兩級入軌空天飛機氣動布局設計與仿真

文/周嘉明

（中南大學 航空航天學院 湖南省長沙市 410083）

1 引言

以運載火箭和航天飛機為代表的天地往返運輸系統是一種能夠將多種載荷送入地球軌道的運輸工具。隨著航空航天技術的不斷進步，各國對天地往返運輸系統的要求也不斷提高。運載火箭經過多年的發展，技術相對成熟。然而，由于運載火箭不能重復使用，且氧化劑的攜帶降低了火箭的推重比，因此具有較高的發射成本。航天飛機由于維修成本高、系統復雜、可靠性和安全性低等原因使其很難滿足實際的任務需求[1-3]。隨著各國在超燃沖壓發動機及其組合動力關鍵技術方面的不斷突破，使空天飛機的研制成為可能[4]。因此，為了降低發射成本，提高發射頻率，可重復使用的新一代天地往返運輸系統成為各國的研究重點。

空天飛機是一種結合了航空技術和航天技術的新型飛行器，其外形類似于飛機，采用吸氣式組合動力，可以在大氣層內利用空氣產生升力，因此，與運載火箭相比，空天飛機具有較高的推重比。由于它能夠水平起飛和降落，并且可以重復使用，所以減少了地面設備和發射準備時間。因此，空天飛機已成為未來天地往返運輸系統的重點研究方向。根據入軌方式的不同，空天飛機通常可分為單級入軌和兩級入軌兩種形式。美國國家空天飛機的試驗機X-30、俄羅斯的Tu-2000、英國的HOTOL和SKYLON，法國的STS-2000采用的是單級入軌方式，而德國的Sanger、法國的STAR-H、日本的TSTO 空天飛機、俄羅斯的MIGAKS等采用的是兩級入軌形式[5-6]。單級入軌方案雖然是未來空天飛機的最終方向，然而，由于需要在推進系統等關鍵技術上有較大的突破，所以很難在短時間內實現[7]。相比于單級入軌方案，兩級入軌不需要有較大的技術突破，短時間內更有可能實現，因而成為各國目前重點研究的新一代天地往返運輸系統。

圖1：兩級吻切錐乘波前體設計示意圖

圖2：兩級入軌空天飛機氣動布局示意圖

圖3：上面級升阻比隨攻角變化規律

圖4：上面級0°攻角壓力云圖

圖5：組合體升阻比隨攻角變化規律

圖6：組合體9°攻角壓力云圖

圖7：組合體俯仰力矩系數隨舵偏角變化規律

圖8：上面級俯仰力矩系數隨舵偏角變化規律

由于較大的空域和速域使氣動布局設計成為空天飛機技術領域面臨的重要問題之一[8]，飛行環境復雜，低速與高速的氣動特性有較大的差別。兩級入軌空天飛機由下面級飛行器和上面級飛行器組成，兩級以組合體的形式從地面水平起飛，達到一定的高度和速度要求后進行分離。分離后，上面級加速進入地球軌道，下面級則返回地面[9]。由于兩級飛行任務的不同，所以需要考慮的飛行速域也不同，兩級在組合階段飛行時的氣動性能也是該類型飛行器需要重點研究的問題。本文以乘波構型作為兩級飛行器的前體，設計了一種兩級入軌空天飛機氣動布局，并對組合外形與加速入軌的上面級飛行器在各自設計馬赫數下的氣動性能進行了仿真分析，此外，由于目前對乘波構型飛行器在飛行過程中穩定性的關注較少，所以本文還對兩種外形的縱向穩定性進行了分析，研究結果對乘波類型的兩級入軌空天飛機的設計具有一定的參考價值。

2 設計方法

2.1 兩級吻切錐乘波前體設計

乘波體是一種適用于高超聲速飛行的氣動布局形式，可作為飛行器的機身或前體，但由于乘波體在低速飛行時的氣動性能不理想，因此本文將乘波體作為飛行器的前體。乘波體與傳統氣動布局的區別在于激波能夠附著于前緣，使高壓氣體被限制在飛行器的下表面，上表面通常與自由來流平行，壓力較低，從而在上下表面之間形成較大的壓力差來提高飛行器的升力。這種構型的設計過程可描述為：首先根據任務需求給出基準流場，流場可以選用楔形流場或錐形流場等，之后給出乘波體的上(下)表面后緣線方程并進行離散得到一系列的點坐標，最后從后緣線出發沿來流方向投影到激波面得到前緣線，再從前緣線出發根據流線追蹤原理得到乘波體的下表面，從而完成外形設計[10]。

吻切錐乘波體是在錐導乘波體的基礎上發展而來。錐導乘波體通常采用的是圓錐流場，因此，下表面的形狀為圓弧形，限制了進氣道入口形狀，并且還存在一定的橫向流動而不利于發動機的工作，在展向方向上的設計自由度較低。吻切錐乘波體的激波形狀可根據需求自由設計，在展向上有更大的設計自由度，所以與錐導乘波體相比，吻切錐乘波體更適用于和機體進行一體化設計，因此本文采用吻切錐乘波體作為兩級飛行器的前體，設計原理如圖1所示。

本文以X軸正方向作為自由來流方向，Y軸和Z軸方向如圖1所示。為了減小兩級在組合飛行階段的氣動阻力，在設計時兩級共用同一上表面后緣線方程，即上面級的上表面后緣線BC為組合體后緣線AC的一部分，兩級的激波型線為BE和AO，通過流線追蹤原理得到的兩個乘波體分別為BCD和ACF，其中上面級BCD的設計馬赫數為15，組合體ACF的設計馬赫數為6。

2.2 兩級氣動布局設計

以2.1節所得的乘波體分別作為兩級的前體，組合體機身由前體的截面形狀沿X軸方向拉伸得到，上面級由于需要考慮足夠的容積，因此機身與前體之間通過過渡段連接，設計得到的氣動布局如圖2所示。下面級長度為7.9米，寬度6.83米，由于空天飛機從地面水平起飛，在低速飛行階段乘波前體提供的升力有限，所以下面級需要展弦比較大的機翼為飛行器提供足夠的升力，下面級的翼根弦長3.1米，梢弦長為0.92米，展長為1.5米。上面級長度為5米，寬度3.8米，翼根弦長3米，梢弦長0.45米，第一后掠角為75°，目的是為了減小機翼對激波形狀的破壞，從而減小對前體乘波特性的影響，第二后掠角為30°，目的是為了增加機身兩側舵面的距離，提高飛行器的滾轉特性。由于分離后上面級加速進入軌道，所以飛行速度比下面級更高，乘波前體成為上面級升力的主要來源，機翼則用來控制飛行器的操穩特性，所以上面級采用小展弦比的機翼，由于空天飛機是一種高超聲速飛行器，所以兩級的翼型采用雙弧形翼型[11]。

3 結果分析

本節對組合體與上面級在無粘條件下進行了數值模擬，兩級的參考面積取飛機在XZ平面的投影面積，組合體的參考面積為11.18平方米，上面級的參考面積為3.84平方米。上面級的飛行速度為15馬赫，高度為37.5km。兩級分離高度取25.1km，分離速度為6馬赫。

表1：兩級不同攻角下的縱向靜穩定度(舵偏角0°)

上面級在設計狀態下的升阻比隨攻角的變化規律和壓力分布如圖3和圖4所示。由圖可知，上面級升阻比隨攻角的增加先增加后減小，在攻角3°附近達到最大值4.95左右。觀察壓力云圖可以發現，乘波體前緣附近沒有出現明顯的溢流現象，并且能夠將高壓區限制在飛行器的下表面，上表面由于與來流平行所以壓力較低，因此上下表面的壓力差是飛行器在高速飛行時的主要升力來源，由于此時機翼的作用較小，飛行器的氣動性能與乘波體的氣動性能相似，都是在小攻角下達到較大的升阻比。

組合外形的升阻比隨攻角的變化規律如圖5所示，在9°攻角附近升阻比達到最大值2.26。與上面級相比，組合體的升阻比較低，這是因為采用了大展弦比機翼，雖然兼顧了組合外形的低速性能，但在高速飛行時，超聲速前緣的機翼極大的增加了飛行器的阻力，使外形的升阻比降低，此外，由于大展弦比機翼的存在，飛行器的最大升阻比所對應的攻角變大。圖6為組合外形在最大升阻比時的壓力云圖，由圖可知，高壓區出現在乘波前體的下表面附近，由于攻角的存在，使乘波體前緣附近出現了比較明顯的溢流現象，乘波性能有一定程度的降低。上面級機翼下表面也存在一部分壓力較高的區域，說明組合體在一定的攻角下，上面級的機翼也能為飛行器提供一部分升力。

圖7和圖8為組合體與上面級的俯仰力矩系數隨舵偏角的變化規律，規定抬頭力矩為正，俯仰力矩參考點取在質心位置為各自機身長度的0.53倍。由圖可知，兩級的俯仰力矩系數隨舵偏角的增加而降低，組合體在9°攻角狀態下可以通過控制舵偏角實現配平，上面級在0°～6°攻角范圍內均可實現縱向配平。對比兩外形可知，組合體相對于上面級配平更為困難，這是由于在無舵偏時，組合外形的乘波前體產生了更大的抬頭力矩。為了實現配平，在保持質心位置不變的前提下，組合外形需要更大的舵面積才能抵消由前體產生的抬頭力矩。此外，對比圖7和圖8可以發現，隨著攻角的增加，上面級俯仰力矩系數隨舵偏角的變化速率逐漸變大，而組合體的變化較小，說明隨攻角的增加，上面級舵偏角對俯仰力矩系數的控制程度變大，而組合體的舵偏角對俯仰特性的影響較小，配平較為困難。

靜穩定度是衡量飛行器縱向靜穩定性的主要方式。式（1）給出了兩級的縱向靜穩定度的表達式[12]：

其中：α為攻角，CL為升力系數，為縱向靜穩定度，為飛行器相對于質心的俯仰力矩系數。

表1給出了15馬赫和6馬赫數下，上面級和組合體的縱向靜穩定度。通過表1可知，在各攻角狀態下，組合體的縱向穩定度在-0.068～-0.11之間，說明組合體在分離點處的各攻角下均具有良好的縱向靜穩定性；在0°攻角下上面級表現為縱向靜不穩定，隨著攻角的增加，上面級的縱向靜穩定性逐漸提升，最終表現為縱向靜穩定。

4 結束語

兩級入軌空天飛機是下一代天地往返運輸系統較為理想的方案，其氣動設計不僅需要考慮分離點時的氣動性能，還要兼顧低速起降和加速入軌等全速域和空域的氣動性能。本文針對兩級入軌空天飛機氣動布局設計中面臨的氣動干擾問題，基于吻切錐乘波體前體，設計了一種兩級融合的空天飛機氣動布局形式，并利用仿真對所設計的氣動布局進行驗證，結果表明本文得到的氣動布局由于上表面的部分融合，避免了兩級在組合飛行階段產生的氣動干擾問題，此外，通過對兩級縱向穩定性的研究表明，兩級在設計馬赫數下均具有良好的縱向穩定性，仿真結果具有一定的實際意義。