand, AIAA-1993-0399[R]. Reston: AIAA, 1993.

[12] Berry S, Daryabeigi K. Boundary layer transition on X-43A, AIAA-2008-3736[R]. Reston: AIAA, 2008.

[13] Seddon J, Goldsmith E L. Intake aerodynamics[M]. London: Blackwell Science Ltd., 1985: 5-15.

[14] Engelund W C, Holland S D, Cockrell C E, Jr. Aerodynamic database development for the Hyper-X airframe integrated scramjet propulsion experiments, AIAA-2000-4006 [R]. Reston: AIAA, 2000.

[15] Berry S A, Auslender A H, Dilley A D. Hypersonic boundary-layer trip development for Hyper-X, AIAA-2000-4012[R]. Reston: AIAA, 2000.

[16] Wadhams T P, MacLean M G, Holden M S. A review of transition studies on full-scale flight vehicles at duplicated flight conditions in the LENS tunnels and comparisons with prediction methods and flight measurement, AIAA-2010-1246[R]. Reston: AIAA, 2010.

Tel: 010-68191238

E-mail: 13601293188@139.com

*Corresponding author. Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design

LUO Jinling1,*, LI Chao1， XU Jin2

1.BeijingAerospaceTechnologyInstitute,Beijing100074,China2.BeijingElectro-MechanicalEngineeringInstitute,Beijing100074,China

Airframe/propulsion integrated design is the key technology for hypersonic vehicles. The fore-body and the after-body of vehicles are not only aerodynamic surface, but also either the external-compression surface of engine inlet or the expansion surface of rear nozzle. Hence airframe/propulsion integrated design directly affects aerodynamic characteristics and performances of propulsion. In this paper, the main characteristics of hypersonic vehicle is introduced and crucial aerodynamics issues such as thrust matching with drag and lift-to-drag ratio, as well as maneuverability matching with stability etc., are reviewed. Through a comprehensive analysis of airframe/propulsion integrated design techniques, based on foreign typical hypersonic vehicles and aerodynamic design methods of critical components, the fore-body/inlet integration, after-body/nozzle integration and forced boundary-layer transition device etc., are summarized and some valuable inspirations are obtained. The conclusions could provide important references for the investigation of air-breathing hypersonic technology.

hypersonic vehicle; airframe/propulsion integrated design; fore-body/inlet; after-body/nozzle; forced transition device

2014-06-11； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-10-08； Published online： 2014-10-09 08:26

National Level Project

2014-06-11; 退修日期： 2014-09-12; 錄用日期： 2014-10-08; 網絡出版時間： 2014-10-09 08：26

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0226.html

國家級項目

Luo J L, Li C, Xu J. Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 39-48. 羅金玲, 李超， 徐錦．高超聲速飛行器機體/推進一體化設計的啟示[J]． 航空學報, 2015, 36(1): 39-48.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0226

V11

A

1000-6893(2015)01-0039-10

羅金玲 女， 博士， 研究員。主要研究方向： 飛行器設計。

*通訊作者.Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

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