左光，艾邦成

1.中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094 2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074

20世紀(jì)60年代初，人類開(kāi)始了天地往返的太空之旅，航天員利用多級(jí)火箭動(dòng)力助推入軌，利用無(wú)翼的鈍頭體返回艙或者有翼升力體構(gòu)型的航天飛機(jī)重返大氣層，其發(fā)展沿革先后經(jīng)歷了返回式衛(wèi)星、載人飛船/貨運(yùn)飛船、采用升力體構(gòu)型的可重復(fù)使用飛行器的發(fā)展歷程。冷戰(zhàn)后，以航天飛機(jī)退役為代表事件，先進(jìn)天地往返系統(tǒng)的研究經(jīng)歷了一段時(shí)間的沉寂[1-4]。

作為目前唯一在役的載人天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，火箭垂直發(fā)射垂直傘降返回的鈍頭體飛船被視為最可靠的天地往返系統(tǒng)；垂直發(fā)射水平滑翔返回的航天飛機(jī)則因?yàn)榭芍貜?fù)使用防熱結(jié)構(gòu)的脆弱性和使用維護(hù)成本的居高不下被暫時(shí)擱置；但是基于對(duì)低成本和舒適性的追求，對(duì)可重復(fù)使用升力體式天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的探索一直沒(méi)有停止。

在未來(lái)發(fā)展的眾多可重復(fù)使用升力體式天地往返飛行器方案中，目前技術(shù)上具備可行性或看得到技術(shù)前景的，主要包括以下幾種飛行器：垂直發(fā)射水平返回軌道飛行器(VTHL)、水平起飛水平著陸(HTHL)天地往返系統(tǒng)、可重復(fù)使用垂直發(fā)射垂直返回(VTVL)天地往返系統(tǒng)(包括變種亞軌道飛行器)[5-8]。

1 背景與需求

實(shí)施便捷高效低成本的入軌飛行及再入返回或以高超聲速進(jìn)行長(zhǎng)距離旅行或者進(jìn)行物資投送，是未來(lái)空天技術(shù)發(fā)展的重要方向，同時(shí)也可能是未來(lái)顛覆人類出行方式的一個(gè)科技熱點(diǎn)，圖1展示了未來(lái)航天港想象圖[9]。

除了往返地面和近地軌道的任務(wù)外，天地往返飛行器另外一個(gè)技術(shù)分支是升力體形態(tài)的亞軌

圖1 垂直發(fā)射航天港[9]Fig.1 Vertical launch spaceport[9]

道飛行器，其商業(yè)遠(yuǎn)景以研發(fā)客、貨運(yùn)亞軌道飛行器，實(shí)現(xiàn)全球高超聲速旅行為目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)數(shù)小時(shí)內(nèi)上萬(wàn)公里的跨洋客運(yùn)飛行，實(shí)現(xiàn)商業(yè)旅行及緊急貨物運(yùn)輸?shù)臅r(shí)間革命。如果能實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)5以上高速客機(jī)的商業(yè)飛行，那會(huì)給航空運(yùn)輸業(yè)帶來(lái)革命性的變革。

對(duì)于未來(lái)先進(jìn)的天地往返航天器，為追求滑翔距離和機(jī)動(dòng)性，一般為升力體外形，可充分利用氣動(dòng)力進(jìn)行減速和調(diào)整落點(diǎn)。采用水平降落方式，過(guò)載小，對(duì)乘客身體負(fù)擔(dān)小，乘客的適應(yīng)范圍大，也不需長(zhǎng)時(shí)間的適應(yīng)性訓(xùn)練。飛行器為多次可重復(fù)使用，生產(chǎn)完成投入使用后只需每次飛行后進(jìn)行維護(hù)即可進(jìn)行下一次飛行，每次飛行的成本主要是維護(hù)和燃料等成本。運(yùn)轉(zhuǎn)周期短、綜合成本低廉；可以在具備條件的各個(gè)機(jī)場(chǎng)起降，使用安排的靈活度非常高。

考慮能夠從出發(fā)地起飛、可快速進(jìn)入軌道或亞軌道、安全返回地面的水平起降飛行器是先進(jìn)空間運(yùn)輸系統(tǒng)的理想方式。目前，人們對(duì)可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸飛行器主要期望技術(shù)指標(biāo)如下：

1) 可將數(shù)十人或以噸計(jì)的有效載荷送入近地軌道。

2) 可在普通機(jī)場(chǎng)跑道降落或者垂直緩沖定點(diǎn)著陸。

3) 從國(guó)內(nèi)機(jī)場(chǎng)起飛可進(jìn)入任意傾角亞軌道航跡。

4) 任務(wù)響應(yīng)時(shí)間小于1天，每天可出勤1次以上。

5) 重復(fù)使用數(shù)10次以上。

6) 飛行費(fèi)用不高于1 000萬(wàn)美元/次。

2 發(fā)展歷程及趨勢(shì)

2.1 發(fā)展歷程

從冷戰(zhàn)時(shí)期開(kāi)始，美國(guó)、俄羅斯等空天強(qiáng)國(guó)在空天飛行方面進(jìn)行了對(duì)各種起飛-飛行-再入返回-著陸方式不同組合的不懈探索，如圖2所示[9]，其中橫坐標(biāo)為時(shí)間，經(jīng)過(guò)歷史發(fā)展和技術(shù)淘汰與迭代，勝出的是以火箭動(dòng)力為基礎(chǔ)研發(fā)出的垂直發(fā)射垂直返回的載人飛船和垂直發(fā)射水平返回的航天飛機(jī)，同時(shí)在亞軌道飛行、單級(jí)入軌、二級(jí)入軌等方面也研制出多種驗(yàn)證飛行器，對(duì)各種空天飛行方式進(jìn)行了各種嘗試，圖3～圖5展示了德國(guó)在二級(jí)入軌飛行器方面的探索[10-11]。然而，最理想的方式莫過(guò)于空天飛行器像飛機(jī)一樣在普通機(jī)場(chǎng)跑道起飛加速后進(jìn)入軌道或進(jìn)行洲際飛行，但經(jīng)過(guò)近40年的研究，吸氣式組合動(dòng)力仍然無(wú)法滿足飛行器總體設(shè)計(jì)需求。盡管近年來(lái)，隨著超然沖壓動(dòng)力技術(shù)在巡航彈領(lǐng)域的突破，組合動(dòng)力水平起降飛行器又成為研究熱點(diǎn)，但依然無(wú)法在短時(shí)間內(nèi)克服“推力銜接鴻溝”等技術(shù)難點(diǎn)，一些前沿的科研企業(yè)和機(jī)構(gòu)又重新把目光轉(zhuǎn)回相對(duì)比較成熟的液體火箭動(dòng)力，研究以可重復(fù)使用火箭動(dòng)力構(gòu)建高速飛行器[10-16]。

圖2 人類對(duì)于空天飛行的探索歷程[9]Fig.2 Human exploration of space flights[9]

圖3 水平起降方式的探索[10]Fig.3 Exploration of horizontal take-off and landing configuration[10]

圖4 持續(xù)40年的桑格爾研究計(jì)劃[11]Fig.4 Sanger project for 40 years[11]

圖5 桑格爾飛行器構(gòu)型圖[11]Fig.5 Diagram of Sanger aircraft configuration[11]

2.2 發(fā)展趨勢(shì)

1) SpaceX的垂直起飛垂直著陸方案

星際飛船(Starship)原名大型獵鷹火箭(BFR)，SpaceX計(jì)劃未來(lái)用它進(jìn)行載人繞月飛行、前往火星等太空探索。

2019年1月6日，SpaceX首席執(zhí)行官埃隆·馬斯克(Elon Musk)在社交媒體上曝光了星際飛船的模擬圖，當(dāng)時(shí)宣稱計(jì)劃在4～8周內(nèi)進(jìn)行試驗(yàn)飛行器的首次垂直下降著陸測(cè)試[17-20]。近期由于大型儲(chǔ)箱壓力試驗(yàn)進(jìn)展不利，進(jìn)度多有拖延，圖6 ～圖10為星際飛船想象圖以及目前進(jìn)展[20-22]。

圖6 SpaceX的Starship構(gòu)型[22]Fig.6 Configuration of Starship of SpaceX[22]

圖7 客運(yùn)版入軌示意圖[20]Fig.7 Schematic diagram of Starship entering orbit[20]

圖8 “星艦”再入過(guò)程示意圖[20]Fig.8 Schematic diagram of re-entry process of Starship[20]

圖9 洲際客運(yùn)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)飛行系統(tǒng)[21]Fig. 9 Intercontinental passenger point-to-point transport system[21]

圖10 Starship垂直起降測(cè)試施工現(xiàn)場(chǎng)[22]Fig.10 Starship assembly site[22]

2) SpaceLiner垂直起飛水平著陸方案

SpaceLiner(見(jiàn)圖11[23])是德國(guó)航空航天中心于2007年提出的速度為聲速30倍的空天飛機(jī)計(jì)劃，屆時(shí)乘客可以在90 min內(nèi)從倫敦飛達(dá)悉尼。

SpaceLiner由2個(gè)可重復(fù)使用的部分組成:客運(yùn)軌道飛行器、采用液態(tài)氫和氧等環(huán)保燃料的火箭助推器(見(jiàn)圖12[23])。助推器將在10 min升至聲速的20多倍，在大約8 min后在離地80 km的高層大氣與飛行器分離，而后飛行器將進(jìn)入滑行模式，以15 000 mph(約24 140 km/h)的速度滑行到目的地。

德國(guó)航空航天中心表示如果能籌得330萬(wàn)美元資金，該計(jì)劃能在未來(lái)幾十年內(nèi)成功。如果研發(fā)成功，美歐航行時(shí)間將減少在1 h以內(nèi)。

圖11 德國(guó)SpaceLiner遠(yuǎn)程客運(yùn)飛行器方案[23]Fig.11 German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

圖12 德國(guó)SpaceLiner遠(yuǎn)程客運(yùn)飛行器方案發(fā)展歷程[23]Fig.12 Development process of German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

SpaceLiner的發(fā)射場(chǎng)地和運(yùn)行路線將經(jīng)過(guò)精心安排，以防音爆擾民。推進(jìn)器在脫離后也將會(huì)被回收再使用。SpaceLiner的最終設(shè)計(jì)將受歐盟資助的FAST20XX研究影響，維珍銀河等航空企業(yè)也將密切關(guān)注SpaceLiner。與StarShip不同，方案采用傳統(tǒng)的輪翼結(jié)構(gòu)滑跑著陸。

3 技術(shù)途徑選擇

綜上所述，未來(lái)天地往返系統(tǒng)以吸氣動(dòng)力水平起降和火箭助推入軌+再入滑翔飛行為主要發(fā)展方向，后者可能采取輪翼模式水平著陸也可能采取緩沖的垂直著陸。后者的一個(gè)變種就是亞軌道飛行器，基于可重復(fù)使用的液體火箭動(dòng)力，垂直發(fā)射，不追求入軌，在臨近空間滑翔飛行，實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)距離遠(yuǎn)程飛行也是未來(lái)的一個(gè)發(fā)展方向。

各國(guó)研究人員對(duì)垂直發(fā)射的液體火箭動(dòng)力和水平起飛吸氣動(dòng)力飛行器進(jìn)行深入對(duì)比分析，如圖13所示。其中，ΔV為速度增量，Isp為比沖，g為重力加速度，MI/MF為火箭質(zhì)量比。圖14展示了不同飛行器的飛行包線，其中1 ft=0.304 8 m，發(fā)現(xiàn)盡管吸氣動(dòng)力可以利用稠密大氣內(nèi)的氧氣提升發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，但是因?yàn)樵诖髿鈱觾?nèi)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間的阻力做功已經(jīng)將比沖優(yōu)勢(shì)消耗了很多，同時(shí)對(duì)于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器，在容積率、氣動(dòng)一體化構(gòu)型、主動(dòng)防熱方面要求極高，造成了飛行器設(shè)計(jì)的困難。因此經(jīng)過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，沖壓動(dòng)力更適合小尺寸飛行器等高等速的巡航飛行，對(duì)于上升段，缺乏足夠有效的手段實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用。

圖13 吸氣組合動(dòng)力和液體發(fā)動(dòng)機(jī)垂直起飛方案優(yōu)劣對(duì)比Fig.13 Comparison between air-breathing combined engine based spacecraft and vertical take-off configuration using liquid propellant rocket engine

圖14 不同種類空天飛行器飛行包線示意圖Fig.14 Schematic diagram of flight envelope of different types of spacecraft

同時(shí)，在針對(duì)長(zhǎng)距離高速飛行方面，考慮剔除入軌的高速度增量的需求，合理規(guī)劃飛行包線，可大大降低飛行器對(duì)動(dòng)力的需求，同時(shí)也可充分降低防熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度，更利于工程實(shí)現(xiàn)。

通過(guò)對(duì)2種飛行器研制方向的對(duì)比分析可以看出，近期未來(lái)天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)仍將以液體火箭動(dòng)力為主，助推+滑翔的技術(shù)路線，而對(duì)于水平起飛水平著陸的吸氣沖壓組合動(dòng)力的技術(shù)路線，有著非常大的技術(shù)誘惑，是人類未來(lái)空天飛行的遠(yuǎn)景發(fā)展方向，但仍需等待動(dòng)力裝置的成熟發(fā)展才能有所突破。同時(shí)，考慮防熱設(shè)計(jì)等技術(shù)門檻，先實(shí)現(xiàn)亞軌道飛行，經(jīng)過(guò)多次無(wú)人試驗(yàn)飛行提升其可靠性到被接受的程度后，再進(jìn)行客運(yùn)及入軌飛行也是技術(shù)發(fā)展的必由之路。

4 兩種飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的共性問(wèn)題

基于多次可重復(fù)需求、在大氣層內(nèi)采用滑翔彈道長(zhǎng)距離飛行、普通機(jī)場(chǎng)水平著陸的可重復(fù)使用空天飛行器面臨著寬速域飛行工況，空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)需在亞聲速、超聲速、高超聲速各個(gè)飛行階段持續(xù)提供飛行器所需的性能[24-26]。

可重復(fù)使用天地往返飛行器的寬速域飛行工況，決定了飛行器的氣動(dòng)布局必須同時(shí)兼顧高、低速性能，既要在高馬赫數(shù)條件下具有較高的升阻比，也要在低速飛行條件下，能夠產(chǎn)生較大升力，使飛行器具備水平返場(chǎng)能力。因此，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)是可重復(fù)使用運(yùn)載器設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)關(guān)鍵研究?jī)?nèi)容，也是存在一定技術(shù)難度的關(guān)鍵技術(shù)。

飛行器氣動(dòng)布局如何兼顧不同任務(wù)階段的高升阻比要求，如何滿足飛行穩(wěn)定性要求，如何協(xié)調(diào)操縱控制力和高升阻比之間可能存在的矛盾，都是需要重點(diǎn)解決的關(guān)鍵工程科學(xué)問(wèn)題。設(shè)計(jì)中必須結(jié)合對(duì)飛行器氣動(dòng)布局氣動(dòng)特性的分析，提出一套能夠兼顧低、高速性能的飛行器氣動(dòng)布局，并通過(guò)計(jì)算仿真評(píng)估其氣動(dòng)性能、飛行加速性能、操控穩(wěn)定性等[27-29]。

對(duì)于寬域飛行的空天飛行器，其寬域、高速、重復(fù)使用的需求直接影響飛行器推力、阻力、重量，導(dǎo)致性能(重量)與裝載容積率(體積)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，遠(yuǎn)多于現(xiàn)有飛行器面臨的設(shè)計(jì)矛盾。自由往返空天飛行器的研制經(jīng)驗(yàn)仍需要多年的積累。

對(duì)于未來(lái)的天地往返飛行器，采用大升阻比外形，至少要可實(shí)現(xiàn)軌道器完全重復(fù)使用，可適應(yīng)多種發(fā)射方式(包括采用火箭垂直發(fā)射或載機(jī)水平發(fā)射等)，可進(jìn)行大范圍軌道機(jī)動(dòng)，采用滑翔升力式再入，水平著陸。需要開(kāi)展的關(guān)鍵技術(shù)研究主要包括以下方面：

1) 多模式入軌及動(dòng)力方式選擇。

2) 高升阻比氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與布局技術(shù)。

3) 與運(yùn)載助推融合高超聲速多級(jí)入軌氣動(dòng)設(shè)計(jì)與分離技術(shù)。

4) 滑翔再入返回著陸技術(shù)。

5) 快速加注或動(dòng)力模塊可重復(fù)使用技術(shù)。

6) 可重復(fù)使用設(shè)計(jì)、試驗(yàn)、評(píng)估技術(shù)。

7) 升力式再入熱結(jié)構(gòu)可重復(fù)使用技術(shù)。

對(duì)于天地往返的高速飛行器，都面臨著共性技術(shù)難題的挑戰(zhàn),在氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面要重點(diǎn)開(kāi)展以下工作：

1) 必須實(shí)現(xiàn)大升阻比氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

2) 兼顧高超聲速與進(jìn)場(chǎng)著陸雙重約束。

3) 氣動(dòng)設(shè)計(jì)必須兼顧氣動(dòng)效能與控制。

4.1 高升阻比氣動(dòng)設(shè)計(jì)

因?yàn)橛泻匠绦枨螅璞缺徽J(rèn)為是飛行器氣動(dòng)布局最核心的技術(shù)指標(biāo)之一。在飛行器的無(wú)動(dòng)力滑翔段，其飛行距離與初速和升阻比正相關(guān):

(1)

式中：Vc為第一宇宙速度；V0為飛行器初速度；Ve為飛行器末速度；L/D為升阻比?；杈嚯x與升阻比的關(guān)系如表1所示。

目前采用乘波氣動(dòng)設(shè)計(jì)能夠提升一定的升阻比性能，但是因?yàn)樵跓o(wú)動(dòng)力滑翔段飛行器馬赫數(shù)不斷下降，激波位置必然不斷移動(dòng)，以固定的氣動(dòng)外形去追求乘波的效率非常困難，所以乘波體設(shè)計(jì)更適合有動(dòng)力的定高定速高超巡航飛行的總體設(shè)計(jì)。

表1 滑翔距離與升阻比的關(guān)系Table 1 Glide distance versus lift-drag ratio

同時(shí)在具體的工程實(shí)踐中發(fā)現(xiàn)，升阻比不僅是個(gè)氣動(dòng)性能指標(biāo)，而且是受到各系統(tǒng)約束的綜合指標(biāo)，實(shí)際工程設(shè)計(jì)中制約升阻比提高的主要因素有容積率防熱結(jié)構(gòu)、操穩(wěn)特性等因素，如圖15所示。

圖15 最大升阻比與容積率的關(guān)系Fig.15 Volume ration versus maximum lift-drag ratio

熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的特征尺寸導(dǎo)致飛行器前緣不可能無(wú)限制減小，減阻因素必然有一個(gè)瓶頸，因此限制了阻力的下限，也即限制最大升阻比。

同時(shí)升阻比受到操穩(wěn)特性的約束，升力面調(diào)整破壞縱向靜穩(wěn)定性，與靜穩(wěn)定相關(guān)聯(lián)的舵面配平產(chǎn)生附加阻力，影響升阻比。

4.2 氣動(dòng)效能與飛控設(shè)計(jì)

高超聲速飛行器完全依靠氣動(dòng)力進(jìn)行飛行和控制，氣動(dòng)布局決定了飛行器的氣動(dòng)性能，進(jìn)而影響飛行器的飛行性能，因此飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要一開(kāi)始就考慮控制的需求，保證飛行器在氣動(dòng)穩(wěn)定性和可操縱性上具備良好的特性。對(duì)于高升阻比外形，通過(guò)升力改變速度方向，通過(guò)傾側(cè)實(shí)現(xiàn)側(cè)向機(jī)動(dòng)，通過(guò)橫側(cè)向氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)飛行器對(duì)傾側(cè)角的有效控制。

亞軌道可重復(fù)使用飛行器會(huì)在高超段飛行，高超聲速飛行器往往構(gòu)型復(fù)雜、機(jī)體局部突起和控制舵面不可避免；尤其是在大攻角狀態(tài)下，前體壓縮面?zhèn)染墶⒕植繖C(jī)身突起及控制舵面會(huì)誘導(dǎo)產(chǎn)生大范圍的流動(dòng)分離，形成復(fù)雜的分離渦結(jié)構(gòu)。分離渦具有很強(qiáng)的非定常特性，會(huì)對(duì)飛行器性能產(chǎn)生重要影響：

一方面，在特定的大攻角范圍內(nèi)，分離渦會(huì)對(duì)飛行器巡航級(jí)舵面或存在串聯(lián)助推的助推級(jí)舵面產(chǎn)生強(qiáng)烈的干擾。分離渦干擾破壞了舵面隨攻角線性變化的氣動(dòng)特性，從而導(dǎo)致飛行器整體氣動(dòng)特性非線性變化，嚴(yán)重影響飛行器的操控性能。

另一方面，分離流動(dòng)具有強(qiáng)烈的非定常特性，當(dāng)分離渦的渦脫落頻率與飛行器材料的固有頻率一致時(shí)，會(huì)引發(fā)飛行器共振，甚至?xí)斐娠w行器的損壞。同時(shí)，分離渦對(duì)舵面的干擾會(huì)造成舵面壓力脈動(dòng)過(guò)大，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行器控制舵面失效。

高超聲速流動(dòng)的強(qiáng)烈非線性特點(diǎn)及激波、膨脹波對(duì)氣動(dòng)控制面的干擾影響，通常會(huì)帶來(lái)一系列氣動(dòng)操控問(wèn)題，高超聲速飛行氣動(dòng)操控方面要重點(diǎn)在以下幾方面進(jìn)行攻關(guān)：靜穩(wěn)定性的非線性、靜穩(wěn)定性的匹配問(wèn)題、舵面效率的非線性、舵面鉸鏈力矩問(wèn)題、氣動(dòng)操縱耦合問(wèn)題等。

4.3 耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)

氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)多系統(tǒng)多目標(biāo)的綜合設(shè)計(jì)性任務(wù)，必須統(tǒng)籌規(guī)劃，互相協(xié)調(diào)，實(shí)現(xiàn)綜合優(yōu)化，在設(shè)計(jì)中要依賴參數(shù)化幾何建模和網(wǎng)格生成能力去大量仿真迭代，不斷發(fā)展精確的啟動(dòng)性能預(yù)測(cè)方法、優(yōu)化算法，提高計(jì)算效率，在此基礎(chǔ)上優(yōu)化問(wèn)題的物理模型，以實(shí)現(xiàn)該類飛行器的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4.4 氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)

天地往返飛行器在全飛行過(guò)程中飛行高度范圍寬、流態(tài)差異大，層流、轉(zhuǎn)捩、湍流等轉(zhuǎn)換不可避免，頭部和翼前緣直徑受到局部高熱流區(qū)域的熱防護(hù)需求的約束苛刻，防熱面積大又有長(zhǎng)時(shí)間防熱的需求，使熱防護(hù)材料和結(jié)構(gòu)對(duì)氣動(dòng)布局和性能影響很大[30-32]。

高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)與材料結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，在高馬赫數(shù)飛行條件下，考慮化學(xué)非平衡、真實(shí)氣體效應(yīng)、壁面高溫輻射及催化效應(yīng)會(huì)使邊界條件復(fù)雜化，材料的導(dǎo)熱率、熱容以及結(jié)構(gòu)壁面分層熱阻、連接形式都會(huì)對(duì)氣動(dòng)加熱產(chǎn)生影響，增加了熱環(huán)境的預(yù)測(cè)難度。

考慮高超聲速飛行器大空域、寬空域飛行不可避免地涉及轉(zhuǎn)捩、湍流、稀薄流等各類復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，通過(guò)單一模型無(wú)法獲得準(zhǔn)確結(jié)果，要求所用于CFD的物理模型具有多元化的準(zhǔn)確模擬能力，對(duì)物理模型的建立提出了更高要求。

高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中溫度較高，大多數(shù)材料的熱傳導(dǎo)系數(shù)不再是常數(shù)，而是溫度的未知函數(shù)，同樣需要用多種手段來(lái)確定。因此，除了仿真分析外，整個(gè)熱流分析問(wèn)題需要與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的辨識(shí)手段相結(jié)合，如圖16～圖18所示。

圖16 氣動(dòng)熱分析流程Fig.16 Process of aerothermal analysis

圖17 典型飛行器整體及局部熱環(huán)境分析云圖Fig.17 Contour of overall and local thermal environment of typical aircraft

圖18 氣動(dòng)防熱設(shè)計(jì)技術(shù)途徑Fig.18 Technological approaches of aerothermal design

4.5 水平起降吸氣組合動(dòng)力天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的特殊性

以吸氣沖壓為核心的組合動(dòng)力飛行器除了具有以上天地往返飛行器的技術(shù)難點(diǎn)，還有一些獨(dú)有的技術(shù)特性。采用水平起飛二級(jí)入軌(TSTO)方式實(shí)現(xiàn)天地往返目的的飛行器，初衷主要是采用吸氣式的發(fā)動(dòng)機(jī)，重復(fù)利用30 km以下稠密大氣中的氧氣來(lái)提升比沖，這種思路將成為未來(lái)的主流，但是該思路在飛行器設(shè)計(jì)上也存在缺點(diǎn)和短板。

對(duì)于水平起飛水平著陸的寬域飛行空天飛行器，其寬域、高速、重復(fù)使用的需求直接影響飛行器推力、阻力、重量，導(dǎo)致性能(重量)與裝載容積率(體積)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，遠(yuǎn)多于現(xiàn)有空天飛行器和航空器面臨的設(shè)計(jì)矛盾。對(duì)于以吸氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為核心的組合動(dòng)力飛行器，必須突破高超聲速內(nèi)外流一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)、非燒蝕防熱結(jié)構(gòu)、高速巡航及進(jìn)場(chǎng)著陸控制等核心技術(shù)瓶頸，通過(guò)助推發(fā)射，實(shí)現(xiàn)基于吸氣組合動(dòng)力的高超聲速機(jī)動(dòng)飛行。因此，高超聲速飛行器研制具體需要突破的關(guān)鍵技術(shù)如下：

1) 在氣動(dòng)/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)方面，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的存在，必須與飛行器整體外形綜合考慮，所以相比火箭動(dòng)力的助推滑翔飛行器，對(duì)于以吸氣沖壓為核心的組合動(dòng)力飛行器，影響飛行器方案可行的因素多、設(shè)計(jì)的可行域窄、權(quán)衡關(guān)系復(fù)雜。在氣動(dòng)/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)中需重點(diǎn)分析飛行器參數(shù)之間的耦合特性，力爭(zhēng)全系統(tǒng)均衡是解決總體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。需要依托大量的氣動(dòng)外形/進(jìn)氣道一體化復(fù)雜耦合流場(chǎng)結(jié)構(gòu)仿真、試驗(yàn)驗(yàn)證和發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)特性分析，保證發(fā)動(dòng)機(jī)可正常起動(dòng)，增壓比、流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)等主要參數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。

2) 需要從任務(wù)需求出發(fā)，對(duì)飛行器任務(wù)剖面、動(dòng)力性能、氣動(dòng)性能以及飛行器、組合動(dòng)力的幾何尺度、重量等多個(gè)參數(shù)進(jìn)行協(xié)調(diào)匹配和指標(biāo)權(quán)衡，確定基本飛行剖面、飛行器總體參數(shù)、組合動(dòng)力頂層設(shè)計(jì)參數(shù)及主要分系統(tǒng)的指標(biāo)需求，提供全面合理的飛行器方案設(shè)計(jì)。確定外形和升阻特性設(shè)計(jì)，進(jìn)行進(jìn)氣道起動(dòng)特性分析及其氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)，利用仿真分析驗(yàn)證飛行器高速巡航段舵面效應(yīng)設(shè)計(jì)。

3) 由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力所限，能實(shí)現(xiàn)大剖面的推阻平衡已屬不易，飛行器一體化設(shè)計(jì)過(guò)程中必須解決低推重比情況下的飛行剖面和飛行策略問(wèn)題。在設(shè)計(jì)中必須重點(diǎn)優(yōu)化多約束下的飛行剖面和軌跡策略。

4) 通過(guò)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中重點(diǎn)解決水平起降操縱、跨聲速配平阻力、高超聲速操縱特性等寬域飛行器質(zhì)心、焦點(diǎn)和飛控/舵面匹配問(wèn)題，解決跨速域操穩(wěn)匹配的問(wèn)題。

5 結(jié) 論

對(duì)于天地往返領(lǐng)域的未來(lái)探索，是火箭動(dòng)力助推上升滑翔再入和吸氣組合動(dòng)力水平起飛水平返回為主的2類形態(tài)長(zhǎng)期共存的發(fā)展格局，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面兩者既有共性又有相對(duì)明顯的區(qū)別，飛行器設(shè)計(jì)留給空氣動(dòng)力學(xué)的難題依然很多。

目前，為實(shí)現(xiàn)以吸氣沖壓動(dòng)力為核心的組合動(dòng)力為基礎(chǔ)的寬速域?qū)捒沼蛱斓赝碉w行器的工程研制，在動(dòng)力系統(tǒng)方面出現(xiàn)了多種組合模式，包括TBCC、ATR、PATR、RBCC等，但是其核心部分依然是吸氣式超燃沖壓動(dòng)力。在這個(gè)領(lǐng)域，涉及到推進(jìn)-動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)的耦合難題，在解決推阻平衡的同時(shí)，大多數(shù)情況下還要引入渦輪機(jī)械的組合，模式轉(zhuǎn)換、進(jìn)氣道匹配、容積率緊張、長(zhǎng)時(shí)間的再生冷卻熱防護(hù)，是此類飛行器的發(fā)展障礙。在總體設(shè)計(jì)層面，除了依賴空氣動(dòng)力試驗(yàn)分析手段的進(jìn)步，也要求與新型復(fù)合材料、動(dòng)力機(jī)械、熱物理、高超飛行控制等學(xué)科緊密耦合，運(yùn)用多學(xué)科分析能力去評(píng)估和設(shè)計(jì)，才有希望實(shí)現(xiàn)工程上的可行性。

[21] Intercontinental passenger point-to-point transport system[EB/OL].[2019-12-18]. https:∥www.gravitationinnovation.com.