劉榮健 白 鵬

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074)

自1947年10月14日耶格爾駕駛貝爾X-1突破音障，實現(xiàn)第一次載人超聲速飛行以來，超聲速飛行技術(shù)已經(jīng)取得了巨大成就。A-12/SR-71成為第一種以馬赫數(shù)3巡航飛行的實用飛行器。2004年11月16日，X-43A試驗飛行器首次實現(xiàn)了約馬赫數(shù)10的吸氣式巡航飛行，標(biāo)志著吸氣式高超聲速飛行取得了重大進展。相比航天和軍用航空領(lǐng)域，民用航空領(lǐng)域的超聲速飛行一直處于進展緩慢的狀態(tài)，兩種實用的超聲速客機圖-144和協(xié)和在短暫的輝煌之后已經(jīng)退出了歷史舞臺(圖1，圖2)。究其原因就是當(dāng)前超聲速飛機很差的燃油效率導(dǎo)致的高運營成本以及超聲速飛行所帶來的聲爆兩大問題沒有得到解決。而這兩個問題背后的主要因素都是超聲速飛行時產(chǎn)生的強激波。如何減弱超聲速巡航飛行時的激波一直是空氣動力學(xué)家的努力方向。

圖1 超聲速客機

圖2 協(xié)和與圖-144

1935年，在羅馬召開的第五屆雅爾塔會議上，普朗特的弟子，德國空氣動力學(xué)家布茲曼 (Busemann)[1]首次提出了超聲速雙翼機的概念 (圖 3)。其基本思想為利用平行放置的兩個機翼產(chǎn)生的波系對消，達到減弱或完全消除超聲速飛行時產(chǎn)生的強激波，進而大幅減小激波阻力的目的。由于當(dāng)時人類尚未實現(xiàn)超聲速飛行，因此該論文沒有得到太多關(guān)注。在超聲速飛行的早期，一些著名空氣動力學(xué)家對這一概念進行了初步的理論研究和實驗驗證。由于超聲速雙翼機構(gòu)型具有更小的阻力、更弱的聲爆，進而具有更好的經(jīng)濟性和環(huán)境友好性，因此有望成為未來超聲速運輸機的可用形式。近年來，隨著人們對超聲速商業(yè)飛行的熱切期盼，這一概念重新回到空氣動力學(xué)家和航空工程師的視野中。縱觀歷史，超聲速雙翼機的研究歷程可大致分為三個階段：

第一階段：1930s，概念提出階段，布茲曼在理論研究的基礎(chǔ)上提出了布茲曼雙翼機的概念，但未獲太多關(guān)注。

第二階段：1940s–1950s，早期概念和試驗研究階段，一些著名流體力學(xué)專家，如萊特希爾(Lighthill)、費里(Ferri)[2]均對其進行過研究，費里在試驗中觀察到了壅塞和遲滯現(xiàn)象。我國流體力學(xué)家談鎬生[3]在1950年的報告中利用小擾動線性理論研究了三維布茲曼雙翼。1955年，道格拉斯飛機公司的利歇爾(Licher)[4]進一步發(fā)展了布茲曼雙翼機，提出利歇爾雙翼機的概念。

第三階段：2004年至今，日本東北大學(xué)的一些學(xué)者[5-14]在研究低聲爆超聲速運輸機構(gòu)型時重新重視了超聲速雙翼機的概念，開展了大量理論和試驗研究，發(fā)表了多篇論文。之后，美國麻省理工學(xué)院、日本長岡技術(shù)大學(xué)、美國斯坦福大學(xué)以及以色列的一些學(xué)者，包括著名計算流體力學(xué)家詹姆森(Jameson)也進行了超聲速雙翼構(gòu)型的研究[15-18]。2012年后，國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的葉正寅課題組、王正平課題組以及一些青年學(xué)者也開展了三維超聲速雙翼構(gòu)型的機理研究及其在導(dǎo)彈減阻方面應(yīng)用的研究[19-23]。西北工業(yè)大學(xué)的劉姝含等[24-25]將布茲曼雙翼構(gòu)型的適用范圍拓展至高超聲速領(lǐng)域。

圖3 最早的布茲曼雙翼構(gòu)型[14]

1 超聲速雙翼機的原理

1.1 激波減弱效應(yīng)

根據(jù)超聲速線化理論，無黏、小攻角情況下平板翼型的升力和阻力系數(shù)可寫為

式中α為攻角，M∞為來流馬赫數(shù)。

考察由兩個平板翼組成的雙翼構(gòu)型，忽略兩個平板翼之間的干擾，如圖4所示。由式(1)和式(2)易得：與單翼構(gòu)型升力相等時，雙翼構(gòu)型的攻角為單翼構(gòu)型的1/2。進而，雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)為單翼構(gòu)型的 1/2(平板相對厚度為零，即由厚度導(dǎo)致的波阻忽略不計)。即，產(chǎn)生相同升力的情況下，雙翼構(gòu)型比單翼構(gòu)型產(chǎn)生的激波大幅減弱了，進而減小了升致波阻。

圖4 激波減弱效應(yīng)[6]

1.2 激波消除效應(yīng)

超聲速雙翼機真正的意義在于顯著減小甚至消除由厚度產(chǎn)生的波阻。如圖5所示，將傳統(tǒng)的超聲速菱形單翼從弦線分為相同的兩半，再翻轉(zhuǎn)對稱放置，便形成了典型的布茲曼雙翼構(gòu)型。通過調(diào)節(jié)上下翼面的相對位置，使前緣產(chǎn)生的激波剛好打到另一側(cè)機翼的肩點上，并與該處產(chǎn)生的膨脹波干涉，從而減弱(消除)激波。理論上，在設(shè)計馬赫數(shù)下可以完全消除激波，而由厚度(容積)導(dǎo)致的波阻為零。

圖5 布茲曼雙翼構(gòu)型的激波消除效應(yīng)[19]

1.3 布茲曼雙翼機的發(fā)展——利歇爾雙翼機

上述的激波減弱效應(yīng)為減小升致波阻，而激波消除效應(yīng)為減小厚度導(dǎo)致的波阻，如果將兩個效應(yīng)結(jié)合起來將大幅減小超聲速飛行時的阻力。1955年，道格拉斯飛機公司的利歇爾提出了結(jié)合上述兩個效應(yīng)的利歇爾雙翼機概念[4]，如圖6所示。

利歇爾雙翼同時應(yīng)用了平板雙翼的激波減弱效應(yīng)和布茲曼雙翼的激波消除效應(yīng)，研究結(jié)果表明，其波阻力為相同升力下平板翼型的2/3。

圖6 利歇爾雙翼構(gòu)型原理[19]

2 超聲速雙翼機基本問題研究進展

2.1 非設(shè)計點特性

超聲速雙翼構(gòu)型的一個特點是在設(shè)計點具有良好的氣動特性，偏離設(shè)計點后性能會有很大變化[7]。如圖7所示，偏離設(shè)計點后雙翼構(gòu)型內(nèi)部的壓力分布與設(shè)計點有很大不同，導(dǎo)致較大的波阻力。

圖7 布茲曼雙翼的設(shè)計點和非設(shè)計點工況[14]

圖8對比了相同厚度的菱形單翼和布茲曼雙翼構(gòu)型的零升阻力[19]。該布茲曼雙翼的設(shè)計點為馬赫數(shù)2.5。圖8顯示，在設(shè)計點，布茲曼雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)最小，在馬赫數(shù)0.5～1.9之間的區(qū)域，布茲曼雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)明顯高于菱形單翼，馬赫數(shù)1.9～3.0之間的區(qū)域里布茲曼雙翼構(gòu)型能夠保持較低的波阻。

圖8 布茲曼雙翼和菱形單翼零升阻力特性對比[19]

超聲速雙翼的結(jié)構(gòu)類似于超聲速內(nèi)壓進氣道。因此在非設(shè)計點工況，雙翼構(gòu)型會在較大馬赫數(shù)范圍內(nèi)存在壅塞及相關(guān)的遲滯現(xiàn)象[6，8]。圖9為一設(shè)計點為馬赫數(shù)1.7的布茲曼雙翼構(gòu)型加速過程的壓力云圖[14]，可見壅塞問題是很嚴(yán)重的，壅塞時阻力大幅增加，氣動特性急劇惡化。

圖9 布茲曼雙翼構(gòu)型加速過程壓力云圖[14]

與超聲速進氣道類似，超聲速雙翼構(gòu)型減速過程的流場往往與加速過程不重合，存在遲滯現(xiàn)象，如圖10所示。

圖10 布茲曼雙翼構(gòu)型的遲滯現(xiàn)象[14]

為解決壅塞及相關(guān)的遲滯現(xiàn)象，日本JAXA和東北大學(xué)的楠瀬、松島等研究了喉部變形、機翼富勒延展、前后緣可動等一系列措施 (圖 11)[7，14]。與超聲速進氣道啟動問題類似，這些措施都是通過改變氣流入口與喉部的面積比，進而改善壅塞及遲滯問題的。

從圖12可以發(fā)現(xiàn)，采用變形措施后，布茲曼雙翼的非設(shè)計點性能被大幅改善了，在寬馬赫數(shù)范圍均能保持低于菱形單翼的波阻力系數(shù)。在實際應(yīng)用中，由于飛機要經(jīng)歷起飛、加速、巡航、減速、降落等過程，布茲曼雙翼構(gòu)型需要在多個設(shè)計點工作良好，尤其低速起降狀態(tài)。因此，加裝前后緣襟翼的布茲曼雙翼更具工程應(yīng)用價值，可以通過參數(shù)優(yōu)化使其滿足各典型狀態(tài)的性能要求，如圖13所示。

圖11 一些變形措施[14]

圖12 變形措施采用后的阻力特性對比[14]

圖13 加裝前后緣襟翼的布茲曼雙翼[14]

國內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等提出了與上述概念類似的可變形雙翼概念[19]，如圖14所示。而西北工業(yè)大學(xué)的朱寶柱等提出了上下雙翼錯動概念[22]，如圖15所示。

圖14 可變形雙翼概念[19]

圖15 前后錯動雙翼概念[22]

2.2 三維問題

以上研究的都是超聲速雙翼機的二維問題，即翼型問題。而實際飛行器都是有限翼展的三維實體，因此，研究三維超聲速雙翼構(gòu)型的氣動特性，設(shè)計真正的可用構(gòu)型顯得尤為重要。日本東北大學(xué)的丸山等系統(tǒng)研究了以梯形翼為代表的三維布茲曼雙翼的稍根比、后掠角等機翼平面形狀等對氣動性能的影響，并針對翼稍高壓氣體泄露問題設(shè)計了翼稍端板[11，14]。如圖16所示，最終優(yōu)化的外形在設(shè)計點無黏升阻比達到了19.6，有黏升阻比達到了9.5，遠(yuǎn)高于現(xiàn)有的超聲速飛行器。

圖16 優(yōu)化后的三維布茲曼雙翼及其阻力特性[14]

在上述研究的基礎(chǔ)上，日本東北大學(xué)課題組繼續(xù)研究了機身和三維布茲曼雙翼的干擾問題。研究發(fā)現(xiàn)，通過合理調(diào)整雙翼位置，使其位于機身產(chǎn)生的膨脹波區(qū)域，所產(chǎn)生的有利干擾可使其設(shè)計點和非設(shè)計點性能較單獨雙翼構(gòu)型進一步提升，且可以大幅改善壅塞特性[14]，如圖17所示。

圖17 布茲曼雙翼與機體干擾特性研究[14]

如圖18所示，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等[19]設(shè)計了平面形狀為三角形的布茲曼雙翼，并將其應(yīng)用到超聲速導(dǎo)彈上，使巡航狀態(tài)下的波阻減小了42%。在此基礎(chǔ)上改進設(shè)計的利歇爾雙翼使得導(dǎo)彈巡航升阻比提高了22%。

圖18 三角形布茲曼雙翼[19]

以色列學(xué)者Igra等[18]研究了環(huán)形的布茲曼雙翼構(gòu)型，如圖19所示，重點關(guān)注了半徑對阻力的影響，非設(shè)計點性能和湍流對性能的影響。研究結(jié)果表明環(huán)形布茲曼雙翼性能低于二維布茲曼雙翼，但阻力明顯低于單翼構(gòu)型。阻力系數(shù)隨半徑與弦長之比R/c增加而減小。湍流情況下，布茲曼環(huán)形雙翼構(gòu)型的阻力仍然大幅低于單獨機翼。

圖19 環(huán)形布茲曼雙翼[18]

3 超聲速雙翼機的工程應(yīng)用

由于超聲速雙翼構(gòu)型具有更小的阻力、更弱的聲爆，進而具有更好的經(jīng)濟性和環(huán)境友好性，因此有望成為未來超聲速運輸機的可用形式。在超聲速雙翼機從原理向工程轉(zhuǎn)化方面，日本和美國走在了前列。

2003年，波音公司在一篇報告中全面展示了其參與DARPA超聲速靜音平臺項目所研究的各種方案，其中包括一種超聲速雙翼機[26]，如圖20所示。

圖20 波音公司的超聲速雙翼機方案[26]

2008年，日本東北大學(xué)的楠瀬課題組提出了基于超聲速雙翼構(gòu)型的超聲速旅客機方案。如圖21所示，整機采用超聲速雙翼飛翼布局，四臺發(fā)動機融合在雙翼結(jié)構(gòu)中?？团撛跈C體頂部，與機翼融為一體，雙垂尾保證超聲速飛行時的穩(wěn)定性。該方案可將當(dāng)前東京到紐約的飛行時間減少一半。

圖21 日本東北大學(xué)的布茲曼雙翼超聲速旅客機方案

2009年，美國Ohio大學(xué)與NASA合作，共同提出了基于超聲速雙翼的鴨式布局小型超聲速客機“旗魚”，該方案的聲爆強度小于70 dB，遠(yuǎn)低于現(xiàn)有超聲速飛機 (圖22)[27]。

圖22 “旗魚”超聲速客機方案

2014年，長岡技術(shù)大學(xué)的山崎等提出了載客200人的超聲速旅客機方案，機身長度62 m，巡航馬赫數(shù)1.7，巡航高度18000 m，綜合應(yīng)用了超聲速雙翼和雙機身構(gòu)型，如圖23所示。研究表明，相同容積和機身長度下，雙機身構(gòu)型可以有效減小波阻。以最大巡航升阻比和聲爆向地面?zhèn)鞑サ膲毫Ψ逯禐榫C合優(yōu)化對象，對基礎(chǔ)構(gòu)型進行優(yōu)化設(shè)計，最終得到的優(yōu)化外形比基礎(chǔ)構(gòu)型提高了23.5%的巡航升阻比，減小了8.2%的地面聲爆壓力峰值。研究表明，“膨脹-壓縮-膨脹”的波系結(jié)構(gòu)可以明顯減弱傳導(dǎo)向地面的噪聲[16-17]。

圖23 長岡技術(shù)大學(xué)布茲曼雙翼機的應(yīng)用研究[16-17]

通過以上敘述可知，盡管當(dāng)前一些研究機構(gòu)已經(jīng)開展了超聲速雙翼機的工程應(yīng)用研究，但方案大多停留在紙面上，概念從理論走向工程實際還有很長的路要走。

4 展望

作為一種潛在的低阻低聲爆超聲速巡航構(gòu)型，超聲速雙翼機具有廣闊的發(fā)展前景。展望未來，通過現(xiàn)代計算流體動力學(xué)方法結(jié)合數(shù)值優(yōu)化方法可以方便地對超聲速雙翼機構(gòu)型進行氣動性能評估、噪聲預(yù)測、優(yōu)化設(shè)計。可以通過多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計方法或反設(shè)計方法得到綜合高升阻比、低阻力、低聲爆的超聲速雙翼布局。當(dāng)前，對超聲速雙翼機的試驗研究報道不多，且主要停留在機理研究階段，圖24展示了日本東北大學(xué)在超聲速風(fēng)洞和彈道靶中對布茲曼雙翼機的一些機理性試驗研究[9，12]。下一步，需要對優(yōu)化的外形在地面設(shè)備中進行氣動力試驗評估。對于聲爆的評估，當(dāng)前主要依靠數(shù)值手段，進一步的研究需要采用麥克風(fēng)陣列進行試驗評估。

圖24 布茲曼雙翼機的實驗研究[9，12]

當(dāng)前的文獻資料中，還沒有對超聲速雙翼機飛行力學(xué)特性以及飛行控制問題研究的報道，對于工程實用化的飛行器，飛行力學(xué)和飛行控制乃是重中之重，尤其加速/減速等變模態(tài)飛行時的動力學(xué)特性與控制問題，這些也應(yīng)當(dāng)是下一步研究工作的重點。楠瀬等在研究中發(fā)現(xiàn)，從亞聲速到超聲速，布茲曼雙翼的氣動中心(焦點)并不像傳統(tǒng)機翼一樣由約25%移動到約50%弦長，而是一直維持在25%～27%之間，預(yù)示了良好的操穩(wěn)特性[14]。除加減速外，一些常見的機動過程，如滾轉(zhuǎn)、偏航過程中雙翼機構(gòu)型性能的魯棒性也是亟待研究的。當(dāng)前研究結(jié)果表明，壅塞、遲滯等現(xiàn)象可以通過諸如采用前后緣襟翼、機翼變形、前后錯動等方式解決。從工程角度來看，前后緣襟翼方案最為實用，且前后緣襟翼在起降階段可以較好地改善飛行器的低速性能。當(dāng)前研究中，主要關(guān)注超聲速雙翼構(gòu)型的超聲速性能，而真實的飛行器需要經(jīng)歷從速度零、高度零加速、爬升至巡航高度進行超聲速巡航，以及減速、下降、著陸等整個歷程。研究表明，目前的超聲速雙翼構(gòu)型的低速失速迎角在20度左右，下一步的研究中需要綜合優(yōu)化包括低速起降、爬升、超聲速巡航等各階段的性能。

對于吸氣式超聲速巡航飛行器，其進氣道與機體一體化設(shè)計也應(yīng)該為研究重點，好的一體化設(shè)計能在提高氣動性能的同時減輕結(jié)構(gòu)重量，提高有效載荷。當(dāng)前的文獻中還未見相關(guān)研究報道。已有方案中，日本東北大學(xué)的超聲速旅客機進氣道設(shè)計方案較為理想。

當(dāng)前公開的文獻報道中，研究重點主要集中于超聲速雙翼機的超聲速減阻問題。然而，當(dāng)前的研究結(jié)果表明，采用超聲速雙翼機原理的飛行器雖然波阻較低，升阻比較高，但其升力系數(shù)普遍偏低，提高可用升力系數(shù)是下一步研究的重點。由于激波的消除效應(yīng)，超聲速雙翼機表現(xiàn)出了優(yōu)異的低聲爆特性，但當(dāng)前研究大多集中于滿足氣動性能后的聲爆評估，對于控制聲爆的主動設(shè)計報道較少。值得一提的是，研究人員發(fā)現(xiàn)，雙翼構(gòu)型可以通過合理設(shè)置，將激波反射至天空，從而減小向地面?zhèn)鞑サ募げ◤姸龋M而大幅減弱聲爆[6]，如圖25所示，但代價是降低了升力。因此需要綜合考慮升力、阻力、聲爆等因素進行設(shè)計折中。另外，雙翼的采用大幅增加了飛行器的浸潤面積，在降低波阻的同時增加了摩擦阻力，需要對各種阻力進行綜合優(yōu)化，以實現(xiàn)總阻力最低。

圖25 激波反射效應(yīng)[6]

對于新概念飛行器來說，進行縮比模型飛行試驗是綜合研究氣動性能、飛控特性、降低研制風(fēng)險的重要手段，工程化過程中可建造縮比超聲速雙翼機進行模型試飛驗證。此外，超聲速雙翼機是尖前緣飛行器，對于長時間巡航飛行，需要考慮其前緣熱防護問題。

總體來說，超聲速雙翼機構(gòu)型已被研究證實為一種有潛力的低波阻、低聲爆構(gòu)型，有望成為未來超聲速巡航飛機的實用構(gòu)型。但當(dāng)前的研究主要集中在理論、概念階段，工程化還有很長的路要走。雖然存在很多問題，許多工作亟待開展，超聲速雙翼機概念仍然給人們帶來了超聲速飛行的新希望，是一種可能出現(xiàn)在未來天空中的低波阻、低聲爆構(gòu)型。