朱廣生，劉文伶

(1.中國運載火箭技術研究院，北京100076;2.北京航天長征飛行器研究所，北京100076)

高超聲速軸對稱再入機動飛行器氣動外形設計與布局研究

朱廣生1，*，劉文伶2

(1.中國運載火箭技術研究院，北京100076;2.北京航天長征飛行器研究所，北京100076)

為設計大氣層內大范圍機動、可實現急速拐彎與下壓、終端飛行參數可調的高超聲速軸對稱再入機動飛行器氣動外形，針對總體、控制等相關專業(yè)的工程研制需求，在剖析機動飛行法向加速度、機動配平能力和機動距離產生機理的基礎上，通過經風洞試驗修正過的無粘數值計算方法，得到了錐體與翼身組合體氣動特性，分析得出了細長雙錐體加四個全動式三角形空氣舵是滿足較高升力和升阻比、靜穩(wěn)定裕度合理、較高舵面效率和較小負載力矩等高超聲速機動飛行要求的最佳氣動外形;采用混合水平的正交設計法，得到各外形因素影響機動性能的規(guī)律和極差值。據此，開展風洞試驗，選擇出了滿足工程研制總體技術指標要求的最優(yōu)氣動外形，并驗證了理論預測的合理性。此外，針對優(yōu)選出的+字布局與×字布局兩種不同的布局形式，從舵面控制方式、舵面效率、機動性能和航向穩(wěn)定性等方面進行了分析與比較，得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、靜穩(wěn)定裕度等方面均優(yōu)于+字布局但工程實現相對復雜的結論。

機動;再入飛行器;氣動外形;布局

0 引言

再入機動飛行器是指飛行器在再入過程中利用本身的空氣動力產生法向和側向的機動過載，使其偏離慣性飛行軌道的飛行器［1］。再入機動飛行器具有飛行軌道多變、急速拐彎與下壓以及終端飛行參數可調等特點。將再入機動飛行技術應用于軍事，可實現大氣層內大范圍機動，滿足制導、探測及多種類裝填載荷對飛行的特殊要求，大力提升飛行器的生存能力。對以空氣動力為機動力來源的高超聲速再入機動飛行器而言，氣動外形設計與布局研究是整個系統(tǒng)研制的關鍵技術之一，相應的氣動特性是總體、彈道、控制、伺服、結構、防熱等專業(yè)的設計基礎［2］，氣動外形設計品質直接影響再入機動飛行器系統(tǒng)性能的優(yōu)劣。

與慣性飛行器相比，高超聲速再入機動飛行器氣動外形設計面臨著一系列新的技術問題，如飛行馬赫數變化范圍寬、大攻角的機動配平與非線性、舵與體的干擾、主激波與舵面激波相互干擾等。在設計思路上，機動飛行器也采用了新的設計技術，如臨界穩(wěn)定設計技術、機動性與穩(wěn)定性匹配設計技術、空氣舵氣動載荷與慣性載荷匹配設計技術等。機動飛行器氣動外形設計在國內外已開展了大量研究。國外以美國為代表的航天大國，為達到在航空與航天領域的研究長期處于領先地位的目的，50多年來開展了一系列飛行試驗進行超聲速與高超聲速各類飛行器氣動與控制技術驗證［3-4］，飛行器外形種類繁多，既有大過載飛行的軸對稱體類飛行器，亦有大升阻比類升力體類飛行器。國內飛行器外形研究主要集中于亞跨超聲速范圍［5-6］，高超聲速領域重點開展了大鈍頭、低升阻比的返回艙類飛行器外形研究［7-8］和高升阻比升力體外形的優(yōu)化方法研究［9-10］，適用于工程研制、結合多專業(yè)設計需求的高超聲速再入機動飛行器氣動外形設計與研究鮮有文獻發(fā)表。

本文從高超聲速再入機動飛行器工程研制出發(fā)，針對飛行器機動飛行能力、載荷裝填需求、終端約束、飛行穩(wěn)定性、空氣舵伺服特性等要求，開展了機動飛行性能研究和氣動外形機動特性的影響研究，提出了適用于大范圍再入機動飛行的氣動外形與布局，對飛行器研制氣動設計具有重要指導意義。

1 再入機動飛行器氣動外形設計

飛行器以高超聲速再入大氣層后，為了實現中高空大范圍機動、低空急速變軌、終端姿態(tài)與落速可調，再入機動飛行器應具有良好的氣動特性;此外，為滿足有效載荷和探測、控制系統(tǒng)裝填要求，機動飛行器外形設計應遵循以下設計原則［11］:

·較大的升力和較高的升阻比;

·較小的靜穩(wěn)定裕度;

·較高的舵面控制效率;

·較大的內部裝填空間;

·較小的負載力矩;

·落速可調。

1.1 較大的升力和較高的升阻比

再入飛行器描述機動能力的大小一般用法向加速度表示。法向加速度越大，它的轉彎半徑就越小，機動能力就越強。在鉛垂平面內，簡化的飛行法向加速度表示為［12］:

由式(1)可知，增大升力系數CL能夠有效地提高法向加速度。

機動飛行的再入飛行器，除了要求轉彎半徑小，還要求有一定的機動距離。在略去重力和地球曲率影響的條件下，其機動距離可表示為:

其中k=CL/CD。

由式(2)可知，當升阻比k增大時，ΔL就增大，機動范圍也就大。

對于以空氣動力作為控制力的高超聲速軸對稱再入飛行器而言，其升力和升阻比取決于體的升力和升阻比，舵面主要提供操縱力矩，因此，再入體的氣動外形要具備法向力大、軸向力小的特點。各類飛行器有效載荷對終端約束不同導致飛行器達到目標點時的速度亦不同，這就要求該飛行器在機動飛行過程中能夠根據有效載荷的不同要求做到速度可調。而調節(jié)落速的有效途徑是錐形運動，即再入飛行器的速度矢量繞其對稱軸作圓錐轉動。這要求設計的氣動外形要縱橫向氣動特性對稱，而對稱氣動外形具有大的升力和升阻比的僅有細長錐體。通過比較單錐、雙錐體的法向力和軸向力系數隨馬赫數和攻角的變化，同時依據內部裝填空間要大的設計要求，細長雙錐體比較合適［13］。細長單錐和雙錐體的法向力、壓差軸向力系數隨馬赫數和攻角的變化如圖1、圖2所示。

圖1 單、雙錐體法向力系數隨馬赫數、攻角的變化Fig.1 Effects of M ach num ber and attack-of-angle on normal-force coefficient for cone and bicone configurations

圖2 單、雙錐體壓差軸向力系數隨馬赫數、攻角的變化Fig.2 Effects of Mach number and attack-of-angle on pressure differential axial-force coefficient for cone and bicone configurations

1.2 較小的靜穩(wěn)定裕度

在一定的攻角范圍內，由于升力系數隨攻角增大而增大，要提高升力系數，必須提高再入機動飛行器配平攻角。同時，為減小伺服系統(tǒng)能源的功率需求，要求在機動飛行時靜穩(wěn)定裕度要小，而非機動飛行條件下的靜穩(wěn)定裕度要大。

由瞬時平衡假設可知，配平攻角與操縱舵之間的關系為:

由式(3)可知，在相同的舵偏角和舵面控制效率條件下，減小靜穩(wěn)定性，則會增大其配平攻角。

控制舵不偏轉狀態(tài)下的靜穩(wěn)定性，可表示為:

若再入飛行器是靜穩(wěn)定的，即XcpB＞Xcg，則較大，αT就較小，機動性能相對較差;若再入飛行器是靜不穩(wěn)定的，即比較小，小的舵偏就能產生大的配平攻角，機動能力就強。應當注意的是，穩(wěn)定性和操縱性是相互矛盾的，在提高再入飛行器機動性能的同時，還要保持它有一定的穩(wěn)定性。故要求在配平狀態(tài)，且攻角進一步增大時，始終要保持，這就要求再入體要具備隨著攻角的增大，其壓心系數后移的特性。單錐體、雙錐體和三錐體的典型氣動特性見表1所示。在同一馬赫數下，XcpB隨攻角增大而后移的只有單錐和雙錐體。而單錐體壓心系數隨馬赫數增大而增大，但變化范圍大，為達到要求的配平攻角，必然后調質心位置。如果調整質心太靠后，則在機動飛行末段再入體進入非機動飛行狀態(tài)(馬赫數較低)時靜穩(wěn)定裕度較低，難以滿足要求。而雙錐體則隨馬赫數增大其壓心前移量較小，且隨攻角的增大其壓心后移。由于高超聲速舵面效率與超聲速相比相對較低，整個機動飛行范圍內，再入飛行器的壓心后移量不大;當進入機動飛行末段轉入非機動狀態(tài)時，再入飛行器以超聲速飛行，此時舵面效率較高，其穩(wěn)定性大增。從靜穩(wěn)定裕度的要求來看，細長雙錐體加控制舵也是合適的。

表1 單錐體、雙錐體、三錐體的典型氣動性能比較Table 1 Typical aerodynam ic characteristics of cone，bicone，and tricone configurations

圖3給出了雙錐體及雙錐體加四個控制舵后壓心系數隨馬赫數的變化規(guī)律。由圖3知，其壓心系數變化范圍僅為±3%。

圖3 單獨體及翼身組合體壓心系數隨馬赫數的變化Fig.3 Center-of-pressure location profiles of the vehicle w ithout rudders and the com p lete assemb ly vehicle

1.3 較高的舵面效率和較小的負載力矩

舵面控制效率的大小是衡量操縱性能好壞的標志。舵面控制效率越高，再入飛行器達到穩(wěn)態(tài)所需的時間就越短，操縱效果就越好。國外資料［14］和國內風洞試驗［15］表明，對于高超聲速飛行的再入飛行器，三角形舵面具有較高的舵面效率，但舵面效率將受舵前方局部動壓和附面層厚度的影響。同時其壓心位置變化范圍小。舵面的偏轉由伺服系統(tǒng)操縱舵面來完成，而伺服系統(tǒng)的負載力矩主要取決于舵面鉸鏈力矩，鉸鏈力矩又取決于舵軸位置的選擇和舵面壓心系數的變化范圍。由于小展弦比的三角形舵壓心基本位于三角翼面心，因而舵軸易于確定，且可將鉸鏈力矩控制在較小范圍。同時從結構設計考慮，由于它的展長小，根梢比大，不僅承載結構合理，可減輕結構質量［15］，而且即使作大攻角飛行，頭部弓形激波打在舵面上，激波干擾產生的力、熱環(huán)境也比其它類型要好。

1.4 較大的內部裝填空間

比較表1中所列的三種外形裝填空間，較大的是三錐體，但由于其壓心系數變化規(guī)律、舵面效率及配平攻角大小不滿足設計要求，因而只能從單錐和雙錐中選擇。雙錐與單錐相比，由于第一錐角的增大也就增大了第二錐的徑向尺寸，故增大了內部裝填體積。由此，從內部裝填空間比較而言，雙錐體能滿足要求。經綜合性能對比，本文所述氣動外形是基于大長細比雙錐體加四個可操縱的三角舵組成的組合體外形，如圖4所示。

圖4 再入機動飛行器氣動外形Fig.4 Aerodynam ic configuration of the reentry vehicle

1.5 氣動外形的優(yōu)選

在上述分析的基礎上，本文采用多位級的正交設計法［17］，在再入飛行器長度和底部直徑不變的條件下，對其球頭半徑RN、第一錐錐角θ1、第一錐長度L1、第二錐錐角θ2、控制翼根弦長CR、半展長LW和翼厚度C進行了優(yōu)化選擇，主要考慮非機動狀態(tài)下的靜穩(wěn)定裕度以及機動飛行狀態(tài)下的配平攻角、升力、升阻比和舵面效率，同時兼顧內部裝填空間的大小，以此設計了正交試驗表。對每組組合采用經風洞試驗修正過的無粘數值計算工程方法得到其氣動力系數，對優(yōu)選后的幾個方案再進行風洞試驗驗證。表2給出了計算得到的各變量對再入飛行器機動能力的影響趨勢。影響壓心系數的主要因素為第一錐錐角、第二錐錐角和舵面半展長，影響配平攻角、升力和升阻比的主要因素是第二錐角、第一錐角和球頭半徑，影響舵面控制效率的主要因素是舵半展長、根弦長和第二錐角。由表2可知，為了增強再入飛行器的機動能力，應減小第二錐角、增大第一錐角和舵半展長。減小第二錐角、增大第一錐角的目的，實際上是減小了再入飛行器的靜穩(wěn)定裕度;增大半展長，在非機動狀態(tài)增加了飛行器的靜穩(wěn)定裕度，在機動狀態(tài)下則增加了舵面效率，無疑也增大了配平攻角。但同時應考慮的是，配平攻角的增大，雖然增大了升力系數，同時也增大了阻力、減小了升阻比，故在優(yōu)選第一錐角和第二錐角時，不能顧此失彼，需要綜合考慮多種因素的影響。

通過以上正交設計法結合理論計算，初步優(yōu)選出目標參數最優(yōu)的球頭半徑和兩錐半錐角、第一錐長度，從而獲得了兩個優(yōu)選體外形和幾組氣動性能優(yōu)異的舵面外形。為進一步獲得準確氣動參數，選取能滿足總體技術指標要求的最優(yōu)外形，同時驗證正交設計下的工程計算獲得規(guī)律的正確性，進行了典型風洞試驗驗證［15］，將這兩個優(yōu)選單獨體外形和6個優(yōu)選舵面外形(包括變根弦長CR、半展長LW、舵前緣鈍度RNW、舵最大厚度C)進行組合試驗。由于理論計算未能計及舵前緣鈍度的影響，因此在風洞試驗中特別增加了舵前緣鈍度的影響試驗。試驗結果證實了前文理論預測的正確性，包括影響壓心系數、配平攻角、升力、升阻比和舵面控制效率的各個參量及其主次關系。同時還得到如下的有益結論:

表2 各因素的影響及極差值Table 2 Influencing factors and their ranges

(1)改變舵的根弦長和最大厚度對氣動特性影響較小。

(2)增大半展長在小攻角時使Cδm增大，在整個攻角范圍內使Xcp后移，但同時使軸向力系數增加。

(3)減小舵前緣鈍度使配平攻角增加，舵面效率提高，穩(wěn)定度降低，升力、升阻比略增大。故在防熱和結構設計允許條件下應盡量減小舵前緣鈍度、適當增大半展長、減小舵最大厚度。

經過分析比較得到了適宜于我國控制系統(tǒng)儀器設備安裝需求的再入飛行器氣動外形，其基本構型在圖4中已經給出。

2 +型氣動布局和×型氣動布局研究

對于在射面機動的再入飛行器而言，舵面布局不同，其氣動特性亦不同。然而對于落速可調的錐形運動而言，由于錐形運動是飛行器對稱軸繞其速度矢量作圓錐轉動，故+字布局與×字布局無法區(qū)別，這兩種布局僅是錐形運動的兩個特殊狀態(tài)，沒有必要進行分析比較，但對于飛行某時段有特殊要求僅能作射面機動的飛行器而言，進行+字布局與×字布局的比較還是很有意義的。

2.1 控制方式的差異

再入飛行器的俯仰、偏航、滾轉控制方式與四個控制舵的布局直接相關，對于十字布局，俯仰控制由水平兩舵偏轉完成，偏航控制由垂直兩舵完成，滾轉控制由四個舵共同完成;對于×字布局，俯仰、偏航、滾轉控制均由四個舵一起偏轉來共同完成。

+字布局的俯仰、偏航、滾轉控制舵偏狀態(tài)為:

兩種不同的布局其控制方式是不同的，+字布局控制系統(tǒng)設計簡單，×字布局略為復雜。

2.2 舵面法向力系數的比較

+字布局與×字布局對再入飛行器的影響主要體現在控制翼提供的法向力上。+字布局靠水平兩個舵提供控制力，而×字布局則靠四個舵共同起作用。圖5給出了風洞試驗得到的+字布局與×字布局舵面法向力系數的比較。舵面不偏轉時，×字布局舵面的法向力隨攻角的增大要大于+字布局，靜穩(wěn)定裕度(在質心不變的條件下)也相應增大;而當舵面偏轉時，四個舵面提供的法向力絕對值亦大于+字布局，在相同舵偏角下，×字布局提供的控制力矩也就較大。因此，從增大非機動狀態(tài)的靜穩(wěn)定裕度和增大控制舵面的操縱效率而言，在射面內機動飛行應當采用×字布局。而當考慮舵前緣的熱防護時，則另當別論。

圖5 十字布局與叉字布局舵面法向力系數的比較Fig.5 Comparison of normal-force coefficients of rudders between cruciform and bifurcate configuration

2.3 面控制效率的比較

由于再入飛行器俯仰控制時×字布局是四個控制舵均偏轉，而+字布局僅水平兩舵偏轉，且相對單獨體的縱向平面而言，兩種布局的安裝位置不同，體的上洗作用亦不同，故兩種布局的舵面控制效率相差較大。圖6給出了M=4.96時+字布局與×字布局在不同舵偏面下的Cδm比較。由圖6可見，×字布局舵面效率隨著攻角α及舵偏面δ的變化非線性非常強，×字布局的舵面效率高于+字布局(除δ=-30°、大攻角狀態(tài))，的非線性太強對控制系統(tǒng)設計是不利的。此外，+字布局的舵面效率隨攻角的變化幅度并不大，在α=0°～25°、δ=10°～-30°范圍內，的變化范圍約為0.075～0.175之內;而×字布局的的變化范圍卻在0.075～0.330之間，變化范圍較大。對于實際配平飛行(αT≈25°)狀態(tài)，+字布局舵面偏轉約-25°，對應的=0.11;而×字布局舵面僅需偏轉-20°，對應的=0.20，舵面效率相差近1倍。

圖6 十字布局與×字布局舵面效率的比較Fig.6 Com parison of rudder control efficiency between cruciform and bifurcate configuration

2.4 機動性能的差異

表征飛行器機動能力大小的氣動參數是升力系數和升阻比，而升力系數又是隨著攻角的增大而增大的，因而提高飛行器的機動能力就應當增大配平攻角。圖7給出了在相同質心條件下，+字布局與×字布局對配平攻角的影響。

圖7 十字布局與×字布局的配平攻角變化Fig.7 Comparison of equivalent angle-of-attack between cruciform and bifurcate configuration

由圖7可知，在相同舵偏角下，×字布局產生的配平攻角大于+字布局，例如舵偏角偏轉-20°時，+字布局對應的配平攻角約為17.5°，而×字布局則為25°，配平攻角大則其升力系數亦大，機動能力就強。因此，就機動性能而言，在相同的舵偏角情況下，×字布局要優(yōu)于+字布局。但在相同的配平攻角下，+字布局與×字布局的升力與升阻比基本相同。而為了使兩種布局達到相同的配平攻角，要么質心位置保持不變，×字布局的舵偏角比+字布局小;要么在相同舵偏角下后調+字布局的質心位置。而后調再入體的質心位置對總體布局很有利，因為對于大長細比的雙錐體，質心系數一般靠后，為調整質心位置滿足設計指標往往在再入體前艙內安裝配重，+字布局的這個優(yōu)勢無疑降低了總體設計的難度。

2.5 航向穩(wěn)定性的比較

由于+字布局采用水平兩個舵面控制俯仰，垂直兩個舵面控制偏航，因而航向穩(wěn)定性較好，而叉字布局則用四個舵同時控制俯仰和偏航，相對而言在控制俯仰方向大攻角飛行的同時，偏航方向的控制力就較小，且舵面交連耦合相對嚴重，航向的不穩(wěn)定反過來又影響俯仰平面的控制，因此，+字布局的控制舵偏角可以略大，而×字布局的俯仰控制舵偏角不宜過大，必須留有一定的余量來控制偏航的不穩(wěn)定。關于這點，國內自由飛行試驗［18］和國外資料的報道［19］均已證實。

綜上所述，+字布局與×字布局相比，十字布局舵面效率、機動配平能力相對較低，但其控制回路設計簡單，航向穩(wěn)定性強，舵面偏轉角范圍大，質心可以后調，有利于總體設計。對于作錐形運動的再入飛行器而言，兩種布局形式都會出現，且是其中的特殊狀態(tài)，因此，總體布局時要考慮+字布局與×字布局的氣動特性差異，優(yōu)化選擇合理的質心位置。

3 結論

本文利用計算和風洞試驗，采用多位級的正交設計法，研究了適用于工程研制的氣動外形和布局，具體結論如下:

1)高超聲速再入機動飛行器的外形選擇應滿足升力、升阻比大、舵面控制效率高、內部裝填空間大、靜穩(wěn)定裕度變化范圍小等工程研制要求，細長雙錐體加四個三角控制舵外形較佳;

2)影響再入機動飛行器機動性能的主要因素是雙錐體前后半錐角和三角舵的半展長;

3)×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、靜穩(wěn)定裕度等方面均優(yōu)于+字布局，但其控制方式較復雜、航向穩(wěn)定性略差。

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Design for aerodynam ic configuration of a hypersonic axisymmetric maneuverable reentry vehicle

Zhu Guangsheng1，*，Liu Wenling2
(1.China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China;2.Beijing Institute of Space Long March Vehicle，Beijing 100076，China)

The problems of aerodynamic configuration design for a hypersonic axisymmetric maneuverable reentry vehicle is studied.In order to design such a maneuverable reentry vehicle which is capable of wide-range endoatmosphere maneuvering，turning off and pushing downward at a high speed，and adjustable for terminal flight parameters，and to meet the engineered requirements of integrated design or control system，the normal acceleration，maneuvering balancing ability，and influence factors of maneuvering distance are analyzed，aerodynamic characteristics of assemblies of cone and rudders are calculated by inviscid numerical calculated method corrected by past data of wind tunnel tests.The result shows that slender biconic shape with four rudders is the best aerodynamic configuration to bridge the gap between the aerodynamic requirements，i.e.higher lift，lift-drag ratio，higher rudder control efficiency，and appropriate static margin together with less load-torque.Using orthogonal design method，the impact tendency and range of different configuration parameters are obtained.Wind tunnel tests are carried out on this basis，and best shape satisfying the general technical specification is proposed.The difference between the cruciform rudders and bifurcate rudders for the chosen shape is compared，draws the conclusion that the bifurcate configuration has better aerodynamicperformance no matter in lift，lift-drag ratio，rudder control efficiency，or static margin.However its engineering implementation is relatively difficult.

maneuverable;reentry vehicle;aerodynamic shape;configuration

V211.3;V221+.3

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0125

0258-1825(2016)03-0327-07

2014-10-24;

2015-02-02

航天部重大配套預研項目

朱廣生*(1963-)，男，博士，研究員，主要從事飛行器空氣動力學和總體設計研究.E-mail:Zgs_0128@163.com

朱廣生，劉文伶.高超聲速軸對稱再入機動飛行器氣動外形設計與布局研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):327-332.

10.7638/kqdlxxb-2014.0125 Zhu G S，Liu W L.Design for aerodynamic configuration of a hypersonic axisymmetric maneuverable reentry vehicle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):327-332.