左林玄 尤明

摘要：本文介紹了高超聲速飛行器氣動布局分類，對鐘形體布局、升力體布局、乘波體布局、翼身融合布局進行了分析說明，總結(jié)了高超聲速飛行器氣動布局的發(fā)展方向。從穩(wěn)定性和操縱性的維度對高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性進行了分析，重點分析了在縱向靜穩(wěn)定性、航向靜穩(wěn)定性、副翼操縱效率、方向舵操縱效率等方面，高超聲速飛行器區(qū)別于傳統(tǒng)飛機的特點?；诟叱曀亠w行器的操穩(wěn)特性，給出了高超聲速飛行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器；氣動布局；操穩(wěn)特性；乘波體布局；翼身融合布局

中圖分類號：V221.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.006

基金項目：國家自然科學基金（61903349）

高超聲速飛行器是指飛行高度在20～100km之間，速度超過馬赫數(shù)5的快速新型飛行器[1]，高超聲速飛行技術(shù)是繼發(fā)明飛機實現(xiàn)飛行、突破聲障實現(xiàn)超聲速飛行后，航空航天史上又一項具有劃時代意義的新技術(shù)。高超聲速飛行器既包含以吸氣式發(fā)動機為動力的飛行器，也包含無動力或采用其他推進方式的可重復使用運載器、再入飛行器等。高超聲速技術(shù)涉及總體、氣動、推進、結(jié)構(gòu)、材料、熱防護、控制等眾多學科，對科技和工業(yè)的發(fā)展具有極大的帶動作用。因此，世界各軍事強國積極探索高超聲速技術(shù)，按照近期目標為高超聲速巡航導彈、中期目標為高超聲速飛機、遠期目標為空天飛機持續(xù)開展相關(guān)技術(shù)研究，包括美國的HyperX計劃、HyFly計劃、HyTech計劃等，俄羅斯的“冷”計劃、“鷹”計劃等，法國的組合吸氣式發(fā)動機計劃（JAPHAR），英國的“云霄塔”等[2-6]。本文從高超聲速飛行器氣動布局與操穩(wěn)特性角度出發(fā)，對典型的高超聲速飛行器氣動布局進行分析，并分別從穩(wěn)定性、操縱性、機動性等方面對高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性進行分析與評估。

1高超聲速飛行器氣動布局

1.1高超聲速飛行器氣動布局分類

高超聲速飛行器氣動布局可以分為：鐘形體布局、升力體布局、乘波體布局和翼身融合布局[7-8]。

（1）鐘形體布局

鐘形體布局的特點是構(gòu)型簡單、技術(shù)成熟度高、進入過程減速特性好，主要用于航天員或航天貨物的運輸及再入返回。

美國火星探測的維京（Viking）任務、探路者（Pathfinder）任務以及近年最龐大的火星探測任務火星科學實驗室（MSL）均采用鐘形體布局[9-10]，其防熱多具有較大的氣動阻力，有利于著陸器減速，同時其俯仰靜穩(wěn)定度對軸向的敏感度較低。SpaceX公司的“龍”飛船（見圖1）也采用鐘形體布局，于2012年5月成功完成首飛試驗，并于2020年5月30日載人發(fā)射成功[11]。

（2）升力體布局

升力體布局的特點是易獲得高超聲速機動飛行需要的大升阻比和穩(wěn)定配平能力，并具有較高的容積率。美國X-37B飛行器（見圖2）采用升力體布局，氣動布局借鑒了航天飛機的成果，并采用低脊的圓形機身橫截面，機身平面大而機翼小，在氣動外形設(shè)計上具備了飛機的主要特征[12]。其他采用升力體布局的高超聲速飛行器還包括X-33[13]、HTV-2[14]等。

（3）乘波體布局

乘波體布局的特點是在高超聲速條件下具有高升力、低阻力、大升阻比特性，常與超燃沖壓發(fā)動機相結(jié)合設(shè)計飛發(fā)一體化布局，已經(jīng)成為高超聲速巡航飛行器主要氣動布局形式[15]。美國X-43A飛行器采用乘波體布局，首次實現(xiàn)了以超燃沖壓發(fā)動機為動力的乘波體布局飛行器高馬赫數(shù)自主飛行；X-51A飛行器（見圖3）同樣采用乘波體布局，共開展了4次飛行試驗，并在第4次取得成功[16]。

（4）翼身融合布局

翼身融合布局的特點是具有較高的內(nèi)部空間使用效率，機身為流線型，機翼與機身連接處較為平滑，機身兩側(cè)有脊線，三角翼的安裝角小，獲得較高的升力與較低的高速阻力。20世紀70年代，著名的超聲速偵察機SR-71（見圖4）是早期翼身融合布局的一個成功實現(xiàn)。2013年，美國開始研究新一代翼身融合布局的高超聲速無人偵察機SR-72（見圖5）[17]。

未來高超聲速飛機的氣動布局將向翼身融合布局的方向發(fā)展，而吸氣式高超聲速巡航飛行器或者高超聲速導彈可能采用乘波體布局，由于此兩種布局在高超聲速階段具有相似的操穩(wěn)特性，本文后續(xù)的操穩(wěn)分析也重點針對此兩種布局開展。

2高超聲速飛行器穩(wěn)定性分析

2.1縱向穩(wěn)定性分析

2.1.1縱向靜穩(wěn)定性分析

縱向靜穩(wěn)定性指在平衡狀態(tài)的基礎(chǔ)上，飛行器受縱向瞬時干擾是否具有恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢。傳統(tǒng)飛機一般采用迎角靜穩(wěn)定性進行縱向靜穩(wěn)定性分析，但是高超聲速飛行器速度變化范圍大，迎角靜穩(wěn)定性已經(jīng)不能完全表征其縱向靜穩(wěn)定性，還需要考慮速度靜穩(wěn)定性。

縱向靜穩(wěn)定性可以用飛行器焦點與質(zhì)心的相對關(guān)系來表征，表示為：

此時，升降舵偏轉(zhuǎn)對縱向的靜穩(wěn)定性導數(shù)影響不會改變Cmα的符號，即飛行器本體的靜穩(wěn)定導數(shù)Cmα可以表征靜穩(wěn)定性導數(shù)；而當飛行器升降舵效率對迎角的偏導數(shù)相比于本體靜穩(wěn)定導數(shù)Cmα不可忽略，則在分析縱向靜穩(wěn)定性時必須考慮升降舵偏轉(zhuǎn)的影響。圖6和圖7分別給出了傳統(tǒng)飛機和高超聲速飛行器不同升降舵偏轉(zhuǎn)角下俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。從圖6可以看出，對于傳統(tǒng)飛機，升降舵偏轉(zhuǎn)對俯仰力矩的斜率沒有影響，表示其靜穩(wěn)定性導數(shù)可以完全由靜穩(wěn)定導數(shù)Cmα表征。但是對于高超聲速飛行器，焦點隨著馬赫數(shù)和舵面偏轉(zhuǎn)變化范圍很大，從圖10可以看出，當迎角大于一定值時，升降舵的偏轉(zhuǎn)會引起俯仰力矩系數(shù)斜率的改變，其影響不可忽視。

2.1.2縱向動穩(wěn)定性分析

飛行器的縱向動穩(wěn)定性是指飛行器在受到縱向擾動后到最終恢復的全過程特性。

高超聲速飛行器的縱向運動狀態(tài)包括速度V、迎角α、俯仰角θ、俯仰角速率q，一般其縱向運動的4個特征根是由兩組共軛復根組成：其中一對復根實部的絕對值比較大，另一對復根實部的絕對值相對比較小，前者對應的運動稱為短周期模態(tài)，后者對應的運動則稱為長周期模態(tài)。高超聲速飛行器的短周期模態(tài)主要體現(xiàn)在迎角和俯仰角速率的快速振蕩，為方便分析，可將高超聲速飛行器的速度和俯仰角看作常量，這樣高超聲速飛行器的縱向運動由4個自由度變成了二自由度的短周期運動，短周期的兩個根可表示為：

當（Mq/V）Zα- Mα< 0時，式（5）根號內(nèi)為正值，表明短周期運動的兩個根有一個正的實根，表明高超聲速飛行器是穩(wěn)定的。由于（Mq/V）Zα值比較小，因此只要Mα為正值，即表明高超聲速飛行器是穩(wěn)定的。

而Mα= Cmα-qSc/Iy（-q為動壓，S為參考面積，Iy為轉(zhuǎn)動慣量），從圖7中可以看出，如果是負的斜率，飛行器是穩(wěn)定的。但是若是升降舵的效率太高，導致加上配平舵面后力矩斜率是正的，則原來的穩(wěn)定性被抵消，飛行器是不穩(wěn)定的。

2.2橫航向穩(wěn)定性分析

2.2.1橫向靜穩(wěn)定性分析

橫向靜穩(wěn)定性用靜導數(shù)Clβ表示，若Clβ< 0，則表示橫向靜穩(wěn)定。圖8和圖9分別是高超聲速飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl在不同迎角下隨馬赫數(shù)的變化曲線圖，圖中變化曲線的斜率表示高超聲速飛行器的橫向靜穩(wěn)定導數(shù)Clβ。迎角和馬赫數(shù)會影響高超聲速飛行器的橫向靜穩(wěn)定導數(shù)Clβ，從圖8和圖9可以看出，同一迎角下，馬赫數(shù)越大，側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩越??；相同馬赫數(shù)下，迎角越大，側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩越大。一般高超聲速飛行器的Clβ都是負值，表示高超聲速飛行器橫向是靜穩(wěn)定的。

2.2.2航向靜穩(wěn)定性分析

航向靜穩(wěn)定性又稱為風標穩(wěn)定性，用靜導數(shù)Cnβ表示，若Cnβ> 0，則表示航向靜穩(wěn)定。高超聲速飛行器在高馬赫數(shù)飛行時，若飛行迎角較大，其垂尾就會處于飛行器產(chǎn)生的擾流中，導致Cnβ較差，其航向靜不穩(wěn)定的區(qū)域就存在于其大迎角飛行時。圖10和圖11分別是高超聲速飛行器偏航力矩系數(shù)Cn在不同迎角下隨馬赫數(shù)的變化曲線圖，其斜率就是航向靜穩(wěn)定導數(shù)Cnβ。從圖中可以看出，相同馬赫數(shù)下隨著迎角的增大Cnβ變差，相同迎角下隨著馬赫數(shù)的增大Cnβ變差。

2.2.3橫航向動穩(wěn)定性分析

高超聲速飛行器在高空高速飛行階段，動壓比較低，螺旋模態(tài)頻率很小，此時占主導地位的是滾轉(zhuǎn)模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)。其中，荷蘭滾模態(tài)可以用來描述高超聲速飛行器的橫航向的動穩(wěn)定性。傳統(tǒng)飛機的荷蘭滾頻率可以用Cnβ表征，但是當高超聲速飛行器處于大迎角飛行狀態(tài)時，Clβ對荷蘭滾頻率的影響不能忽略。因此，需要用Cnβ，dyn預測荷蘭滾頻率：

同時，由于高超聲速飛行器的氣動布局是細長體，滾轉(zhuǎn)通道的轉(zhuǎn)動慣量很小，導致其滾擺比很大，因此滾轉(zhuǎn)運動在荷蘭滾模態(tài)中占的比重比偏航運動大很多。圖12是Clβ、Cnβ和Cnβ，dyn的比較曲線，從圖中可以看出，雖然Clβ和Cnβ一直都為負值，但是在同一迎角下，Clβ的絕對值大于Cnβ的絕對值，且隨著迎角增大，兩者的差值越來越大，導致Cnβ，dyn一直為正值，且隨著迎角增大越來越大，表明荷蘭滾頻率增大。

3高超聲速飛行器操縱性分析

3.1縱向操縱性分析

對于高超聲速飛行器來說，縱向操縱性主要考慮縱向配平能力和升降舵的操縱效率。其中，縱向配平能力主要是根據(jù)高超聲速飛行器的飛行剖面，選取重要的飛行狀態(tài)點進行縱向配平，考察整個飛行剖面內(nèi)升降舵的配平能力是否足夠。

升降舵的操縱效率指升降舵的偏轉(zhuǎn)改變高超聲速飛行器飛行狀態(tài)的能力，其操縱性必須要滿足全飛行范圍內(nèi)飛行控制系統(tǒng)的要求。從縱向操縱性的角度考慮，希望升降舵偏轉(zhuǎn)后，高超聲速飛行器的響應比較快，并且縱向操縱性能隨高度和馬赫數(shù)的變化比較小。

對于高超聲速飛行器來說，單位升降舵舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰角加速度隨著動壓的增大而增大，飛行器的響應頻率也隨著動壓的增大而增大。

3.2橫航向操縱性分析

3.2.1副翼效率分析

副翼主要用于滾轉(zhuǎn)操縱，對于高超聲速飛行器來說，高馬赫數(shù)下的副翼操縱效率足夠，但是會帶來航向失穩(wěn)的問題，目前副翼操縱時的航向穩(wěn)定性主要用LCDP來判斷：

當LCDP < 0時，將導致航向不穩(wěn)定。LCDP < 0主要有三個原因：一是航向不穩(wěn)定或者穩(wěn)定度不夠；二是上反效應明顯；三是Cnδa> 0。圖13是LCDP隨迎角和馬赫數(shù)變化曲線圖，從圖中可以看出，在低馬赫數(shù)時，LCDP為正值；在小迎角時，LCDP隨著馬赫數(shù)的增加，由正值逐漸變?yōu)樨撝?；在高馬赫數(shù)下，LCDP隨著迎角的增加，由負值逐漸變?yōu)檎?。當LCDP為負值時，操縱副翼會產(chǎn)生反操縱現(xiàn)象，為了增加航向穩(wěn)定性，可以采用以下兩種策略解決副翼的反操縱現(xiàn)象：采用側(cè)滑角反饋或者增加副翼到方向舵的補償。

3.2.2方向舵效率分析

高超聲速飛行器方向舵的作用主要包括：增穩(wěn)荷蘭滾、繞速度軸滾轉(zhuǎn)、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎及特殊情況下用來進行滾轉(zhuǎn)控制。

高超聲速飛行器在高馬赫數(shù)大迎角飛行狀態(tài)進行滾轉(zhuǎn)時，副翼和方向舵耦合嚴重，飛行器的迎角會轉(zhuǎn)化為側(cè)滑角，飛行迎角越大，對側(cè)滑的作用也越大，側(cè)滑角會產(chǎn)生一個與飛行器滾轉(zhuǎn)方向相反的穩(wěn)定力矩，直到飛行器的機體軸與速度軸重合。為了繞速度軸完成滾轉(zhuǎn)，需要側(cè)滑角保持為零，此時高超聲速飛行器利用副翼操縱完成滾轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)，利用方向舵操縱抑制滾轉(zhuǎn)帶來的側(cè)滑。

高超聲速飛行器方向舵引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角和馬赫數(shù)的變化曲線如圖14所示，從圖中可以看出，由于高超聲速飛行器的滾擺比很大，導致在荷蘭滾模態(tài)中滾轉(zhuǎn)占優(yōu)勢，在高馬赫數(shù)飛行時，方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩較小，不能用于增穩(wěn)荷蘭滾；隨著馬赫數(shù)降低，方向舵的效率提高，方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩逐漸增大，此時方向舵可以用于增穩(wěn)荷蘭滾。

4結(jié)束語

本文詳細總結(jié)了高超聲速飛行器的氣動布局分類，并指出未來高超聲速飛行器的布局將向翼身融合布局和乘波體布局兩個方向發(fā)展；從穩(wěn)定性和操縱性等維度分析了高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性，并給出可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

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作者簡介

左林玄（1981-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛機總體設(shè)計、氣動力設(shè)計。

Tel：13516004762E-mail：Zuolinxuan_601@sina.com尤明（1988-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：操穩(wěn)分析與控制律設(shè)計。

Tel：18940218582E-mail：mywbdl@tju.edu.cn

Research on Aerodynamic Configuration，Stability and Control Characteristics of Hypersonic Vehicle

Zuo Linxuan*，You Ming

AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： This paper introduces the classification of aerodynamic configuration of hypersonic vehicle， analyzes the configuration of clock form configuration， lift body configuration， waverider configuration and blended wing body configuration， summarizes the development direction of hypersonic vehicle aerodynamic configuration. The stability and control characteristics of hypersonic vehicle are analyzed， and the characteristics of hypersonic vehicle are distinguished from that of conventional aircraft in the aspects of longitudinal static stability， heading static stability， aileron control efficiency， rudder control efficiency. Based on the stability and control characteristics of hypersonic vehicle， a feasible strategy for elevator， aileron and rudder of hypersonic vehicle is presented.

Key Words：hypersonic vehicle；aerodynamic configuration；stability and control characteristics；waverider configuration； blended wing body configuration