劉 磊, 楊肖鋒, 肖光明, 魏 東, 唐 偉

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

為進(jìn)一步降低太空運(yùn)輸成本和提高運(yùn)輸可靠性，眾多國(guó)家已開始重點(diǎn)發(fā)展可重復(fù)使用飛行器。美國(guó)、俄羅斯、日本及歐洲多國(guó)自20世紀(jì)80年代以來已開展了大量研究工作[1, 2]，圍繞單級(jí)入軌(SSTO, Single Stage to Orbit)和兩級(jí)入軌(TSTO, Two Stage to Orbit)模式分別提出了多種概念方案[3-5]。

兩級(jí)入軌方案可讓已完成工作任務(wù)的部件在合適的時(shí)刻從系統(tǒng)中分離并返回地面，從而顯著減少推進(jìn)劑消耗量并降低發(fā)射成本[6]。在現(xiàn)有技術(shù)水平條件下，相比于單級(jí)入軌空天飛機(jī)，更適合天地往返運(yùn)輸任務(wù)。但由于兩級(jí)入軌方案需考慮空氣動(dòng)力學(xué)、防熱、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)、軌跡、控制、工程費(fèi)用等眾多因素，且不能直接應(yīng)用傳統(tǒng)火箭或航空飛行器的規(guī)模評(píng)估方法[7-8]，因此在概念設(shè)計(jì)階段獲得一個(gè)相對(duì)閉合的方案是非常困難的挑戰(zhàn)。

目前，國(guó)內(nèi)外尚未見適合于兩級(jí)入軌系統(tǒng)的完整概念設(shè)計(jì)方法公開發(fā)表，更沒有一個(gè)現(xiàn)實(shí)的兩級(jí)入軌飛行器供參考。針對(duì)TSTO方案的研究工作主要集中于全系統(tǒng)的規(guī)模評(píng)估及氣動(dòng)布局選擇等方面。在飛行器規(guī)模評(píng)估研究方面，已開展的研究工作主要分為兩類。一類是通過飛行器總體參數(shù)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，利用回歸分析方法獲得飛行器尺寸和質(zhì)量間的關(guān)系[9-10]。該類研究著重于質(zhì)量評(píng)估，并未考慮飛行器是否具備實(shí)際的入軌能力。另一類則是通過能量守恒關(guān)系，在一定載荷需求下根據(jù)假定的結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)分析推進(jìn)劑消耗率，從而分析飛行器質(zhì)量規(guī)模[11-12]。該類方法則無法獲知飛行器尺寸信息，即無法判斷飛行器的有效容積是否可裝載需求的推進(jìn)劑。也有部分工作將兩類研究相結(jié)合，從地面起飛狀態(tài)出發(fā)，通過浸潤(rùn)面積等尺度參數(shù)實(shí)現(xiàn)二者的關(guān)聯(lián)[13]，驗(yàn)證飛行器規(guī)模的可行性[14]。

本文針對(duì)水平起降兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器系統(tǒng)，使用總體參數(shù)回歸分析方法獲得結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和容積規(guī)模，在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)不同模態(tài)性能和飛行器推阻特性的情況下，提出了一種基于運(yùn)載能力的適用于兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器規(guī)模評(píng)估的逆向分析方法。以此為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)了一種兩級(jí)入軌方案，并以2 T有效載荷、LEO近地軌道為任務(wù)需求，對(duì)飛行器尺寸和質(zhì)量進(jìn)行了評(píng)估，分析了飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量與尺寸間的關(guān)系，以及推進(jìn)劑參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能和飛行剖面對(duì)飛行器規(guī)模的影響。本方法為開展兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器初步設(shè)計(jì)提供了理論依據(jù)，也有助于對(duì)可重復(fù)使用運(yùn)載器總體設(shè)計(jì)方案開展進(jìn)一步優(yōu)化。

1 系統(tǒng)規(guī)模評(píng)估方法

首先確定飛行任務(wù)的載荷質(zhì)量和載荷體積。根據(jù)入軌需求和飛行剖面，從第二級(jí)的規(guī)模預(yù)測(cè)出發(fā)，建立各級(jí)飛行器外形、燃料、動(dòng)力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量等總體參數(shù)間的關(guān)聯(lián)，最終獲得具有實(shí)際參考意義的兩級(jí)入軌全系統(tǒng)規(guī)模的評(píng)估方法。具體步驟包括：

(1) 從基于尺寸的結(jié)構(gòu)質(zhì)量評(píng)估方法出發(fā)，獲得飛行器第二級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，在計(jì)入有效載荷質(zhì)量的基礎(chǔ)上，分析第二級(jí)所需推進(jìn)劑質(zhì)量。

(2) 根據(jù)結(jié)構(gòu)尺寸獲知的結(jié)構(gòu)有效容積，判斷該容積是否足夠裝載第二級(jí)推進(jìn)劑和有效載荷，并進(jìn)行循環(huán)迭代，使飛行器有效容積等于推進(jìn)劑體積和有效載荷體積之和。由此，獲得第二級(jí)飛行器尺寸和質(zhì)量規(guī)模。

(3) 與步驟(1)類似，采用基于尺寸的結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算方法，獲得飛行器第一級(jí)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。在將第二級(jí)總質(zhì)量作為第一級(jí)載荷的基礎(chǔ)上，分析第一級(jí)所需推進(jìn)劑質(zhì)量。

(4) 與步驟(2)類似，根據(jù)結(jié)構(gòu)尺寸獲知的結(jié)構(gòu)有效容積，判斷該容積是否足夠裝載第一級(jí)推進(jìn)劑，并進(jìn)行循環(huán)迭代，使飛行器有效容積等于推進(jìn)劑體積。由此，獲得第一級(jí)飛行器尺寸和質(zhì)量規(guī)模。

通常情況下，第一級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算包括起飛總重(GTOW)參數(shù)，第二級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算包括著陸質(zhì)量參數(shù)。因此，在步驟(1)和步驟(3)的質(zhì)量計(jì)算中也需進(jìn)行迭代分析，以獲得準(zhǔn)確的質(zhì)量數(shù)據(jù)。

具體流程如圖1所示。

下面具體介紹規(guī)模評(píng)估過程中第一級(jí)、第二級(jí)質(zhì)量評(píng)估和不同模態(tài)的推進(jìn)劑質(zhì)量評(píng)估方法。

1.1 結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算方法

結(jié)構(gòu)質(zhì)量評(píng)估是飛行器概念設(shè)計(jì)階段一個(gè)非常重要但相對(duì)薄弱的環(huán)節(jié)[8]。目前，飛行器設(shè)計(jì)部門通常會(huì)基于自身已開發(fā)飛行器的總體參數(shù)數(shù)據(jù)，利用成熟的回歸分析方法推導(dǎo)自己的重量評(píng)估公式。本文針對(duì)TSTO兩級(jí)飛行器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，結(jié)合工程實(shí)踐，形成了如下結(jié)構(gòu)質(zhì)量評(píng)估的關(guān)聯(lián)方法。

1.1.1 第一級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量

本文主要針對(duì)水平起降TSTO可重復(fù)使用飛行器開展研究。其第一級(jí)需背負(fù)大質(zhì)量第二級(jí)飛行器，同時(shí)需達(dá)到相當(dāng)?shù)娘w行高度和飛行速度?；诖?，參照文獻(xiàn)[8]和文獻(xiàn)[15]選取了包括機(jī)身、機(jī)翼、垂尾和著陸機(jī)構(gòu)等在內(nèi)的主要結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算公式：

圖1 飛行器規(guī)模評(píng)估方法總體流程Fig.1 Flow chart of aircraft weight and size estimation method

(1)

(2)

(1+Srud/Svert)0.348ARvert·

(1+Rvert)0.25(cosΛvert)-0.323

(3)

著陸：Mlg=62.21(WTO×10-3)0.84

(4)

著陸：Mlg=62.21(WTO×10-3)0.84

(5)

1.1.2 第二級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量

目前，世界上已發(fā)展了多型可重復(fù)使用航天運(yùn)載器，也基于總體參數(shù)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)形成了運(yùn)載器各部分結(jié)構(gòu)質(zhì)量的評(píng)估方法。參照文獻(xiàn)[16]和文獻(xiàn)[17]選取了機(jī)身、機(jī)翼、垂尾和熱防護(hù)系統(tǒng)(TPS)等在內(nèi)的主要結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算公式：

(6)

機(jī)翼：

(7)

(8)

TPS：Mtps=1.366Abody+2.845(2Sexp)+

1.572(2Svert)+3.468(2Sbf)+0.508Abody

(9)

以上第一級(jí)和第二級(jí)質(zhì)量計(jì)算公式中，A為展弦比，Abody為機(jī)身表面積，ARvert為尾翼展弦比，bstr為半弦長(zhǎng)位置機(jī)翼展長(zhǎng)，bbody為機(jī)身最大寬度，bvert為尾翼展長(zhǎng)，D為機(jī)身高度，L為機(jī)身長(zhǎng)度，Ma為馬赫數(shù)，Mland為著陸質(zhì)量，Nz為極限過載，Sbody為機(jī)身投影面積，Sexp為機(jī)翼外露面積，Srud為方向舵面積，Sscw為操縱面總面積，Svert為垂尾面積，Sw為梯形機(jī)翼面積，Sbf為體襟翼面積，troot為翼根厚度，(t/c)root為翼型相對(duì)厚度，W為機(jī)身寬度，WTO為起飛質(zhì)量，λ為機(jī)翼尖梢比，Λ為25%MAC機(jī)翼后掠角，Λvert為25%MAC垂尾后掠角，Rvert為尾翼錐度比。

以航天飛機(jī)為例，可利用上述第二級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算公式計(jì)算得出的各部件質(zhì)量，如表1所示?？梢钥闯?，各部分結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算值與實(shí)際重量吻合良好，相比真實(shí)飛行器[18]，誤差均在8%以內(nèi)。因此，在TSTO可重復(fù)使用運(yùn)載器的初步設(shè)計(jì)過程中，該方法可作為結(jié)構(gòu)質(zhì)量的評(píng)估方法。

表1 航天飛機(jī)各部件計(jì)算質(zhì)量與相對(duì)誤差Table 1 Estimated weight and relative errors for space shuttle components

1.2 推進(jìn)劑質(zhì)量計(jì)算方法

不管使用何種動(dòng)力形式，飛行器的加速過程均可由牛頓第二定律建立起飛行狀態(tài)與推進(jìn)劑消耗之間的關(guān)系。用發(fā)動(dòng)機(jī)比沖表示推力，可建立飛行器加速運(yùn)動(dòng)一般方程：

(10)

式中，m為飛行器質(zhì)量；V為飛行器速度；T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；D為飛行器阻力；g為重力加速度；γ為飛行器爬升角。

記飛行開始時(shí)的速度和高度分別為V1和H1，結(jié)束時(shí)的速度和高度分別為V2和H2。對(duì)火箭推進(jìn)模態(tài)，由于飛行器推阻比極大，且火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行過程中Isp近似恒定，由式(10)積分可得

(11)

式中，μ為飛行狀態(tài)前后質(zhì)量比；ΔV=V2-V1為飛行器速度增量；ΔVg=2g(H2-H1)/(V1+V2)為重力損失量或勢(shì)能增加量。在不考慮重力損失量ΔVg的情況下，式(11)將變?yōu)槌Ｒ姷腡siolkovsky火箭公式。

對(duì)渦噴、亞燃沖壓和超燃沖壓等吸氣式推進(jìn)模態(tài)，飛行器推阻比較小，阻力損失不可忽略，且比沖Isp也不再為常數(shù)，采用火箭推進(jìn)模態(tài)的推進(jìn)劑質(zhì)量計(jì)算方法將不再適宜。本文在式(10)的基礎(chǔ)上引入發(fā)動(dòng)機(jī)功率TV的概念：

(12)

其中，η為發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率；q為燃料熱值。將式(12)代入式(10)，并寫為式(11)的形式有：

(13)

式中，

(14)

此時(shí)，Ieff可理解為吸氣推進(jìn)模態(tài)下燃料的等效比沖。上述推進(jìn)劑質(zhì)量計(jì)算方法在不同的飛行剖面情況下均可使用，僅需代入不同階段的速度和高度參數(shù)即可。

2 TSTO方案初步設(shè)計(jì)

未來的TSTO可重復(fù)使用飛行器的第一級(jí)可采用吸氣式組合動(dòng)力，包括TBCC和RBCC，或可重復(fù)使用火箭(RR, Reusable Rocket)等，而第二級(jí)則由于需要完成入軌飛行，只能采用RR?？紤]到燃料經(jīng)濟(jì)性和燃料體積因素，兩級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)均適于采用碳?xì)淙剂蟍19]。基于此，本文對(duì)TSTO方案進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)。

借鑒航天飛機(jī)、X-37和X-34等天地往返飛行器的氣動(dòng)布局[20]，再考慮到各級(jí)飛行器的燃料在飛行器內(nèi)部的裝填，本文借鑒提出了一種兩級(jí)運(yùn)載器的氣動(dòng)布局方案。二級(jí)采用帶邊條的小展弦比后掠機(jī)翼及單垂尾方案，形成了本文TSTO系統(tǒng)的第二級(jí)。第一級(jí)同樣采用與二級(jí)相同長(zhǎng)細(xì)比的機(jī)身結(jié)構(gòu)以獲得高容積利用率，機(jī)翼部分則根據(jù)極大起飛重量及爬升加速等氣動(dòng)性能需求，增大了翼展和翼面面積，并采用翼梢小翼增升并確保橫航向安定。作為初步的原理概念設(shè)計(jì)，先考慮將一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)放在機(jī)身腹部，并未開展詳細(xì)設(shè)計(jì)研究。圖2給出了本文設(shè)計(jì)的兩級(jí)入軌飛行器方案。

圖2 兩級(jí)入軌飛行器方案示意圖Fig.2 Schematic diagram of two-stage-to-orbit vehicles

依據(jù)兩級(jí)不同的推進(jìn)系統(tǒng)特點(diǎn)和有效比沖概念的推進(jìn)劑使用效率[14]，初步選定高度30 km、馬赫數(shù)6為級(jí)間分離點(diǎn)。而對(duì)于最大飛行馬赫數(shù)6的飛行器，采用TBCC推進(jìn)系統(tǒng)具有相對(duì)較好的經(jīng)濟(jì)性。在飛行軌跡低速段，利用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力比利用火箭助推產(chǎn)生的比沖大一個(gè)量級(jí)[21]。參考TBCC三種工作模態(tài)的工作馬赫數(shù)范圍和基本性能特點(diǎn)，參照文獻(xiàn)[12]和文獻(xiàn)[22]超燃發(fā)動(dòng)機(jī)全高度等效比沖等參數(shù)，并結(jié)合一定的先進(jìn)系數(shù)，初步制定了如表2所示不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)的具體工況和性能參數(shù)。燃料方面，主要考慮采用液體推進(jìn)劑。為便于后續(xù)的對(duì)比分析，這里也同時(shí)給出了固體推進(jìn)劑的相關(guān)參數(shù)，如表3所示。

表2 不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)的具體工況和性能參數(shù)Table 2 Working condition and performance parameters of different engine modes

表3 推進(jìn)劑參數(shù)Table 3 Propeller parameters

3 結(jié)果分析

3.1 飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量與尺寸的關(guān)系

基于設(shè)計(jì)的高度30 km、馬赫數(shù)6級(jí)間分離和高度100 km、速度7450 m/s入軌條件，首先分析了第二級(jí)入軌飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量與飛行器外形尺寸間的關(guān)系。圖3為飛行器的第二級(jí)質(zhì)量隨機(jī)身長(zhǎng)度變化曲線。從圖中可以看出，飛行器質(zhì)量隨機(jī)身長(zhǎng)度增加呈快速上升趨勢(shì)。對(duì)比航天飛機(jī)和X-37B的質(zhì)量數(shù)據(jù)，本文設(shè)計(jì)的類X-34二級(jí)布局方案在相同長(zhǎng)度上質(zhì)量略小，這與其機(jī)身結(jié)構(gòu)更為細(xì)長(zhǎng)，翼展和翼面面積更小直接相關(guān)，這也表明需要在飛行器質(zhì)量與飛行器裝填空間、飛行器氣動(dòng)特性間進(jìn)行綜合評(píng)估。

圖3 第二級(jí)質(zhì)量隨機(jī)身長(zhǎng)度變化曲線Fig.3 Weight curve over body length of stage two

根據(jù)本文提出的規(guī)模評(píng)估流程，第二級(jí)在該分離狀態(tài)下最終確定的參數(shù)包括：機(jī)身長(zhǎng)度35.1 m、總重199.2 T、干重34.9 T、推進(jìn)劑重量162.4 T。以此為基礎(chǔ)，本文繼續(xù)開展了第一級(jí)的規(guī)模評(píng)估工作。如圖4為飛行器的第一級(jí)質(zhì)量隨機(jī)身長(zhǎng)度變化曲線。從圖中可以看出，隨機(jī)身長(zhǎng)度的增加，飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量的增長(zhǎng)速度相較于推進(jìn)劑質(zhì)量的增長(zhǎng)更為迅速。根據(jù)本評(píng)估流程，第一級(jí)最終參數(shù)為：機(jī)身長(zhǎng)度74.4 m、起飛總重759.6 T。

圖4 第一級(jí)質(zhì)量隨機(jī)身長(zhǎng)度變化曲線Fig.4 Weight curve over body length of stage one

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)效率對(duì)系統(tǒng)規(guī)模的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，即單位重量推進(jìn)劑產(chǎn)生的沖量，是描述推進(jìn)系統(tǒng)效率的一個(gè)重要參數(shù)。對(duì)于第二級(jí)所采用的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，直接分析了比沖變化對(duì)飛行器第二級(jí)規(guī)模的影響。圖5和圖6分別為飛行器第二級(jí)分別使用液體燃料和固體燃料情況下結(jié)構(gòu)規(guī)模隨發(fā)動(dòng)機(jī)比沖變化的曲線圖。從圖中可以看出，不管使用液體燃料還是固體燃料，結(jié)構(gòu)質(zhì)量均隨發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的增大而快速降低。

圖5 第二級(jí)液體燃料不同比沖參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)規(guī)模的影響Fig.5 Influence of different liquid fuel Isp on structure weight and size of stage two

對(duì)液體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)來說，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖從350 s提高10%至385 s，可使結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度從35.1 m縮短12.0%至30.9 m，結(jié)構(gòu)干重從34.9 T減小22.6%至27.0 T。而對(duì)固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)來說，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖從280 s提高10%至308 s，則可使結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度從32.3 s縮短12.4%至28.3 s，結(jié)構(gòu)干重從29.6 T減小23.6%至22.6 T。應(yīng)該說，結(jié)構(gòu)規(guī)模縮小的速度比發(fā)動(dòng)機(jī)比沖提高的速度更快。因此，提升發(fā)動(dòng)機(jī)比沖是控制兩級(jí)入軌飛行器第二級(jí)規(guī)模的有效手段。

圖6 第二級(jí)固體燃料不同比沖參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)規(guī)模的影響Fig.6 Influence of different solid fuel Isp on structure weight and size of stage two

與此同時(shí)，計(jì)算比較了兩種燃料下第二級(jí)結(jié)構(gòu)規(guī)模，如表4所示。采用固體燃料可以獲得較小的結(jié)構(gòu)尺寸，但結(jié)構(gòu)重量明顯較采用液體燃料高。綜合比較兩者的具體數(shù)值，我們認(rèn)為在長(zhǎng)度參數(shù)相差不大的情況下，采用液體推進(jìn)劑更利于控制第二級(jí)總重，對(duì)兩級(jí)入軌飛行器的第一級(jí)負(fù)擔(dān)更小，這也是選擇液體燃料推進(jìn)劑的一個(gè)重要原因。

表4 不同燃料情況下的飛行器規(guī)模Table 4 Structural weight and size under different fuel

對(duì)于第一級(jí)采用的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)來說，本文通過發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率和燃料熱值參數(shù)引入了發(fā)動(dòng)機(jī)功率的概念來描述發(fā)動(dòng)機(jī)效率。由此分析了發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率變化對(duì)飛行器第一級(jí)和整體規(guī)模的影響。表5為TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的不同工作模態(tài)熱效率均在基準(zhǔn)值基礎(chǔ)上提高或降低5%情況下的飛行器規(guī)模分析結(jié)果。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率提高5%時(shí)，機(jī)身長(zhǎng)度、起飛總重、干重和推進(jìn)劑質(zhì)量分別從74.4 m、759.6 T、244.7 T和315.6 T減小到了67.9 m、639.5 T、200.1 T和240.2 T，相對(duì)變化為-8.7%、-15.8%、-18.2%和-23.9%。而當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率降低5%時(shí)，機(jī)身長(zhǎng)度、起飛總重、干重和推進(jìn)劑質(zhì)量分別增大至84.1 m、980.8 T、325.6 T和456.0 T，相對(duì)變化為+13.0%、+29.1%、+33.1%和+44.5%。應(yīng)該說，發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)規(guī)模的影響同樣顯著。

表5 發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率對(duì)飛行器規(guī)模的影響Table 5 Influence of engine thermal efficiency on structure weight and size

同樣的，提高飛行器推阻比也有利于飛行器第一級(jí)和整體規(guī)模的控制。表6為發(fā)動(dòng)機(jī)不同推阻比對(duì)結(jié)構(gòu)規(guī)模的影響結(jié)果。從表中可以看出，不管通過增大推力或是減小氣動(dòng)阻力的手段，只要能提高飛行器的推阻比參數(shù)，均能大幅度縮小第一級(jí)的結(jié)構(gòu)規(guī)模。實(shí)際上，當(dāng)前TSTO最大的制約因素就是發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)能力與飛行器的阻力及重量間的匹配程度較低。在發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)能力有限的情況下，降低飛行器的助力具有十分重要的意義。

表6 發(fā)動(dòng)機(jī)推阻比變化對(duì)飛行器規(guī)模的影響Table 6 Influence of engine thrust on structure weight and size

3.3 不同飛行剖面對(duì)系統(tǒng)規(guī)模的影響

不同的飛行剖面，即發(fā)動(dòng)機(jī)不同模態(tài)工作范圍的改變也會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)規(guī)模產(chǎn)生影響。表7為對(duì)比計(jì)算的三種不同飛行剖面。A方案為原始設(shè)計(jì)方案，B方案和C方案在此基礎(chǔ)上對(duì)部分參數(shù)進(jìn)行了調(diào)整。其中，B方案增大了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍，從起飛一直工作到馬赫數(shù)3.0。C方案則減小了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍至馬赫數(shù)2.0即轉(zhuǎn)換為沖壓模態(tài)。

表7 第一級(jí)不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)的工作范圍Table 7 Working range of different engine modes on stage one

表8為不同方案下的結(jié)構(gòu)規(guī)模計(jì)算結(jié)果。從該結(jié)果來看，調(diào)整第一級(jí)的飛行剖面，對(duì)飛行器規(guī)模會(huì)產(chǎn)生一定影響。但考慮到不同的發(fā)動(dòng)機(jī)需要工作在適合的范圍內(nèi)，所以在有限的調(diào)整幅度下，它對(duì)結(jié)構(gòu)規(guī)模的影響也是有限的。因此，在概念設(shè)計(jì)階段選取一個(gè)固定飛行剖面的方式是適宜的。在概念設(shè)計(jì)完成后可對(duì)飛行剖面及模態(tài)轉(zhuǎn)換條件做進(jìn)一步的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

表8 不同方案的飛行器規(guī)模計(jì)算結(jié)果Table 8 Results of weight and size for different schemes

4 結(jié) 論

本文以飛行任務(wù)載荷目標(biāo)為出發(fā)點(diǎn)，在綜合考慮飛行器入軌能力、起飛總重、燃料裝載能力和總體尺寸的情況下，提出了一種適用于水平起降兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器的規(guī)模評(píng)估分析方法。該方法突破了以往針對(duì)兩級(jí)入軌飛行器的質(zhì)量評(píng)估方法僅將質(zhì)量和入軌能力聯(lián)系起來的方式，綜合考慮了飛行器內(nèi)部載荷和燃料的裝載能力，可有效降低現(xiàn)有方法的迭代分析工作量，提升方法的實(shí)用性。

基于此方法，本文還針對(duì)一種兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器概念方案，對(duì)其尺寸和質(zhì)量進(jìn)行了評(píng)估。獲得了如下幾點(diǎn)符合一般概念的定量化結(jié)論：(1)發(fā)動(dòng)機(jī)效率對(duì)飛行器整體規(guī)模影響顯著，其對(duì)質(zhì)量的影響量遠(yuǎn)大于發(fā)動(dòng)機(jī)效率的改變量；(2)液體燃料在起飛總重方面有優(yōu)勢(shì)，在尺寸基本一致的情況下質(zhì)量輕30%；(3)飛行剖面對(duì)飛行器規(guī)模影響幅度有限，但根據(jù)不同方案間10%～20%的變化量來看，精細(xì)化設(shè)計(jì)仍不容忽視。

本文所建規(guī)模評(píng)估方法和方案分析結(jié)果為進(jìn)一步開展兩級(jí)入軌可重復(fù)使用飛行器設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。