唐 偉，馮 毅，2，寧 勇，桂業(yè)偉

(1.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽 621000;2.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京 100084)

0 引言

空間站概念提出之初就產(chǎn)生了乘員返回飛行器(CRV，CrewReturnVehicle)計(jì)劃，NASA和ESA共同合作的X-38(圖1)就是CRV的一種驗(yàn)證機(jī)，既能運(yùn)送宇航員上空間站，又能用于攜載最多7名宇航員緊急撤離空間站使用。X-38充分繼承了X-23和X-24A的研究成果，而且高超聲速縱向配平性能和穩(wěn)定性能均較好、橫航穩(wěn)定性能可以接受，完全具備進(jìn)一步研發(fā)的潛力。雖然NASA已終止了X-38計(jì)劃，但進(jìn)行了大量的氣動(dòng)力/熱風(fēng)洞試驗(yàn)、計(jì)算，并利用B-52投放成功完成了無動(dòng)力滑翔返場(chǎng)試驗(yàn)［1］。

X-38采用的升力體外形源自美國空軍上世紀(jì)的X-24A計(jì)劃，相對(duì)較高的高超升阻比和容積效率是升力體飛行器的主要優(yōu)點(diǎn)。實(shí)際上，自20世紀(jì)的50年代起，美國和前蘇聯(lián)就開始了升力體布局的研究工作，包括NASA的M1、M2布局，Langley的 HL-10，空軍的 WADDⅡ、MDF，以及鈍升力體、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［2］。尤其是由飛行動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)室FDL提出的四個(gè)升力體構(gòu)型及后來演變發(fā)展的X-24，對(duì)美國的航天飛機(jī)計(jì)劃產(chǎn)生了決定性的影響。

本文參考X-38外形，利用二次曲線橫截面及模線設(shè)計(jì)方法［3］，提出了一種類X-38升力體運(yùn)載器氣動(dòng)外形，進(jìn)行了機(jī)體的優(yōu)化和控制舵的匹配設(shè)計(jì)，研究了飛行器的氣動(dòng)特性和操縱效率問題。

圖1 X-38外形Fig.1 X-38Concept

1 布局設(shè)計(jì)及優(yōu)化

X-38驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)理念是突出其較大的高超聲速升阻比和容積，因此我們首先利用模線設(shè)計(jì)方法，根據(jù)內(nèi)部空間要求沿機(jī)身縱向確定了6個(gè)橫截面控制站位及每個(gè)站位的尺寸約束。其次，利用二次曲線進(jìn)行橫截面設(shè)計(jì)。再次，利用平面卷積機(jī)身技術(shù)獲得機(jī)身表面，從而初步獲得機(jī)身外形。第四，利用多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)和修正的內(nèi)伏牛頓理論對(duì)機(jī)身進(jìn)行優(yōu)化以使機(jī)身具備較大的升阻比、較大的升力及升力線斜率、較大的內(nèi)部空間。最后，根據(jù)空間尺寸限制及操穩(wěn)特性要求進(jìn)行控制舵的匹配設(shè)計(jì)，以獲得最終的升力體運(yùn)載器氣動(dòng)布局方案。當(dāng)然，設(shè)計(jì)考慮的約束還包括靜態(tài)及動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性、操縱控制方式及效率、防熱基本要求等。

用如上方法并經(jīng)優(yōu)化及匹配設(shè)計(jì)后獲得的氣動(dòng)布局如圖2。圖3還給出了優(yōu)化后的機(jī)身控制站位及對(duì)應(yīng)的橫截面形狀。為獲得高升阻比和大容積，并且滿足內(nèi)部裝填尺寸的限制，迎風(fēng)面采用了雙曲線形線，而背風(fēng)面采用了橢圓形線。為滿足高安全性需求和高控制效率，采用了五個(gè)控制面對(duì)運(yùn)載器進(jìn)行縱橫向控制。首先是在機(jī)體兩側(cè)安裝了一對(duì)V形的帶后緣方向舵的梯形垂尾，V形垂尾不僅起到了橫向安定面的作用，避免了大攻角情況下的背風(fēng)面單垂尾存在的失效問題，而且還同時(shí)提供部分升力，而后緣方向舵可以有效滿足航向控制需要。為便于防熱，V形垂尾采用了55°后掠角。其次，在機(jī)體下表面后緣設(shè)計(jì)了升降舵和一對(duì)副翼，升降舵主要進(jìn)行攻角控制和減速，而副翼一方面參與攻角控制，另一方面可以差動(dòng)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。升降舵和副翼安裝在遠(yuǎn)離質(zhì)心的機(jī)體尾部，可以獲得較大的力臂，而且大面積迎風(fēng)便于進(jìn)行熱防護(hù)。航天飛機(jī)的飛行實(shí)踐已經(jīng)證明，升降舵和副翼是高效的控制方式。當(dāng)然，在設(shè)計(jì)時(shí)，控制面尺寸還必須與彈體相匹配，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(dòng)力及氣動(dòng)熱環(huán)境處于可以接受的范圍內(nèi)。

圖2 類X-38升力體運(yùn)載器Fig.2 X-38analogtransporter

圖3 機(jī)身控制站位橫截面Fig.3 Fuselageconiccrosssections

2 氣動(dòng)特性分析

為預(yù)測(cè)類X-38升力體運(yùn)載器的高超聲速氣動(dòng)特性，本文采用了修正的內(nèi)伏牛頓理論，該方法在大量高超聲速飛行器氣動(dòng)計(jì)算研究中得到了應(yīng)用，并得到部分風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和N-S方程數(shù)值模擬結(jié)果的驗(yàn)證，其氣動(dòng)力預(yù)測(cè)精度基本滿足方案論證和初步設(shè)計(jì)階段對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的精度需求。

圖4及圖5給出了本文方案在不同馬赫數(shù)M無舵偏時(shí)的升力CL阻力CD極曲線變化規(guī)律，以及俯仰力矩系數(shù)的變化規(guī)律。在高超聲速范圍內(nèi)，零升阻力系數(shù)0.2左右，而18°攻角附近的最大升阻比可以達(dá)到1.7以上，同時(shí)升力系數(shù)較大，升力線斜率也較大，相比之下的圓截面布局最大升阻比一般在1.5左右。尤其是升力體方案的容積及容積利用率較大，本文方案機(jī)身的容積利用率就達(dá)到0.55。對(duì)于天地往返運(yùn)載器而言，減速特性是十分重要的，需要在有限的飛行時(shí)間和空域范圍內(nèi)將巨大的動(dòng)能及勢(shì)能消耗掉，以實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)水平著陸，這就需要運(yùn)載器以較大的攻角進(jìn)行長時(shí)間飛行減速。因此運(yùn)載器首先必須具備大攻角飛行時(shí)的穩(wěn)定配平能力，并且控制舵面的局部熱環(huán)境還必須可以承受，這也是設(shè)計(jì)時(shí)選用升降舵和副翼的主要原因。此外，對(duì)于運(yùn)載器而言，飛行軌道規(guī)劃要求飛行器同時(shí)兼顧大攻角配平和中小攻角配平，因此質(zhì)心系數(shù)必須合理選取。從俯仰力矩特性看，當(dāng)質(zhì)心系數(shù)取0.61且各控制舵無偏轉(zhuǎn)時(shí)，高馬赫數(shù)時(shí)的穩(wěn)定配平攻角在45°攻角附近，而低馬赫數(shù)時(shí)的穩(wěn)定配平攻角在15°攻角附近，這與運(yùn)載器在高空高馬赫數(shù)需要大攻角減速、中低空較低馬赫數(shù)需要中等攻角飛行的控制方案相吻合，也與航天飛機(jī)的飛行攻角規(guī)劃一致。

圖4 極曲線Fig.4 Liftanddragpolar

圖5 對(duì)質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)Fig.5 Pitchmomentcoefficicent

本文方案采用方向舵(Rudder)、機(jī)身副翼(elevon)和機(jī)身升降舵(Bodyflap)等五個(gè)控制部件對(duì)運(yùn)載器進(jìn)行縱橫向控制，以滿足安全性和控制效率的要求。圖6給出了控制面組合的定義，并定義方向舵后緣向右為正，副翼和升降舵后緣向上為正。實(shí)際上，方向舵、機(jī)身副翼和升降舵都可以進(jìn)行俯仰控制，圖7給出了馬赫數(shù)10.0、質(zhì)心系數(shù)0.61時(shí)方向舵、副翼和升降舵的配平控制效率，副翼和升降舵的俯仰配平控制效率相當(dāng)且較大，線性程度好，而方向舵向外擴(kuò)張時(shí)可以獲得更大的配平攻角，向內(nèi)擴(kuò)張則減小配平攻角。此外，由于控制效率較高，副翼和升降舵都不需要很大偏轉(zhuǎn)角就可以實(shí)現(xiàn)大攻角穩(wěn)定配平，這也減小了這些控制舵面的等效攻角，對(duì)長時(shí)間高速大攻角飛行的熱防護(hù)問題是有益的。當(dāng)然，控制效率問題還需要進(jìn)一步進(jìn)行更細(xì)致的計(jì)算分析，而且控制舵面與配平攻角間的調(diào)整比也需要合理設(shè)計(jì)，美國航天飛機(jī)STS-1的飛行實(shí)踐表明，為維持40°左右配平攻角，升降舵需要張開到16°，而不是地面預(yù)測(cè)的 7°。

圖6 控制舵面偏轉(zhuǎn)角定義Fig.6 Controlsurfacecombinationdefinition(rareview)

圖7 俯仰配平效率Fig.7 Trimmingeffectiveness

橫側(cè)向穩(wěn)定性是升力類飛行器必須重點(diǎn)考慮的問題，也是國外高超聲速飛行器研究的重點(diǎn)。美國對(duì)M2-F、HL-10、X-24A 及 X-38 等典型升力體的研究表明［4，5］，升力體的共同特征是它們的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性較高且滾轉(zhuǎn)慣性力矩較小，而方向穩(wěn)定性較低，其結(jié)果是較小的側(cè)滑角將可能導(dǎo)致較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)，X-38在2000年6月的低速投放試驗(yàn)就曾產(chǎn)生非預(yù)期的360°滾轉(zhuǎn)，但高超聲速條件下的橫航向穩(wěn)定性則各不相同。圖8給出了馬赫數(shù)10.0、質(zhì)心系數(shù)0.61、各舵面無偏轉(zhuǎn)時(shí)的方向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ及橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ隨攻角和側(cè)滑角的變化規(guī)律，采用右手坐標(biāo)系，并定義正側(cè)滑角產(chǎn)生正側(cè)向力，滾轉(zhuǎn)力矩正方向指向彈體底部，偏航方向正力矩指向上。計(jì)算表明，在0°舵偏對(duì)應(yīng)的40°左右配平攻角范圍內(nèi)，方向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)大于零，是偏航穩(wěn)定的，而且滾轉(zhuǎn)及俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)均小于零，是滾轉(zhuǎn)和俯仰靜穩(wěn)定的，而在中小攻角時(shí)出現(xiàn)方向及俯仰靜不穩(wěn)定。分析表明，機(jī)體兩側(cè)的V形垂尾在大攻角時(shí)依然保持較高效率，避免了航天飛機(jī)大攻角下垂尾部分失效的缺點(diǎn)。當(dāng)然，還需要進(jìn)一步進(jìn)行仔細(xì)的橫側(cè)向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)計(jì)算分析，包括慣性滾轉(zhuǎn)耦合、操縱耦合、荷蘭滾導(dǎo)數(shù)及旋轉(zhuǎn)導(dǎo)數(shù)等。此外，圖9給出了運(yùn)載器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)Cmq、Cnr和Clp，從計(jì)算結(jié)果看是三方向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的。

圖8 橫側(cè)向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig.8 Lateral-directionalstaticstability

圖9 動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig.9 Dyanmic stability

3 結(jié)論

本文研究升力體運(yùn)載器氣動(dòng)布局概念設(shè)計(jì)問題，參考X-38外形，利用二次曲線橫截面及模線設(shè)計(jì)方法，提出了一種類X-38升力體運(yùn)載器氣動(dòng)外形，進(jìn)行了機(jī)體的優(yōu)化和控制舵的匹配設(shè)計(jì)，研究了飛行器的氣動(dòng)特性和操縱效率問題。

研究表明，本文方案具有較高的高超聲速穩(wěn)定配平升阻比和容積利用率，可以同時(shí)兼顧大攻角及中小攻角配平，舵面控制效率較高，而且穩(wěn)定性及操縱效率滿足要求，可以作為未來航天運(yùn)載器的潛在可行方案。

［1］SALTZMAN E J，WANG K C，LLIFF K W.Flight-determined subsonic lift and drag characteristics of seven liftingbody and wing-body reentry vehicle configurations with truncated bases［R］.AIAA 99-0383，1999.

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

［3］唐偉，張勇，李為吉，馬強(qiáng).二次曲線截面彈身的氣動(dòng)設(shè)計(jì)及優(yōu)化［J］.宇航學(xué)報(bào)，2004，25(4):429-433.(TANG W，ZHANG Y，LI W J，MA Q.Aerodynamic design and optimization for vehicles with conic cross section［J］.Journal of Astronautics，2004，25(4):429-433.)

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［5］LABBE S G，PEREZ L F，F(xiàn)ITZGERALD S，et al.X-38 integrated aero-and aerothermodynamic activities［J］.Aerosp.Sci.Technol. ，1999，(3):485-493.