臨近空間飛行器氣動布局的高升阻比設計

朱廣生，楊 攀，段 毅，李思怡，苗 萌

（1. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076；2. 空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

對于臨近空間高速飛行器，升阻比是核心的設計指標之一，主要原因是升阻比與飛行器的最大飛行距離存在直接的對應關系。

對于無動力高速飛行器，推導平衡飛行的最大縱向距離L，假設飛行過程中升阻比保持不變，可以獲得如下表達式：

可以發(fā)現(xiàn)：最大平衡飛行距離與升阻比之間存在線性關系，在速度約束一定的情況下，升阻比越大，最大飛行距離就越大。因此，在工程設計中，往往通過高升阻比設計來實現(xiàn)飛行器長距離飛行的能力。

對于臨近空間高速飛行器的高升阻比設計，氣動外形是核心的設計要素。飛行器的氣動外形是總體方案的基礎，與飛行器總體布局、飛行狀態(tài)、裝填空間大小、控制品質等緊密相關，在很大程度上決定了飛行器總體方案的優(yōu)劣。因此，在進行高升阻比設計時氣動外形的設計還必須滿足各種復雜的約束條件。

本文給出了在工程中開展飛行器氣動外形高升阻比設計應遵循的一般性設計原則，分析了影響升阻比的關鍵要素，討論了高升阻比設計需考慮的復雜工程約束，并提出了未來應重點關注的設計方向。

1 高升阻比氣動外形的設計原則與影響因素

1.1 設計狀態(tài)對升阻比的影響

在飛行過程中，隨著飛行狀態(tài)的變化，飛行器升阻比的量值也會發(fā)生變化。對升阻比量值影響最大的飛行狀態(tài)參數(shù)包括攻角、飛行高度和飛行馬赫數(shù)。

1.1.1 攻角影響

飛行器的升阻比隨飛行攻角變化而發(fā)生變化。升阻比隨攻角變化的一般規(guī)律如圖1 所示，在零升力攻角狀態(tài)，升阻比為零；隨著攻角的增加，升力系數(shù)逐漸增加，升阻比亦隨之增大；但是，隨著攻角的繼續(xù)增加，阻力系數(shù)開始顯著增加；同時，一定攻角后，升力線斜率減小，在攻角增至某一量值后升力轉而開始減小，相應地升阻比會在增至某個峰值后轉而開始逐漸減小。

圖1 升阻比隨攻角變化的一般規(guī)律Fig.1 Universal Law of Lift-drag Ratio Varying with Angle of Attack

1.1.2 飛行高度影響

飛行高度會對升阻比量值產生明顯影響，飛行高度對升阻比的影響規(guī)律如圖2 所示，飛行高度越高，粘性作用影響越大，升阻比將顯著降低。

圖2 飛行高度對升阻比的影響Fig.2 The Effect of Flight Altitude on Lift-drag Ratio

1.1.3 飛行馬赫數(shù)影響

飛行馬赫數(shù)會對升阻比量值產生影響，飛行馬赫數(shù)對升阻比的影響規(guī)律如圖3所示，相同飛行高度下，馬赫數(shù)增加，摩阻減小，法向力系數(shù)減小；阻力系數(shù)降低比例大于升力系數(shù)，體現(xiàn)為峰值升阻比增大。

圖3 飛行馬赫數(shù)對升阻比的影響Fig.3 The Effect of Mach Number on Lift-drag Ratio

對于飛行器而言，存在一個最大升阻比攻角，該攻角的量值由飛行器外形所決定，為了實現(xiàn)最大飛行距離，通常會盡可能在飛行全程采用最大升阻比攻角飛行。

在工程設計中，根據(jù)設計的飛行剖面確定開展高升阻比設計的具體狀態(tài)十分重要，不僅是因為升阻比的量值會隨飛行狀態(tài)的變化而變化，更重要的是，設計狀態(tài)的選擇還會對氣動外形高升阻比的設計方法產生影響。Fetterman 等對“半錐體+三角翼”組合體外形的升阻比影響要素進行了分析，圖4 給出了馬赫數(shù)對翼身干擾的影響。當馬赫數(shù)較低時，機身和機翼存在有利的干擾，平頂外形的升阻比更高。總體而言，有利的干擾效果將隨著馬赫數(shù)的增加而消失，當馬赫數(shù)約為11 時完全消失，平底外形的升阻比將更高。

圖4 馬赫數(shù)對翼身干擾的影響Fig.4 The Effect of Mach Number on Wing-body Interference

1.2 高升阻比設計原則與關鍵因素

針對確定的設計狀態(tài)，一般從增加升力和減小阻力兩個方面來開展氣動外形的高升阻比設計。在一定攻角下，飛行器迎風面在激波的強壓縮作用下產生高壓，與背風面低壓形成的壓差是飛行器升力的主要來源。激波后物面的高壓帶來的壓差阻力和流動粘性作用產生的摩擦阻力是飛行器阻力的兩個主要來源。

飛行器的容積率是影響飛行器壓差阻力的關鍵指標，容積率對升阻比的影響如圖5 所示，容積率越小，升阻比越大。另外，在一定攻角下高馬赫數(shù)飛行，飛行器的迎風面對壓差阻力的敏感度遠大于背風面，迎風面越平坦，壓差阻力越小。因此，為獲得高升阻比特性，往往將有效裝填空間設計在飛行器背風面，且橫截面積越小越好。

圖5 容積率對峰值升阻比的影響Fig.5 The Effect of Volume Ratio on Peak Lift-drag Ratio

飛行器的端頭與翼前緣鈍度也是影響飛行器壓差阻力的關鍵指標，鈍度對升阻比的影響如圖6 所示，鈍度越小，升阻比越大。

圖6 鈍度對升阻比的影響Fig.6 The Effect of Bluntness on Lift-drag Ratio

利用乘波體設計思想，按流場激波面進行飛行器前緣和迎風表面型面的設計，是使飛行器下表面獲得盡可能的高壓，提高飛行器升力的重要設計方法。為實現(xiàn)飛行器“乘著激波飛行”，理論上要求飛行器前緣激波完全附體，這在工程中是無法實現(xiàn)的。在實際設計中，頭部與翼前緣必須要考慮保持一定的鈍度，以及結構與工藝的可實現(xiàn)性；并關注飛行剖面內不同飛行狀態(tài)的乘波特性差異。另外，乘波設計的重點是飛行器的迎風面，因此在增升設計同時還需要關注對阻力的影響。

2 高升阻比設計的工程約束

飛行器的氣動外形設計不是一個單純的氣動問題，氣動外形集中反映總體和各相關專業(yè)的設計訴求，實質是對高升阻比的追求和各專業(yè)約束折衷的工程實現(xiàn)過程，氣動外形設計必須要滿足各種工程約束條件。

2.1 總體尺寸與裝填約束

總體尺寸與裝填約束是飛行器初始氣動外形的設計起點。總體對飛行器尺寸的約束要求，決定了飛行器可設計的升力面積大小，是飛行器升力設計的基礎。裝填要求則決定了飛行器的容積率，是飛行器減阻設計的核心約束條件。飛行器機動飛行不是目的，它只是為提高自身生存能力和為有效載荷充分發(fā)揮效能而采取的手段。從這個角度出發(fā)，總是希望飛行器的尺寸能盡可能小、裝填空間盡可能大，這與高升阻比的設計原則是矛盾的，因此，在實際工程應用中，氣動外形的設計跳出氣動專業(yè)本身的范疇，真正發(fā)揮飛行器總體設計“先行官”的作用，就是從滿足總體尺寸與裝填約束開始的。

2.2 控制設計要求與約束

臨近空間飛行器依靠空氣動力進行飛行姿態(tài)控制，對飛行器自身的操穩(wěn)特性提出了很高的要求。按扁平化的設計原則，飛行器縱向氣動特性與橫側向氣動特性在量值上差異較大，普遍存在側向穩(wěn)定性偏低的問題。為了獲取足夠的橫側向穩(wěn)定性，往往會在飛行器身部配置一定的側向安定面，這些措施都會直接帶來額外的阻力增加。另外，采用平坦的迎風面設計會導致飛行器操穩(wěn)特性隨攻角變化較大，如何兼顧高空高升阻比飛行與末段機動飛行的操穩(wěn)特性，也是氣動外形設計面臨的重要難題。

2.3 結構與防隔熱設計約束

在總體尺寸與裝填約束確定的前提下，結構與防隔熱設計約束在很大程度上決定了升阻比的設計上限。防隔熱專業(yè)對飛行器鈍度的設計要求直接決定了飛行器減阻設計的上限，并對“乘波化”的設計效果產生影響。空氣舵、側向安定面等部件的設計需考慮結構與安裝的可實現(xiàn)性，并需有效控制由此可能帶來的流動干擾及其引起的嚴酷熱環(huán)境。另外，氣動外形的設計還需要滿足末段大動壓飛行狀態(tài)對飛行器翼、舵結構的載荷約束。

3 結論與展望

臨近空間飛行器的設計狀態(tài)與氣動外形是升阻比的兩個主要影響因素。開展飛行器的高升阻比設計，首先應明確設計狀態(tài)，然后在考慮各種工程約束的條件下，從增加升力和減小阻力兩個方向，開展氣動外形的設計與優(yōu)化。

升阻比是高速飛行器重要的氣動設計指標，除了氣動外形的升阻比優(yōu)化，也要在總體層面考慮如何減小飛行器的體積、如何將飛行器特征部位的鈍度設計到更小的程度、如何降低飛行高度并保證不發(fā)生邊界層轉捩等設計要素。

乘波化的設計方法可以在一定程度上提高飛行器升力，但在一定的尺寸規(guī)模下，飛行器高升阻比設計的核心仍然是減阻設計，目前工程中采用的減阻設計主要是針對壓差阻力。圖7 給出了軸向力系數(shù)中粘性項的占比，在高空飛行條件下，飛行器所受阻力中，摩擦阻力占主導。考慮到降低摩阻的設計方法對提高飛行器升阻比的重要作用，應加強主動流動控制、真實粗糙表面等方法和因素的減阻研究，為臨近空間飛行器的高升阻比設計提供重要支撐。

圖7 摩阻在總阻中的占比Fig.7 Percentage of Skin Friction in Total Drag