劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥

(北京空天技術研究所,北京 100074)

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雙向飛翼空天飛行器概念外形研究

劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥*

(北京空天技術研究所,北京 100074)

空天飛行器飛行速域寬，氣動外形需同時考慮起飛高升力與超/高超聲速高升阻比需求，給飛行器的氣動布局設計帶來很大難度。雙向飛翼飛行器概念具有兩個互相垂直的對稱面，在亞聲速時以大展弦比模態(tài)飛行，可獲得足夠的升力，超/高超聲速時以小展弦比模態(tài)飛行，可盡量降低激波阻力，飛行模態(tài)轉換的轉換通過機身旋轉90°實現(xiàn)，可能解決寬速域高升阻比設計矛盾。本文據(jù)此構建了一種雙向飛行空天飛行器外形，并開展了CFD數(shù)值仿真。結果表明，與Sanger類常規(guī)布局的空天飛行器相比，雙向飛翼概念外形的亞聲速時最大升阻比為16，提升30%～50%；高超聲速段升阻比性能基本相當，最大升阻比4，說明該外形是一種有潛力的空天往返飛行器方案。在此基礎上，從飛行器技術實現(xiàn)角度，系統(tǒng)梳理了雙向飛翼飛行器方案面臨的三大技術難點，并提出了可行的解決途徑或可能的攻關方向。針對飛行器縱向靜不穩(wěn)定度偏大問題，提出調整機身平面形狀和剖面形狀等，可使靜不穩(wěn)定度降低至10%以內；針對飛行模態(tài)轉換控制困難問題，創(chuàng)新性地提出了一種基于非對稱垂尾的控制方法，在飛行器兩個飛行模態(tài)下各安置一片垂尾，在提供了足夠的模態(tài)轉換控制力矩的同時，改善了飛行器的橫航向穩(wěn)定性；針對發(fā)動機耦合設計問題，提出了一種新的渦輪和火箭發(fā)動機獨立垂直布置的方法，降低了空天飛行器對組合動力技術的依賴性，有助于雙向飛翼空天飛行器的早日實現(xiàn)。

雙向飛翼；空天飛行器；高升阻比；穩(wěn)定性；飛行模態(tài)轉換

0 引 言

隨著超燃沖壓發(fā)動機和機體/推進一體化技術的不斷發(fā)展，發(fā)展空天往返飛行器已經(jīng)成為當前研究的熱點，是高超聲速技術進一步發(fā)展的必然方向。該類飛行器要求具有盡可能高的亞/跨/超/高超聲速升阻比特性，兼顧起降段最大升力特性以及寬速域下的穩(wěn)定性、控制性，對飛行器的外形設計提出了新的挑戰(zhàn)。

對于需跨亞/跨/超/高超聲速飛行的空天飛行器而言，變后掠翼可能是解決高/低速條件下高升阻比外形需求矛盾問題的一種途徑，它可以顯著改善起降及高速飛行階段的氣動性能；但變形過程將帶來飛行器壓心的急劇變化，增大了控制難度；同時，實現(xiàn)變后掠往往需要復雜的控制結構，由此使得飛行器的需用容積和重量增加，考慮到空天飛行器對于結構質量占比要求極為苛刻，變后掠翼可能并非空天飛行器的最佳方案。

“雙向飛翼”概念可能是解決飛行器寬速域氣動特性需求矛盾的有效途徑，它最早由美國邁阿密大學查葛城教授提出[1]。其平面基本外形近似為菱形：亞聲速狀態(tài)下，飛行器以大翼展比姿態(tài)飛行，以保證足夠的升力；超聲速狀態(tài)下，飛行器以小翼展比姿態(tài)飛行，以降低激波阻力；高、低速飛行模態(tài)的轉換通過飛行器90°實現(xiàn)，如圖1所示。

圖1 “雙向飛翼”超聲速飛行器概念圖Fig.1 Supersonic bi-direction flying wing vehicle

概念提出后，國內外對該布局形式進行了一定研究[3-8]。Zha G C等[1]通過數(shù)值仿真給出了雙向飛翼超聲速客機的基本氣動特性與音爆特征，指出雙向飛翼飛行器在亞/跨聲速均具有良好的氣動特性和音爆特性。李占科[7]等人初步分析了雙向飛翼平面形狀和剖面形狀對激波阻力的影響，指出細長的平面幾何形狀對雙向飛翼大/小展弦比兩種飛行模態(tài)下的低阻力設計都非常有利。楊威對機身旋轉的飛行模態(tài)轉換方案開展了非定常過程氣動特性分析，指出當旋轉角速度較小時，飛行器周圍流場的非定常效應較弱，可以按準定常過程處理。但上述研究多集中于概念層面，并且對實現(xiàn)空間裝載與氣動性能的匹配設計、飛行模態(tài)轉換等的研究相對薄弱；另一方面，研究主要集中于超聲速客機方面，對飛行空速域范圍更大、動力系統(tǒng)復雜、氣動熱環(huán)境嚴酷的空天飛行器的應用研究較少。 本文結合水平起降高超聲速飛行器的總體裝載和動力系統(tǒng)需求，構建了基于雙向飛翼的飛行器概念外形，計算并驗證了飛行器在寬速域條件下的升阻比特性。在此基礎上，從飛行器的技術實現(xiàn)角度出發(fā)，系統(tǒng)梳理了雙向飛翼飛行器面臨的技術難題，如亞聲速縱向靜不穩(wěn)定度過大、飛行模態(tài)轉換實現(xiàn)難度大、飛行器/發(fā)動機耦合難度大等，通過分析給出解決途徑或攻關方向，其中創(chuàng)新性地提出了一種新型的非對稱垂尾控制方法和一種新型發(fā)動機組合布置形式，為雙向飛翼空天飛行器的實用化提供技術支撐。

1 概念外形構建

結合總體技術指標需求，初步完成了飛行器的概念外形，如圖2所示。飛行器外輪廓尺寸為25 m×10.5 m×1 m。低速大展弦比外形，內側前緣后掠角34°，外側機翼前緣后掠角13°，名義展弦比2.38；高速小展弦比外形，內側前緣后掠角77°，外側機翼前緣后掠角56°，名義展弦比0.42。

飛行器的飛行軌跡示意如圖3所示。飛行器以大展弦比模態(tài)在馬赫數(shù)0.3起飛并加速至高亞聲速，在馬赫數(shù)0.8時完成飛行模態(tài)轉換，并以小展弦比模態(tài)實現(xiàn)超/高超聲速飛行；此后減速降落，在馬赫數(shù)0.8時再一次飛行模態(tài)轉換，以大展弦比模態(tài)降落。

圖2 雙向飛翼空天飛行器概念外形圖Fig.2 Bi-direction flying wing space shuttle concept

圖3 雙向飛翼空天飛行器飛行軌跡示意圖Fig.3 Trajectory of bi-direction flying wing vehicle

2 計算方法說明

本文主要借助數(shù)值仿真手段分析飛行器的基本氣動特性。使用Fluent求解RANS方程組，求解器選擇為基于密度求解器、AUSM通量格式，湍流模型選擇為SSTk-ω模型，離散格式采用二階迎風格式。計算采用的相關設置經(jīng)過亞跨聲速標模DPW-V和高速風洞驗證[9-10]，如圖4所示，計算精度良好。

(a) DPW-V標模阻力特性算例

(b) 高速標模升阻比特性算例圖4 計算方法驗證算例與驗證精度說明Fig.4 Validation and accuracy of computing method

計算參考面積為飛行器法向投影面積114.2 m2，參考長度選擇低速大展弦比姿態(tài)下的機身長度10 m。

3 飛行器寬速域升阻比特性分析

圖5分別給出了飛行器在亞聲速(Ma=0.6)、超聲速(Ma=1.5)和高超聲速(Ma=6.0)時的升/阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線，其中亞聲速計算模型為大展弦比模態(tài)，超/高超聲速計算模型為小展弦比模態(tài)。

(a) 升力系數(shù)特性

(b) 阻力系數(shù)特性圖5 雙向飛翼空天飛行器寬速域升阻特性分析Fig.5 Aerodynamic characteristics of bi-directional flying wing vehicle

從升力系數(shù)特性對比圖中可以看出：同一攻角下，亞聲速升力系數(shù)約為高超聲速狀態(tài)下的7～10倍，而空天飛行器在高超聲速飛行時的動壓大約是亞聲速時的5～10倍，意味著較常規(guī)飛行器而言，雙向飛翼布局的不同速域動壓/攻角匹配設計裕度更大，適合寬速域飛行。

圖6給出的雙向飛翼飛行器升阻比特性隨升力系數(shù)的變化規(guī)律也證實了這一點。圖中，各速域下的設計點定義為滿足飛行器升重平衡點?？梢钥闯觯w行器在各速域下設計點均位于飛行器最大升阻比位置附近，意味著雙向飛翼具有高的使用升阻比。

圖6 雙向飛翼空天飛行器設計點升阻比分析Fig.6 Lift-drag ratio of bi-directional flying wing vehicle at designed point

圖7給出了雙向飛翼空天飛行器在不同馬赫數(shù)下的最大升阻比，并與典型固定幾何飛行器Sanger進行了對比[11]。從圖中可以明顯看出，兩種布局在高超聲速段的最大升阻比均為4左右，但雙向飛翼飛行器在亞聲速時最大升阻比可達20，較Sanger飛行器大1倍以上，具有一定優(yōu)勢。

圖7 雙向飛翼與固定幾何飛行器最大升阻比對比Fig.7 Comparison between bi-directional flying wing vehicle and convention aircraft

綜上所述，從分析結果來看，與常規(guī)固定翼面飛行器相比，雙向飛翼飛行器在亞/跨/超/高超聲速段均具有良好的升阻比特性，可能是一種有潛力的空天飛行器布局。

4 雙向飛翼布局技術難點分析

雙向飛翼布局通過飛行器旋轉90°實現(xiàn)不同速域下氣動外形與性能需求間的匹配，與常規(guī)飛行器相比，設計理念截然不同：飛行器具有兩個互相垂直的對稱面，且質心通常布置于機身正中央。雙對稱設計、強質心約束、飛行過程中姿態(tài)轉換等特點給飛行器的外形設計帶來極大挑戰(zhàn)，制約了雙向飛翼布局的應用。 下面針對影響雙向飛翼布局設計的三個關鍵難點：大展弦比模態(tài)縱向靜不穩(wěn)定度過大、飛行模態(tài)轉換實現(xiàn)困難、飛行器/發(fā)動機耦合設計難度大等展開分析，提出可行的解決途徑。

4.1 大展弦比模態(tài)縱向靜穩(wěn)定度問題

雙向飛翼飛行器以大展弦比模態(tài)飛行時，可近似看成一段小后掠的梯形翼，根據(jù)空氣動力學理論，低速時焦點位置大致位于25%弦長處，而此時質心處于在50%弦長位置，如圖8所示。以機身為參考長度，飛行器的縱向靜不穩(wěn)定度可達25%，給飛行器的操穩(wěn)控制設計帶來極大困難[12-14]。

圖8 亞聲速飛行模態(tài)剖面焦點連線與質心位置對比Fig.8 Comparison between sections′ aerodynamic center line and center of gravity at subsonic flying mode

通過研究，初步提出了兩種解決該問題的途徑：剖面形狀優(yōu)化及質心位置隨動調節(jié)。

剖面形狀設計需以焦點位置后移為主要優(yōu)化目標，兼顧考慮飛行器的升阻比特性。

圖9給出了前期4種剖面形狀下飛行器的靜不穩(wěn)定度和升阻比特性。從圖中可以看出，改變剖面形狀確實可以改善飛行器的縱向靜不穩(wěn)定度，且采用較小的前緣鈍度可獲得相對更好的結果，以6th-wing4為基準剖面構建的雙向飛翼外形靜不穩(wěn)定度可降低至12%左右。

圖9 剖面形狀對飛行器靜不穩(wěn)定度和升阻比影響Fig.9 Influence of profile curve on portrait stabilization and lift-drag ratio

上述對剖面形狀的設計基于剖面左右對稱的假設。更激進的，可采用非對稱剖面，僅維持機身平面形狀對稱，有可能獲得更好的縱向穩(wěn)定特性。

質心位置隨動調節(jié)方法則需借助機體內部燃油調節(jié)，在大展弦比模態(tài)時使質心位置相對前移，盡量減小飛行器焦點與質心間的距離，如圖10所示。

圖10 雙向飛翼轉移燃油調節(jié)質心方案示意Fig.10 Modifications of center of gravity by moving fuel tank

4.2 飛行模態(tài)轉換問題

大展弦比姿態(tài)和小展弦比姿態(tài)之間的模態(tài)轉換是雙向飛翼飛行器的特有過程，如何實現(xiàn)飛行模態(tài)轉換過程的穩(wěn)定可控是必須解決的問題。Zha G C[1]等人建議借助阻力式方向舵的手段實現(xiàn)該過程，但對該過程并未開展細致分析。

本文針對飛翼布局航向中性穩(wěn)定的特點，提出了一種利用空氣舵面進行飛行模態(tài)轉換的新思路，在飛行器兩種飛行姿態(tài)下的尾部附近各配置一個可轉動范圍極大的全動垂尾，在高低速模態(tài)轉換過程中提供偏航力矩。

正常飛行時，機身尾部附近垂尾起橫航向增穩(wěn)和控制作用，翼稍附近的垂尾沿順氣流方向布置，以盡量減小其對飛行器的附加阻力和非對稱氣動力影響；飛行模態(tài)轉換時，首先借助機身尾部垂尾進行偏航控制，在偏航角度增大到一定數(shù)值后，兩片垂尾共同完成偏航控制，直至飛行器完成飛行模態(tài)轉變，模態(tài)轉換過程中的操控如圖11所示。

圖11 雙向飛翼飛行器飛行模態(tài)轉換技術原理示意圖Fig.11 Flying mode conversion of bi-directional flying wing

該方法不但可獲得飛行模態(tài)轉換過程的偏航力矩，還可在正常飛行過程中借助垂尾增加飛行器的橫航向穩(wěn)定性，極大地改善雙向飛翼飛行器的操穩(wěn)特性。 通過參考美國典型客機B-737和典型戰(zhàn)斗機F-16飛行器的垂尾設計[15]，圖12給出了初步構建的帶非對稱垂尾的雙向飛翼飛行器外形。

圖12 帶垂尾雙向飛翼空天飛行器概念外形三視圖Fig.12 Different views of the vehicle concept with vertical tail

以低速大展弦比模態(tài)為參考，開展了馬赫數(shù)0.8、0°攻角下不同側滑角的定常狀態(tài)數(shù)值計算。模態(tài)轉換過程中，兩片全動舵面同時偏轉，偏轉規(guī)律如圖13所示。從圖中可以看出，隨飛行器側滑角增大，舵偏角度迅速增大，但對應的舵面與氣流偏轉角度始終維持在±15°，分析認為在該氣流夾角范圍內，舵面具備控制能力。

圖13 飛行模態(tài)轉換過程中舵面偏轉示意Fig.13 Rudder deflection in flying mode conversion

圖14給出飛行器在飛行模態(tài)轉換過程中偏航力矩系數(shù)變化規(guī)律。從圖中可以看出，初步設計的舵面可以實現(xiàn)飛行模態(tài)轉換過程的穩(wěn)定可控。

圖14 機身偏航力矩變化及舵面控制能力圖Fig.14 Airframe yawing moment and the control limit of rudder in flying mode conversion

加裝非對稱垂尾后飛行器不再具有面對稱特征，以大展弦比姿態(tài)或小展弦比姿態(tài)飛行時，會產生非對稱偏航力矩，有必要分析飛行器非對稱舵面對氣動特性的影響。

針對圖12給出的飛行器外形，通過數(shù)值仿真，針對無攻角、無側滑狀態(tài)，開展了大展弦比模態(tài)和小展弦比模態(tài)帶舵面氣動性能計算，分析了飛行器非對稱氣動力矩大小及所需的配平舵偏角，結果如表1所示。

表1 非對稱舵面對偏航力矩影響及所需垂尾舵偏Table 1 Yaw moment caused by asymmetric vehicle tail and needed deflect angle

從表1中可以看出，飛行器在大展弦比模態(tài)和小展弦比模態(tài)下，非對稱偏航力矩均較小，所需的垂尾配平舵偏在1.5°以內，對飛行器常規(guī)姿態(tài)飛行影響不大。 圖15給出了飛行器在典型工況下的表面壓力分布云圖，從圖中可以看出，加裝非對稱舵面后，由于舵面順氣流放置，其對飛行器流動干擾較弱，飛行器表面壓力分布仍呈現(xiàn)近似對稱的特征，偏航力矩主要由非對稱舵面的阻力產生，量值較小。

4.3 飛行器/發(fā)動機耦合設計問題

目前空天飛行器的主要動力形式是組合動力發(fā)動機，若將其安裝于雙向飛翼飛行器上，則必須要求發(fā)動機與機身相對旋轉，增加了飛行器系統(tǒng)的復雜性。如何實現(xiàn)飛行器和發(fā)動機的耦合設計是影響飛行器方案成立的關鍵因素。

(a) Ma=0.3

(b) Ma=0.8

(c) Ma=3.0 (d) Ma=6.0圖15 加裝舵面后飛行器上表面壓力系數(shù)云圖對比Fig.15 Pressure coefficient contours of upper surface at different Mach numbers

本文基于雙向飛翼的實際特點，提出了一種“發(fā)動機組合”的方案：在飛行器相對垂直軸線上放置兩臺獨立發(fā)動機，低速發(fā)動機采用高性能渦輪或渦扇發(fā)動機，工作于大展弦比姿態(tài)；高速發(fā)動機采用火箭發(fā)動機或RBCC，工作于小展弦比姿態(tài)。圖16給出了一種渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機組合的雙向飛翼飛行器概念外形。

圖16 適用于雙向飛翼的“發(fā)動機組合”方案示意圖Fig.16 New idea of engine-combination for bi-directional flying wing vehicle

與發(fā)動機和機身相對旋轉模態(tài)的方式相比，該方案降低了空天飛行器對組合動力技術發(fā)展的要求，有利于空天飛行器的早日實現(xiàn)，對雙向飛翼空天飛行器而言，可能是一種較好的動力形式；然而考慮到該方案顯著改變了飛行器上表面外形，可能影響飛行器的寬速域氣動特性，有必要針對雙向飛翼和進排氣系統(tǒng)耦合優(yōu)化設計。

5 結 論

本文在總體基本指標需求的前提下，完成了雙向飛翼空天飛行器的概念外形設計。數(shù)值仿真結果證實了雙向飛翼空天飛行器在寬速域條件下具有一致高升阻比特性，可能是一種有潛力的寬速域高超聲速飛行器布局形式。

在此基礎上，從實現(xiàn)雙向飛翼飛行器方案可行的角度出發(fā)，提出了飛行器設計面臨的三大技術難題，亦即大展弦比模態(tài)縱向靜不穩(wěn)定度偏大、飛行模態(tài)轉換困難、飛行器/發(fā)動機耦合設計難度大，并有針對性的提出了可能的解決途徑：

1) 針對縱向靜不穩(wěn)定問題，提出了修改剖面形狀、甚至考慮非對稱剖面形狀的優(yōu)化手段和質心位置調節(jié)的方法。

2) 針對飛行模態(tài)問題，提出了一種新型的基于非對稱舵面的飛行模態(tài)轉換控制方法。在兩個飛行方向上布置全動垂尾，不僅可實現(xiàn)雙向飛翼飛行模態(tài)轉換過程的穩(wěn)定可控，同時會改善飛行器航向穩(wěn)定性，且不會對常規(guī)飛行模態(tài)帶來太大的非對稱偏航力矩。

3) 針對飛行器/發(fā)動機耦合問題，提出了一種新型的“發(fā)動機組合”的方案。在飛行器相對垂直軸線上放置兩臺獨立發(fā)動機，低速發(fā)動機工作于大展弦比姿態(tài)，高速發(fā)動機工作于小展弦比姿態(tài)，降低了雙向飛翼空天飛行器對組合動力技術的要求。

必須指出的是，當前對雙向飛翼飛行器概念外形的研究仍處于起步階段，對布局設計問題的解決途徑僅僅停留在初步驗證階段，有待后續(xù)進一步深化研究。

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Research on bi-directional flying wing space shuttle configuration

LIU Xiaobin, XU Kezhe, ZHU Guoxiang*

(BeijingAerospaceTechnologyInstitute,Beijing100074,China)

The inconsistency between high-lift requirement at taking off and high lift-drag ratio requirement at supersonic/hypersonic flying often confuses aerospace shuttle designers.Bi-directional flying wing concept consists of a symmetric diamond planform.This wing flows with a high aspect ratio shape at subsonic speed, while changes its flying mode by rotating the aircraft 90° around vertical axis.It finally flows with a low aspect ratio shape at hypersonic speed.This concept is considered as a new way to overcome the design conflict between subsonic and hypersonic flight.By using the new concept, this paper constructed an aerospace shuttle.The CFD result shows that, compared with German TSTO vehicle, i.e., Sanger, the new concept aircraft has a 30%-50% higher lift-to-drag ratio at subsonic speed, reaching 16 while maintains a high lift-to-drag ratio at hypersonic speed, reaching 4.It has been indicated that bi-directional flying wing configuration is a potential option for space flight.Furthermore, three main problems have been pointed out in designing this new concept vehicle.These problems are longitudinal stability issue at subsonic speed, conversion disorders in changing flying model, and difficulties in coupling airframe and engine design, respectively.For each problem, one or more applicable solutions were proposed.Particularly, a new flying conversion mode was indicated by installing

two asymmetrical vertical fins at the tail the fuselage to provide enough control moment and improve lateral stability for the aircraft.In addition, a new power plant, i.e., the installment of individual orthogonal engines in different direction was proposed to reduce the requirements of combined power.These means may contribute to the realization of the bi-directional flying wing concept.

bi-directional flying wing; space shuttle; high lift-drag ratio; portrait stabilization; flying mode conversion

0258-1825(2017)03-0415-07

2017-01-12

2017-01-22

劉曉斌(1988-)，男，山東青島人，工程師，研究方向：飛行器氣動布局設計.E-mail：xiaobin0625@126.com

朱國祥*(1976-)，男，湖北武漢人，研究員，研究方向：飛行器氣動布局設計.E-mail: zhuguoxiang@163.com

劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥.雙向飛翼空天飛行器概念外形研究[J].空氣動力學學報, 2017, 35(3): 415-420, 443.

10.7638/kqdlxxb-2017.0021 LIU X B, XU K Z, ZHU G X.Research on bi-directional flying wing space shuttle confi-guration[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 415-420,443.

V411.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0021