肖光明，馮 毅，唐 偉，桂業(yè)偉

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.清華大學 航天航空學院，北京 100084）

0 引 言

2003年10月，英國和法國聯(lián)合研制的超聲速民用運輸機“協(xié)和客機”全部停飛，自此，民用運輸機的飛行速度始終無法突破聲速。盡管如此，通過超聲速飛行，實現(xiàn)運輸機的遠距離、快速到達，一直是人們追求的重要目標。而要實現(xiàn)高速飛行，運輸機的動力系統(tǒng)通常起著決定性的作用。

近些年來，隨著國內外各種高超聲速計劃的開展，吸氣發(fā)動機及其組合發(fā)動機的關鍵技術不斷取得突破并走向成熟。其中，美國Hyper－X計劃研制的X－43A于2004年3月及11月先后成功進行了兩次試驗飛行，其裝載的超燃沖壓發(fā)動機分別在 和 的狀態(tài)下工作了一段時間。與此同時，美國空軍研制的X－51驗證機也于今年5月份進行了首次飛行試驗。一旦高超聲速推進技術取得突破和應用，飛行速度Ma＝5～6、航程達數(shù)萬公里、各大洲之間2小時即可到達的洲際高超聲速運輸機將成為現(xiàn)實可能，這將極大加快人類社會的運作節(jié)奏，在全球范圍內實現(xiàn)人員和物資的快速運輸。

高超聲速運輸機作為高超聲速技術的進一步發(fā)展目標，在國內外也得到了相關研究機構的關注［1－3］。早在20世紀80年代，美國NASA的技術報告中就曾提出了以渦噴－亞燃組合發(fā)動機（TBCC）為動力、飛行速度為馬赫數(shù)6的高超聲速巡航運輸機（HYCAT）概念設計，并對多種布局形式進行了氣動特性評估，最終確認了 HYCAT－1A 的優(yōu)化方案［4－5］。而在 2005－2006年歐空局先后發(fā)布的LAPCAT和ATLLAS兩項研究計劃中，以TBCC為動力的M6飛行器也被列為主要設計內容。期間，德國宇航中心的J.M.A.Longo［6－7］在 HYCAT－1A 外形的基礎上，運用多學科設計優(yōu)化方法（MDO），得到了ATLLAS－M6的氣動布局方案，如圖1所示。目前，關于ATLLAS－M6運輸機的研究仍處于概念設計階段。

圖1 ATLLAS－M6CAD模型Fig.1 The CAD model of ATLLAS－M6

本文主要針對ATLLAS－M6的氣動外形（不含吸氣式進氣道部分），利用基于類型函數(shù)和形狀函數(shù)的 CST（class function and shape function transformation technique）方法［8］進行了參數(shù)化建模，計算了其主要氣動力，分析了該氣動布局的主要特點，并重點研究了其配平特性、穩(wěn)定性等問題。

1 參數(shù)化建模

用CST方法進行參數(shù)化建模，主要是通過選取適當?shù)念愋秃瘮?shù)初步確定運輸機機身主要控制站位上橫截面的基本形狀，并利用形狀函數(shù)來確定其精確形狀，在此基礎上根據(jù)縱向控制線生成其余橫截面。圖2給出了采用CST方法生成的類ATLLAS－M6運輸機機身主要控制站位橫截面及縱向控制線。在J.M.A.Longo等的文章中，其機身曲面生成采用的是NURBS方法，設計參數(shù)多達100，而本文運用CST方法生成機身橫截面，整個機身的設計參數(shù)只有16個，使得其外形的進一步優(yōu)化設計得到了較大簡化。

圖2 機身橫向站位橫截面與縱向控制線Fig.2 Fuselage cross sections and control lines

此外，本文還對類ATLLAS－M6的主要控制面進行了初步設計，如圖3所示。其中，方向舵主要用于運輸機的橫向配平及偏航控制；升降舵主要用于縱向配平和俯仰控制；而副翼則主要用于控制運輸機的滾轉。

圖3 類ATLLAS－M6控制面Fig.3 Control surfaces of ATLLAS－M6analog

2 氣動布局特點分析

高超聲速運輸機的基本要求包括：運行成本低、可靠性高、發(fā)射準備周期短、運作簡單、安全性高等。高超聲速運輸機需要經(jīng)歷加速爬升、高超聲速巡航、減速下滑及低速進場著陸等過程，因此在氣動布局設計時就必須充分考慮高超聲速巡航效率和低速及加速性能。除動力系統(tǒng)及燃料系統(tǒng)以外，科學決策巡航高度及速度十分重要，ATLLAS－M6運輸機的主要設計指標包括：（1）載客200人；（2）航程7000km；（3）巡航速度Ma＝6；（4）飛行高度30km。這些設計指標是綜合考慮了動力系統(tǒng)、熱防護系統(tǒng)、經(jīng)濟性以及技術成熟度后得到的。例如，如果將長時間巡航飛行速度提高到馬赫數(shù)7以上，就必須對飛行器進行全方位的詳細的熱防護，這必然增大飛行器的空重，降低高超聲速飛機的經(jīng)濟性。

從氣動布局方式看，以吸氣發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器主要有三類，一類是適用于類似Hyfly高超聲速巡航導彈的錐柱類細長緊湊外形，一類是類似NASP的升力體外形，一類是類似X－51及HTV－3x的類乘波體外形。ATLLAS－M6運輸機氣動布局具有小展弦比雙三角翼、中心垂尾、上置平尾、細長升力體機身等特征。

就高超聲速運輸機的氣動布局設計而言，高超聲速巡航氣動特性及低速起飛著陸性能是必須同時兼顧的主要要求。例如，針對起飛著陸進行外形優(yōu)化后的機翼對于高超聲速巡航就會過大，因此機翼外形必須進行折衷處理。高超聲速巡航飛行及加速爬升消耗的燃料約占運輸機全部燃料的大部分，這就要求運輸機有足夠大的空間儲存燃料，同時飛行過程中燃料的消耗還會引起飛機重心的變化，而重心變化會引起配平攻角變化并帶來升阻變化，設計時必須根據(jù)飛行規(guī)劃設計配平攻角后再確定燃料的使用和流動方式。此外，飛行馬赫數(shù)的增高降低了運輸機的橫側向穩(wěn)定性，平尾及垂尾設計就必須有足夠大的尾容量，方向舵及升降舵就需要與燃料消耗后的重心進行充分的統(tǒng)籌協(xié)調，同時充分考慮高超聲速小攻角巡航及大攻角起飛著陸的穩(wěn)定性及操縱性需求。

ATLLAS－M6運輸機采用了機身腹部下掛吸氣式發(fā)動機方案，機身設計就必須首先考慮如何為吸氣式發(fā)動機提供足夠大的流量捕獲能力、氣流壓縮能力及與發(fā)動機匹配的入口條件。典型的高超聲速進氣道氣流壓縮方式主要包括二元進氣道（如X43A、HYSHOT）、軸對稱進氣道（如HRE）、側壓進氣道和流線跟蹤進氣道（如Japhar、X－51）等。ATLLAS－M6運輸機選擇的是側壓進氣方式，其機身的前體相對較長，通常采用多級分段壓縮形式，且需要進行機身前體／進氣道一體化設計，以確保發(fā)動機的捕獲流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)、畸變系數(shù)、進氣道起動特性、喉道馬赫數(shù)、喉道擴壓比、進氣道阻力等性能滿足要求。另一方面，為了確保發(fā)動機推力及發(fā)動機產(chǎn)生的力矩滿足要求，機身后體構型也需要與發(fā)動機尾噴管進行一體化設計。J.M.A.Longo等在進行ATLLASM6外形優(yōu)化時采用了16個變量的機體／進氣道一體化設計，本文盡管不考慮吸氣式發(fā)動機部分，但在建模時對機身前體下壁面采用了三段式設計，給出了參數(shù)化的分段壓縮比及后體參數(shù)化構型，為未來進一步的機體／進氣道一體化設計提供了便利。

為提高運輸機高超聲速小攻角巡航狀態(tài)下的升阻比，ATLLAS－M6機身采用了較扁平的橫截面形狀，充分利用了非圓截面迎風面及背風面更大的壓差來獲得比圓截面更大的升力。扁平機身和較大的機身長細比λ降低了運輸機的機身容積率，為保證有效載荷空間和燃料儲存空間，使運輸機的機身容積達到設計要求，通常需要增大機身的長度，而這又進一步增大了運輸機的阻力和結構重量，給發(fā)動機設計帶來了更大的負擔。因此，氣動布局設計時還必須將運輸機尺寸、燃料重量、有效載荷、航程、結構重量等與動力系統(tǒng)進行一并的綜合考慮。

高超聲速飛行時的機翼平面形狀比翼型更重要，而且考慮到機翼的翼載荷較大，ATLLAS－M6運輸機采用了薄的小展弦比雙三角翼。由于本文不考慮吸氣式發(fā)動機，因此機翼的布置相對靠后以配平機身前體產(chǎn)生的抬頭力矩，一旦考慮發(fā)動機熱噴流，機翼位置有可能需要進行調整。受尾噴管設計的影響，ATLLAS－M6運輸機采用了中心垂尾和上置平尾布局，尾容量比較大，穩(wěn)定性較好。

本文根據(jù)ATLLAS－M6運輸機氣動布局的上述特點，對其外形進行了初步設計，選取機身長度為108.09m，翼展為31.21m，長細比為16.8，機身最大高度為最大寬度的一半，質心系數(shù)為0.551。同時，在考慮了運輸機表面摩擦阻力的情況下，對其氣動特性進行了估算。結果表明，在飛行高度為30km、飛行馬赫數(shù)為6時，其配平攻角約α0為4°，升阻比L／D能達到5.0，此時運輸機機身的容積約為2198m3。

3 氣動特性計算與分析

針對類ATLLAS－M6運輸機的外形特點，本文采用了Dahlem－Buck公式估算迎風面的壓力系數(shù)，而背風面則采用了Prandtl－Meyer公式進行修正［9］。同時，表面摩擦阻力系數(shù)運用了平板近似理論進行估算。這些估算方法主要應用于高超聲速飛行器的氣動特性預測，并得到了部分風洞試驗結果和數(shù)值計算結果的驗證，其計算精度基本滿足方案論證和初步設計階段的精度要求。

圖4給出了類ATLLAS－M6運輸機在不同馬赫數(shù)Ma下的升力系數(shù)CL與阻力系數(shù)CD極曲線變化規(guī)律（飛行高度30km，控制面無舵偏，參考面積取為機身最大截面積，攻角α變化范圍：0°～20°）?？梢钥闯?，整個極曲線變化較為陡峭，其對應的升阻比也比較大，而且隨著馬赫數(shù)Ma的提高，其最大升阻比有所降低。同時，在馬赫數(shù)Ma＝4～7范圍內，零升阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增大而減小，在Ma＝6時，其值約為0.16。

圖4 極曲線Fig.4 Lift and drag polar

圖5給出了相同計算條件下類ATLLAS－M6運輸機的配平特性及對應的摩擦阻力系數(shù)。可以看出，在馬赫數(shù)Ma＝4～7范圍內，能獲得4°左右的配平攻角，升阻比CL／CD也在5附近，其配平特性能滿足設計要求。此外，在巡航配平狀態(tài)下，運輸機表面摩擦阻力在總阻力中所占的比例（Cf／CD）也相對較大。因此，在計算類ATLLAS－M6運輸機升阻比時，摩擦阻力的影響不可忽略。

類ATLLAS－M6運輸機橫側向保持良好的穩(wěn)定性是其需要滿足的一項主要指標，圖6和圖7分別給出了飛行高度為30km，巡航馬赫數(shù)為6，各控制面無舵偏時的靜、動穩(wěn)定導數(shù)。其中，在計算方向靜穩(wěn)定導數(shù)Cnβ時，采用的是右手坐標系，且定義正的側滑角產(chǎn)生正的側向力，因而當Cnβ為正時，偏航是靜穩(wěn)定的。此外，俯仰靜穩(wěn)定導數(shù)Cmα、滾轉靜穩(wěn)定導數(shù)Clβ以及俯仰、偏航和滾轉阻尼導數(shù)Cmq、Cnr和Clp均小于零，是滿足靜／動穩(wěn)定的。其中，由于機身前體采用的是三段式設計，Cmα的變化曲線會出現(xiàn)三個波峰。而機身后體由于經(jīng)過Prandtl－meyer公式修正會形成負壓區(qū)，從而產(chǎn)生一個較大的抬頭力矩，為了使運輸機滿足俯仰靜穩(wěn)定，本文在ATLLAS－M6原有布局設計上將機翼的位置向后進行了移動，同時適當增加了平尾的翼面面積。而真實情況下，吸氣式發(fā)動機的熱噴流作用于機身后體將產(chǎn)生低頭力矩，阻力也會增加，這對運輸機的配平特性及升阻比都有較大的影響。在本文的后續(xù)工作中，將進行機身前體和后體構型與吸氣式發(fā)動機進氣道的一體化設計，完善對運輸機的氣動特性分析。

圖5 配平特性及摩擦阻力Fig.5 Trim characteristic and friction drag

圖6 靜穩(wěn)定性Fig.6 Static stability

進一步分析類ATLLAS－M6運輸機的俯仰配平效率，包括升降舵和副翼的偏轉對俯仰配平的影響。定義兩者后緣向下偏轉為正，圖8分別給出了飛行高度為30km，巡航馬赫數(shù)為6時升降舵和副翼的俯仰配平效率。從控制面參數(shù)的初步選取結果來看，升降舵的俯仰配平效率要高于副翼的配平效率，但兩者效率很接近，其主要是由于升降舵的控制面積相對較小，同時機翼的位置安裝也比較靠后。為了提高升降舵的俯仰控制效率，可以考慮采用平尾全動的方式進行控制。當然，運輸機控制面參數(shù)的選取不僅僅取決于其巡航狀態(tài)下的配平特性，還要考慮起飛時的增升特性、加速爬升段大攻角飛行的配平特性以及著陸時的減速特性等等。

圖7 動態(tài)穩(wěn)定性導數(shù)Fig.7 Dynamic stability

圖8 俯仰配平效率Fig.8 Trimming effectiveness

4 結 論

本文主要研究了ATLLAS－M6運輸機的布局特點，并利用基于類型函數(shù)和形狀函數(shù)的CST方法對其進行了參數(shù)化建模。經(jīng)過初步的計算分析表明，類ATLLAS－M6的氣動特性能基本滿足高超聲速運輸機的設計指標，其氣動布局方案是可以借鑒的。

當然，在進行高超聲速運輸機氣動布局設計時，除了其氣動性能，還有很多因素的約束和影響需要進一步研究與分析。例如由于吸氣式發(fā)動機的燃料為液氫，其密度較低，為了保證航程內燃料充足，在進行機身設計時其容積首先必須滿足需求；還有高超聲速飛行帶來的熱防護問題，包括熱環(huán)境的計算、熱防護形式的選擇等對運輸機的外形設計和結構配重都有重要的影響；此外，高超聲速運輸機要用于載客還必須考慮乘客如何適應其特殊飛行環(huán)境的問題，如從起飛至達到馬赫數(shù)為6的巡航狀態(tài)之間存在的加速過載以及音爆等；同時由于運輸機機身較長，且氣動載荷較大，其結構變形也會帶來一系列難題。總之，要完善運輸機的氣動布局設計，需要考慮的因素還有很多。本文將在進一步的研究工作中，綜合考慮結構重量、熱防護性能等因素的影響，在參數(shù)化外形生成的基礎上，運用多學科優(yōu)化設計方法對其氣動布局進行優(yōu)化設計。

［1］DOUGLAS E W.A study of hypersonic aircraft［R］.NASA TM X－56001，1964.

［2］WALKER S，TANG M，MAMPLATA C.TBCC propulsion for a Mach 6hypersonic airplane［R］.AIAA－2009－7238，2009.

［3］HARLOFF G J，BERKOWITZ B M.NASA－h(huán)ypersonic aerospace sizing analysis for the preliminary design of aerospace vehicles［R］.NASA CR－182226，1989.

［4］MORRIS R E，BREWER G D.Hypersonic cruise aircraft propulsion integration study volume I／II ［R］.NASA Contractor Report CR－158926－1，1979.

［5］ELISON J C.Investigation of the aerodynamic characteristics of a hypersonic transport model at Mach number to 6［R］.NASA TN D－6191，1971.

［6］LONGO J M A，DITTRICH R，BANUTI D.Concept study for Mach 6transport aircraft［R］.AIAA 2009－435.

［7］LONGO J M A，DITTRICH R.Preliminary design of a Mach 6configuration using MDO approach［A］.Proceedings of the 16DGLR－Fach－Symposium der STAB［C］.Aachen，Germany，November 2008.

［8］KULFAN B M.A universal parametric geometry representation method－"CST"［R］.AIAA－2007－62，2007.

［9］黃志澄.高超聲速飛行器空氣動力學［M］.北京：國防工業(yè)出版社，1995.（HUANG Z C.Aerodynamics of hypersonic vehicle［M］.Beijing：National Defense Industry Press，1995.）