HIFiRE項目中氣動/推進一體化高超聲速飛行器設計研究

鄧 帆, 葉友達, 焦子涵, 劉 輝

(1. 中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室, 北京 100191; 2. 中國空氣動力研究與發展中心 國家計算流體力學實驗室, 四川 綿陽 621000; 3. 謝菲爾德大學 機械工程學院, 謝菲爾德 S13JD)

HIFiRE項目中氣動/推進一體化高超聲速飛行器設計研究

鄧 帆1,3,*, 葉友達2, 焦子涵1, 劉 輝1

(1. 中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室, 北京 100191; 2. 中國空氣動力研究與發展中心 國家計算流體力學實驗室, 四川 綿陽 621000; 3. 謝菲爾德大學 機械工程學院, 謝菲爾德 S13JD)

美澳通過HIFiRE項目在高超聲速飛行器的氣動、推進和控制等領域進行了深入探索，并對一體化設計有動力飛行器的高速性能進行了評估。以單項驗證、步步推進的系列飛行試驗方式，對乘波體布局以及不同動力方式開展原理研究，結合飛行試驗對設計狀態進行驗證，取得一系列有價值的飛行數據和階段性成果。通過梳理氣動/推進一體化過程中相關飛行試驗，提煉出總體設計中的關鍵技術和試驗結論，并對有動力飛行器的發展趨勢作了分析。研究顯示發生轉捩的單位雷諾數范圍在3×106～4×106之間，適應小迎角高升力特點的乘波體與超燃沖壓發動機的組合成為優選方案，所取得的成果為帶超燃沖壓發動機高速飛行器總體方案設計提供了一定的參考。

氣動布局；推進系統；一體化設計；高超聲速；飛行試驗

0 引 言

近年來以美國為主的西方大國加速了對臨近空間的探索，在技術轉化目標上，主要瞄準中遠程高速打擊武器，X-43系列及HyFly項目的失利使得美國開始重視高超聲速領域重點專業的基礎理論研究，同時為提升效率和分擔風險，美國空軍研究實驗室(AFRL)和澳大利亞國防科技機構(DSTO)牽頭于2006年啟動了HIFiRE(Hypersonic International Flight Research Experimentation Program)項目，多國國防機構以及科研單位參與，如圖1所示，旨在采用“經濟、可行、原理性試驗手段”研究重要的高超聲速現象，從而加速遠程精確打擊飛行器的技術發展，項目定位于為X-51以及后續全球遠程高速打擊武器(HSSW)積累技術基礎[1-2]。近期目標為戰術巡航導彈(5～10年)，中期目標為高超聲速飛機(10～20年)，遠期目標為吸氣式推進的跨大氣層飛行器、空天飛機(20～30年)。

在HIFiRE項目中，總體目標是對帶超燃沖壓發動機的乘波體飛行器高超聲速性能進行驗證，按照不同專業及層級分為3部分，第1部分是系統測試、轉捩機理研究以及乘波體布局設計，包括HIFiRE-0、HIFiRE-1、HIFiRE-5、HIFiRE-5B、HIFiRE-4；第2部分是對超燃沖壓發動機模態轉換、燃料注入方式以及進氣道性能的驗證，分別為HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7、HIFiRE-7B；第3部分是采用自適應控制策略的一體化設計飛行器無動力滑翔及有動力巡航的性能驗證，即HIFiRE-6、HIFiRE-8，同時系列試驗中涉及防隔熱材料及結構設計等技術的驗證，項目具體情況如表1所示。

表1 HIFiRE項目飛行試驗Table 1 Flight test of HIFiRE project

目前已完成8次飛行試驗，截至2017年預計還將開展3次飛行試驗(考慮HIFiRE-7失敗后增加的HIFiRE-7B)。作為近10年來在探索臨近空間有動力飛行器技術方面國際參與度最高、系列試驗次數最多、獲取飛行試驗數據量最大的項目，在氣動布局設計和推進系統研發等多方面取得一系列有價值的數據。本文圍繞氣動/推進一體化技術，聚焦氣動、動力和控制等專業，梳理相關飛行試驗研究成果。

1 乘波體設計及控制策略驗證

在30km左右高度飛行的高超聲速飛行器氣動方面首要面臨的問題是轉捩，在一定雷諾數、高度、姿態下，由于轉捩導致的氣動熱及壓心位置變化對飛行器的材料和控制系統均有關鍵性影響，為此在經過HIFiRE-0對發射、遙測系統的測試過后，采用同樣的二級助推Terrier-Orion將7°半錐角的圓錐體有效載荷送入30km高度的試驗段，為研究激波邊界層干擾載荷尾部帶33°外擴圓柱，在彈道下降段進行了轉捩試驗[3-6]，如圖2所示。

為研究升力體外形的轉捩特點，HIFiRE-5載荷設計為長短軸之比為2∶1的橢圓錐，使得三維效應和橫向流動更加明顯[7-9]，飛行彈道如圖3所示，采用二級助推VS-30發射，由于二級火箭未成功點火，試驗失敗，后續的HIFiRE-5B進入試驗窗口幾秒后因為舵面燒蝕產生滾動發散，造成飛行器失控，取得了部分試驗數據。

飛行試驗結果顯示，圓錐體外形上橫向流動和Mack第二模態的不穩定性是引起轉捩的主要因素，而橢圓錐外形上流動特點為沿中心線的第二模態以及前緣和中心線之間的橫流渦誘導轉捩[10-12]；轉捩位置從后體向前端推進，橫流失穩導致的轉捩過程中背風面先于迎風面轉捩；圓錐體外形隨著迎角的增加橫流增大，而橢圓錐表面變化趨勢恰好相反；轉捩發生的單位雷諾數范圍在3×106～4×106之間，熱敏傳感器顯示激波邊界層的干擾使得飛行器擴張段轉捩后熱傳導數值迅速上升4倍。

在臨近空間的飛行器布局設計時，需要綜合考慮裝填比和升阻特性[13]，高升阻比是設計優先目標，升力體和乘波體在這兩方面各有優劣，作為帶動力飛行器，還需要滿足推進系統正常工作的姿態約束，升力體的高升阻比主要體現在中等迎角，相比較而言，乘波體在小迎角范圍的高升阻特性與超燃沖壓發動機進氣道對迎角的需求匹配度更高，同時，不同方法構造的乘波體外形中，密切錐面乘波體在與進氣道外形的融合及綜合氣動性能方面表現較好[14]，因此HIFiRE-4方案設計中采用了密切錐面乘波體，全長1.989m，寬0.512m，底部平面高0.289m，重心位置Xcg=0.586。主翼外沿截斷以適應整流罩邊界尺寸，兩側的豎直平面在保證航向穩定性的同時可防止翼尖三維效應產生泄壓而造成升力損失，更好體現出乘波體的高升阻比優勢，Ma=7、q=35kPa時乘波體在5°迎角附近達到5.6的最大升阻比，在進行大迎角機動時2左右的升阻比也與常規旋成體外形相當[15]，由于飛行器滑翔飛行段主要在30km以及Ma3以下，因此材料上設計為銅制迎風前緣，鋁制大面積體身，彈道規劃如圖4所示。

除了對乘波體的氣動特性進行驗證外，HIFiRE-4另一個目的是測試高超聲速助推滑翔飛行器大氣層內的姿態控制能力[16-17]。方案設計中2個相同的飛行器“背靠背”安裝，沿彈道下降過程中在29.5km高度彈道傾角-70°，通過氣動控制25°大迎角拉起到33km高度，速度降為Ma4，在高度27km以6°迎角實現水平滑翔，其后2個飛行器開展各自機動，DSTO飛行器控制實現大迎角拉起，Boeing飛行器驗證水平滑翔控制。在大迎角機動過程中，為保證飛行器的姿態可控，需要在彈道規劃上重點關注動壓和迎角，如圖5所示，拉起后轉為平衡滑翔的過程控制設計為2步:迎角先從25°降到10°，待動壓降到合適值后再減小到-5°，同時通過滾轉產生體身傾側以減小升力從而避免彈道爬升趨勢。

通過HIFiRE-1、HIFiRE-5的飛行試驗，形成并驗證了轉捩的預示手段，積累起對飛行器表面摩擦阻力的計算方法，在HIFiRE-4的布局設計過程中，因為經費和進度的限制未開展地面試驗，采用了以無粘歐拉數值方法搭配摩阻修正的方式搭建全套氣動數據庫，并且在飛行試驗中得到有效驗證。

2 推進系統設計及工作性能評估

超燃沖壓發動機作為HIFiRE項目的推進系統，飛行試驗中設計了HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7分別研究發動機模態轉換，RF(Radical Farming)燃料注入技術以及REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)進氣道性能。

HIFiRE-2采用三級助推Terrier-Terrier-Oriole發射，進入試驗段然后三級點火[18-20]，在86.2kPa的恒定動壓下將馬赫數從5.5加速到8.5，如圖6所示，發動機實現從亞燃到超燃的模態轉換，燃燒物濃度通過TDLAS(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy)完成測量[21]。

為抑制內流場的流動分離，提高流動抗反壓的能力，確保進氣道正常工作，壓縮面邊界層在進入內流道前需要完成轉捩[22-23]，HIFiRE-2的進氣道在距前緣端頭381mm處設置了強制轉捩帶，如圖7所示，帶碳氫燃料超燃沖壓發動機的試驗飛行器在30km高度、Ma=6～8的加速飛行條件下工作了12s，成功完成模態轉換測試。

HIFiRE-3由二級火箭VS-30 Orion助推，彈道高點345km，下降過程中第二級火箭帶飛，試驗段加速達到Ma8、高度30km，有效載荷為軸對稱外形超燃沖壓發動機，三級壓縮內轉式錐形進氣道，采用RF燃料注入技術[24]，通過飛行試驗驗證氫燃料超燃沖壓發動機高收縮比進氣道以及燃燒室的性能。

超燃沖壓發動機在飛行器上的實用化關鍵問題是發動機需要產生凈推力，在設計上通過優化燃燒室長度盡可能減小內流道摩阻及自身結構重量。結合HIFiRE-3飛行試驗，在“RF”燃料注入技術的基礎上，如圖8所示，發展出2種不同的燃料噴射方式：多孔介質燃料噴射PMFI(Porous Media Fuel Injection)和離散孔燃料噴射DPFI(Discrete Porthole Fuel Injection)[25-26]。

DPFI方式由于射流和高速來流干擾形成強弓形激波，導致大的總壓損失，同時造成噴射器附近的流動分離，如圖9所示，PMFI方式射流和高速來流相互作用形成弱斜激波，從而在燃燒室內形成更強的激波串，有效增強燃料/空氣混合，提升燃燒效率[27-28]；與DPFI相比，PMFI方式下燃料在燃燒室內分布更均勻，由燃燒導致的壓力上升也更高，減小了總壓和溫度損失，在載荷設計上，采用PMFI方式達到相同的燃燒效率，燃燒室長度可縮短25%。

HIFiRE-7由二級火箭VSB-30發射，進氣道及有效載荷如圖10所示，為盡可能減少氣動力和推力的軸向不對稱性，2臺超燃沖壓發動機對稱分布，同時其流道具有相同的燃料時間表。飛行試驗用于驗證采用REST進氣道的乙烯燃料超燃沖壓發動機[29-31]，并測量發動機產生的凈推力。試驗飛行段Ma8.5，高度26～32km，HIFiRE-7的上升段和大部分的再入段工作正常，在試驗段飛行結束前15s，遙測數據丟失，評估可能是遙測系統中的電壓調節器過熱，在飛行初期接收的數據表明，飛行器工作正常，飛行軌跡符合預期，超聲速流場在燃燒室成功建立。

在試驗段為達成REST超燃沖壓發動機的最大推力性能，首要關鍵是阻力最小，UQ(University of Queensland)提出通過邊界層內燃燒減阻的方式，涉及燃料噴射以及超聲速湍流邊界層內的氫燃燒[32-33]，燃燒釋放熱量，升高邊界層內溫度，降低了邊界層密度和雷諾應力，從而減少燃燒室摩阻，通過附面層內的燃料燃燒，燃燒室內的摩阻最大可減小61%，有效提高推進系統工作性能。

3 乘波體/超燃沖壓發動機一體化設計

按照總體規劃，依次完成無動力高升阻比乘波體氣動、控制特性研究,發動機工作性能驗證后，氣動/推進的一體化設計成為關鍵技術攻關的重點[34]，為控制項目風險，分為2步進行，第1步是一體化設計通流狀態無動力的帶飛行試驗HIFiRE-6[35]，第2步是有動力巡航飛行試驗HIFiRE-8。HIFiRE-6主要驗證氣動/推進一體化設計的高超聲速飛行器的控制能力，彈道規劃如圖11所示，采用Terrier-Terrier-Oriole三級助推，試驗段內速度Ma6～7，維持50kPa動壓進入無動力巡航階段。

飛行器全長2.229m，翼展0.776m，三級助推直徑0.56m，在主動段采用保形整流罩，進入試驗段后拋罩，在通流條件下探索進氣道的啟動范圍，并測試自適應飛行控制系統AFCS(Automatic Flight Control System)高超聲速階段的控制能力[36]。氣動方面主要關鍵點為帶大升力面飛行器的全彈穩定性設計[37-38]，如圖12所示，通過CFD手段進行布局優化來保證高速階段的操穩性能，同時此類飛行器的拋罩及分離安全性均與旋成體飛行器的特性不同，需要大量數值及地面試驗的支撐。

HIFiRE-8采用二級火箭VS-40助推[39]，在與乘波體進行匹配的進氣道方案選擇中，考慮到在一體化設計上的整體性能，REST進氣道由于其外形上方轉圓的特點，前段和乘波體的扁平頭部能實現幾何面上的整體貼合，同時乘波體迎風面能保證對來流的有效預壓縮，和軸對稱進氣道比較有明顯優勢，HIFiRE-8在一體化外形設計的基礎上，目的是驗證帶動力飛行器的巡航及加速性能，飛行彈道與HIFiRE-6相似，如圖13所示，試驗計劃2017年完成Ma7、55kPa動壓條件下30s的巡航飛行。

4 高超聲速有動力飛行器發展趨勢

在HIFiRE項目進行過程中，低成本(采用探空火箭發射)、有一定技術風險的試驗方案是其基本特點，由此試驗開展均是對重點專業技術的驗證和外部環境邊界的探索。提取與布局設計和動力性能測試相關的飛行試驗，按照高度和馬赫數整理，如圖14所示，可見關注重點空域22～38km，速域Ma4～8，對于超燃沖壓發動機推進技術和高超聲速自適應控制系統而言，來流馬赫數和動壓直接影響推進系統的正常工作，因此在超燃沖壓發動機測試的飛行試驗中，基本保持50kPa左右的恒定動壓，同時，這個區域中轉捩和氣動加熱并存，對飛行器氣動性能的需求以及結構材料的約束也影響著飛行走廊的制定，綜合考慮氣動、推進系統的驗證要求，高度上邊界主要由進氣道對空氣的需求量限制，下邊界由飛行器的結構載荷及氣動阻力限制，通過飛行試驗積累起大量此區域的飛行數據，形成對轉捩特性的預示方法以及飛行器氣動性能的快速評估手段，完成超燃沖壓發動機工作性能評估以及對外部環境(迎角、側滑角、動壓等)邊界的探索。

美國在超燃沖壓發動機高超聲速飛行器方面有強大的技術積累[40-42]，從時間縱向上可見，項目的制定有明顯的技術延續性特點，如圖15所示，圖中橫軸是時間，縱軸是飛行高度，飛行器下方是飛試馬赫數及研制單位，Hyper-X以及HyTech對雙模態超燃沖壓發動機的模態轉換和高超聲速工作性能進行了前期驗證，HyFly研究了雙燃燒室超燃沖壓發動機在高超聲速導彈上的應用，HyShot以及HyCAUSE的成功使得美澳基本掌握了Ma4～10超燃沖壓發動機的工程實用性技術，同時，在項目進行過程中注重有效固化階段性成果，做到技術有一定獨立性及拓展性，HIFiRE在開展的同時，美國還與德國聯合開展HIFEX項目，在轉捩的研究上共用HIFiRE-1外形，擴充高超聲速外形氣動數據庫，并在氣動和材料結構研究方面共享成果；通過HIFiRE項目的穩步推進，在高速戰術導彈技術方面支撐X-51以及后續HSSW。

5 結 論

臨近空間范圍的高速飛行器具有高高度、低阻力的飛行優勢，為提升航程和機動性，帶動力的高超聲速飛行器是未來的主要發展方向，根據對HIFiRE項目系列飛行試驗的梳理，得出以下結論：

(1) 臨近空間環境下，高超聲速飛行器的轉捩與多種因素相關，目前相對可靠的判斷依據是雷諾數大小，通過HIFiRE-1和HIFiRE-5的驗證，轉捩起始單位雷諾數在3×106～4×106之間，米量級飛行器發生轉捩的高度在25～35km，需要指出的是，具體情況還需考慮飛行姿態、飛行器結構材料以及物面粗糙度等；在布局設計上通過對轉捩的準確預示可支撐總體方案氣動布局及防隔熱材料的設計，同時，通過飛行試驗驗證，形成了一套快速建立氣動數據庫的數值方法，有效提升了布局設計水平及效率。但從HIFiRE-5B因舵面燒蝕造成飛行器失控的現象可見，在激波干擾以及熱流預示等方面還需要進一步完善數值評估方法；

(2) 推進系統方面，通過對模態轉換、燃料注入方式、進氣道設計和燃氣混合效率的測試，全面掌握超燃沖壓發動機的高超聲速工作性能及外部環境邊界；通過進氣道注入燃料、提升燃燒效率、邊界層內燃燒減阻等方式縮短發動機長度，以低阻高推力為目標優化發動機，瞄準關鍵部件的設計和拓寬工作馬赫數范圍，從而提升飛行器的加速性能；

(3) 在氣動/推進一體化設計過程中，氣動外形設計主要考慮滿足遠射程的高升阻比特性以及適應動力系統的工作模式，適應小迎角高升力特點的乘波體與超燃沖壓發動機的組合成為最優方案；飛行試驗驗證了一體化設計外形的高升阻比特性，在后續試驗中，對大升力面彈頭和主動段分離穩定性、高升阻比飛行器在有/無動力階段轉換過程中的操控性將繼續驗證帶動力飛行器的飛行性能，作為有動力飛行器設計的重點之一，自適應的飛控系統需要在不同外部條件的飛試中進行考驗和優化。

最后，作為一款瞄準戰術打擊武器的研究項目，超燃動力在工程實用化上面臨的最大問題是有效載荷的裝填效率，針對減阻目標設計的氣動/推進高度一體化外形使得飛行器內部裝填空間嚴重受限，在實用化過程中，需要其余系統的集成化、小型化以及配合總體設計的部件異形化做支撐。

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(編輯：張巧蕓)

Research on HIFiRE project’s hypersonic vehicle integrated design of aerodynamic and scramjet propulsion

Deng Fan1,3,*, Ye Youda2, Jiao Zihan1, Liu Hui1

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100191, China; 2. National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 3. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S13JD, UK)

By the HIFiRE project, America and Australia have deeply investigated the aerodynamics, propulsion and controlling system of hypersonic aircrafts. The high-speed ability is evaluated for the integrated design of aircrafts with propulsion system. A series of valuable flight-data and staged achievements are obtained by the flight tests of single-target evaluation and step-by-step improvement, the principal study of waverider shapes and different propulsion systems, and the verification of designing condition by flight tests. The key technique and experimental conclusion are summarized for the overall design by organizing the flight tests of dynamics/propulsion integrated processes. Moreover, the developing trend is analyzed for the aircraft with propulsion system. The results show that the unit Reynolds number of the transition is between 3×106and 4×106, and a combination of scramjet and waverider with high lift characteristics at small attack angle is the optimized design, which gives some suggestions for the overall design of high-speed aircrafts with scramjet.

aerodynamic layout;propulsion system;integrated design;hypersonic;flight test

2016-08-25;

2016-09-30

留學基金委航天國際化創新型人才培養項目(留金法[2015]5138)

DengF,YeYD,JiaoZH,etal.ResearchonHIFiREproject’shypersonicvehicleintegrateddesignofaerodynamicandscramjetpropulsion.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 73-80. 鄧 帆, 葉友達, 焦子涵, 等.HIFiRE項目中氣動/推進一體化高超聲速飛行器設計研究. 實驗流體力學, 2017, 31(2): 73-80.

1672-9897(2017)02-0073-08

10.11729/syltlx20160125

V211.7;V423.9

A

鄧 帆(1982-)，男，四川綿陽人，高級工程師。研究方向：高速飛行器設計。通信地址：北京9200信箱89分箱11號(100076)。E-mail: dengfan@sina.com

*通信作者 E-mail: dengfan@sina.cn