陳召斌 廖孟豪 李飛 曹偉

摘要：本文梳理了高超聲速飛機總體氣動布局的設(shè)計因素變化情況，完成了對某高超聲速飛機概念方案和美國洛克希德·馬?。ê喎Q洛馬）公司提出的SR-72高超聲速飛機方案的分析，總結(jié)出高超聲速飛機總體氣動布局設(shè)計的多個矛盾點，以現(xiàn)有方案數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，創(chuàng)新性地提出了綜合考慮升力機制、焦點變化、動力形式變化、內(nèi)部容積等因素的高超聲速飛機總體氣動布局的綜合設(shè)計思路，提出了高超聲速飛機設(shè)計的重點關(guān)注領(lǐng)域和關(guān)鍵問題，為我國高超聲速飛機的研究工作提供了參考和發(fā)展建議。

關(guān)鍵詞：高超聲速；總體氣動布局；設(shè)計矛盾；難點分析

中圖分類號：V221文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.002

高超聲速飛機巡航速度超過馬赫數(shù)Ma 5.0，可以在1h之內(nèi)到達5000km以外的戰(zhàn)場，生存力高，靈活性強，可在敵強威脅條件下遂行戰(zhàn)場即時偵察、關(guān)鍵節(jié)點打擊等作戰(zhàn)任務(wù)，在未來戰(zhàn)場上具有顛覆性作用。美國、歐洲等國家20世紀就開始了進行相關(guān)技術(shù)研究，陸續(xù)提出多種氣動布局技術(shù)驗證機和裝備概念方案[1-2]。美國洛馬和波音公司也先后公布了其各自高超聲速飛機總體概念方案[3-4]。

相較于傳統(tǒng)飛機，高超聲速飛機飛行高度跨度大，速域范圍寬，動力形式新穎，需要進行多學(xué)科綜合優(yōu)化設(shè)計[5]。綜合設(shè)計中涉及的學(xué)科對方案的成功具有重大影響。國外已將多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計方法應(yīng)用于高超聲速驗證機設(shè)計當中[6-7]，但對于水平起降高超聲速飛機，其所需綜合的學(xué)科尚需要進一步研究，國內(nèi)目前仍缺少對于該問題的詳細論述。本文以現(xiàn)有高超聲速飛機方案為基礎(chǔ)，梳理出高超聲速總體氣動布局設(shè)計在升力、焦點、動力等方面需要關(guān)注的主要矛盾，以此分析高超聲速飛機綜合設(shè)計需要涵蓋的學(xué)科，據(jù)此分析SR-72方案的設(shè)計特點，提出此類飛機總體布局設(shè)計的綜合設(shè)計思路。

1設(shè)計因素變化及其主要原因

1.1升力機制變化

飛機的升力依靠其上下表面的壓力差產(chǎn)生，在高低速飛行時的升力組成情況明顯不同，圖1給出了某型高超聲速飛機概念方案在不同馬赫數(shù)下的部件升力對比。

在低速飛行時，飛機升力主要由環(huán)量升力理論來確定，根據(jù)庫塔-茹科夫斯基升力環(huán)量定律，對于理想流體下任意物體的繞流，只要存在速度環(huán)量，就會產(chǎn)生升力。而從升阻比的角度考慮，翼型形狀的升阻比較高，因此低速飛機主要依靠機翼來提供升力，機身則主要用來提供足夠的容積。后續(xù)發(fā)展的飛翼布局和翼身融合布局也是在滿足飛機容積的情況下，盡可能利用翼型形狀來提高整機的升阻比。低速飛機的機翼升力約占全部升力的70%，飛機升力特性主要靠調(diào)整機翼設(shè)計參數(shù)來滿足，不同學(xué)科間的耦合較小。而在高超聲速巡航飛行時，主要依靠全機迎風(fēng)面壓縮/背風(fēng)面膨脹來提供升力，傳統(tǒng)布局則不足以提供足夠的升阻比，因此高超聲速飛機的氣動布局主要以乘波體為主，如美國的X-43、X-51等驗證機。乘波體構(gòu)型在高超聲速飛行時產(chǎn)生的弓形激波可以很好地附著在前緣上，使得激波后的高壓區(qū)域局限在下表面，從而產(chǎn)生比常規(guī)構(gòu)型高得多的升阻比。乘波體的形成主要以機身為主，機身的升力占全機升力的65%左右，因此高超聲速飛機的升力主要由機身提供。同時，機身的設(shè)計又與進排氣系統(tǒng)相互耦合，使得飛機在不同姿態(tài)下的升力變化更為復(fù)雜。升力機制的變化使高超聲速飛機氣動布局設(shè)計難以兼顧高低速飛行的性能要求。

1.2焦點機制變化

在較寬的速域內(nèi)，飛機飛行時的氣動焦點變化范圍大。傳統(tǒng)飛機從亞聲速過渡到超聲速時，由于激波的產(chǎn)生，全機氣動焦點會后移20%左右，而在高超聲速飛行時此現(xiàn)象更為明顯。高超聲速飛行時，飛機前機身下表面壓縮上表面膨脹產(chǎn)生了相當可觀的升力，貢獻了一定量值的升力線斜率，從而導(dǎo)致全機的焦點變化。但是由于乘波體設(shè)計，使得前機身在不同馬赫數(shù)下提供的升力存在明顯差異，因而全機的氣動焦點在全速域范圍內(nèi)變化較為明顯[8]。以某型高超聲速飛機概念方案為例（見圖2），其在超過Ma 3之后焦點會出現(xiàn)逐漸前移的現(xiàn)象。這一新的特性會顯著影響飛機在飛行過程總的縱向穩(wěn)定度，操穩(wěn)特性難以保證，還會帶來額外的配平阻力，降低整機升阻比。

1.3動力形式變化

為滿足大空域?qū)捤儆蝻w行包線要求，需要采用組合動力方案。傳統(tǒng)飛機飛行高度一般在0～20km，最大速度Ma 2.5左右，單一渦輪動力即可滿足要求。高超聲速飛機空域擴展至約30km，最大速度超過Ma 5，而渦輪動力受渦輪前溫度限制，在現(xiàn)有成熟預(yù)冷技術(shù)下最多僅能夠使用到Ma 3，飛行速度再提高的話只能使用沖壓發(fā)動機，在飛行馬赫數(shù)大于3時，其進氣道的沖壓增壓已能夠代替渦輪發(fā)動機壓氣機的增壓作用，同時可以避免相關(guān)的渦輪發(fā)動機部件被高溫?zé)崃髌茐摹，F(xiàn)有寬速域高超聲速飛機普遍采用渦輪+沖壓等組合動力方案，額外增加的動力系統(tǒng)不僅帶來了質(zhì)量代價，一般還會帶來更大的橫截面積并擠占內(nèi)部裝載空間，使飛機難以兼顧動力和低阻力大容積率的設(shè)計要求。高超聲速飛機動力選擇如圖3所示。

2氣動布局設(shè)計主要矛盾

2.1低速水平起降與高速巡航矛盾

為滿足高超聲速飛機在常規(guī)機場水平起降的設(shè)計要求，需要飛機在低速時擁有較好的升力特性，考慮到低速時的升力機制，主要通過調(diào)整機翼參數(shù)來滿足設(shè)計要求。一般需要采用大展弦比機翼，較小的機翼后掠角和起飛翼載。為減少氣流分離，翼型相對厚度一般也較大。同時，還需要足夠的垂尾面積，以保證飛機離地抬頭時的橫航向穩(wěn)定性。

而在高速巡航時，飛機升力主要來自機身，機翼設(shè)計要求較低的氣動阻力來滿足航程要求。而大展弦比機翼會導(dǎo)致激波打到翼面造成額外的激波阻力，同時為保證亞聲速前緣，機翼后掠角也普遍大于70°，機翼面積進一步減小，翼型相對厚度和垂尾面積也需要降低。這些氣動布局設(shè)計的矛盾點制約了飛機外形參數(shù)的選擇，使飛機的高低速性能無法同時達到最優(yōu)[10]，表1給出了不同類型飛機的機翼參數(shù)對比。

2.2低阻力外形與大容積需求矛盾

高超聲速飛機在高速飛行時的升阻比對其航程至關(guān)重要，同時受限于目前動力系統(tǒng)的技術(shù)水平，巡航時的推阻平衡也是設(shè)計難點之一。因此，在進行氣動布局設(shè)計時，要求飛機在高速下具有較高的升阻比和較低的氣動阻力，機身設(shè)計趨于扁平化，盡量減少飛機的橫截面積，機翼厚度也相對較小[11]。

隨著飛行速度的增加，飛機的升阻比上限逐漸降低，如傳統(tǒng)飛機Ma 0.8巡航，升阻比一般在10左右；SR-71的巡航速度提高到Ma 3.2，其巡航升阻比為6.5左右；而Ma 5巡航的高超聲速飛機，其巡航升阻比只能達到4.5～5.0。同時，高速飛行時使用的沖壓發(fā)動機比沖也僅有900～1000m/s，明顯低于傳統(tǒng)渦輪動力3600m/s的水平。

為滿足航程要求，高超聲速飛機的機內(nèi)載油系數(shù)較高，如波音公司提出的Manta高超聲速飛機方案[12-14]，如圖4～圖6所示。其機內(nèi)載油系數(shù)高達0.53，遠高于常規(guī)超聲速飛機的25%～35%，因此需要飛機擁有較大的內(nèi)部容積。而高速飛行帶來的氣動熱問題，又會使結(jié)構(gòu)進一步擠占機內(nèi)空間，機翼也因厚度、隔熱等原因無法裝載燃油，各方面因素的綜合作用導(dǎo)致機內(nèi)裝載空間嚴重不足。高超聲速飛機的氣動布局設(shè)計難以兼顧低阻力的外形和大容積需求的矛盾。

2.3飛機與發(fā)動機一體化設(shè)計矛盾

高超聲速飛機一般采用沖壓發(fā)動機作為高速飛行時的動力形式，為滿足推阻平衡、提高整機升阻比、降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量，發(fā)動機的進排氣設(shè)計與機身設(shè)計高度一體化，SR-72的并聯(lián)組合動力系統(tǒng)示意圖如圖7所示。

機身前體作為進氣道的預(yù)壓縮面對來流進行減速增壓，同時會產(chǎn)生壓縮升力和抬頭力矩；機身后體作為尾噴管的膨脹面對尾噴流進行加速降壓，同時會產(chǎn)生壓縮升力和低頭力矩。并且在高速飛行時，推進系統(tǒng)約70%的推力是由進氣道和尾噴管產(chǎn)生，機身外形的設(shè)計與進排氣系統(tǒng)緊密耦合，其設(shè)計結(jié)果對飛機的升阻力、操穩(wěn)特性、動力特性等方面影響較大，一體化設(shè)計難度高[15]，圖8給出了某型高超聲速飛機概念方案的動力系統(tǒng)在不同馬赫數(shù)下各部件的推力占比。

3 SR-72高超聲速飛機氣動布局分析

2013年，美國洛馬公司公布了SR-72高超聲速飛機概念方案[3]，如圖9所示。其最大飛行速度達到Ma 6，巡航速度Ma 5.2，可執(zhí)行情報/監(jiān)視/偵察與打擊任務(wù)，航程超過5000km。

SR-72飛機采用大長細比機身、無平尾單垂尾的翼身融合體氣動布局，機翼為大后掠雙三角翼設(shè)計，內(nèi)段翼后掠角超過75°，外段翼后掠角約55°，配裝兩套上下并聯(lián)的TBCC發(fā)動機布置在機身下方，全機長度超過30m，起飛總質(zhì)量約70～80t。

3.1推進系統(tǒng)

SR-72采用并聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)（turbine based combined cycle， TBCC）發(fā)動機，低速段采用渦輪動力實現(xiàn)水平起降，高速段采用沖壓動力實現(xiàn)巡航飛行，其中渦輪發(fā)動機的最大工作速度將超過Ma 3，沖壓發(fā)動機工作范圍為Ma 3～Ma 6，動力難度相對較小。

動力系統(tǒng)采取上下并聯(lián)的形式且在機身腹部留出一定空間，猜測應(yīng)是為滿足武器裝載需求做出的妥協(xié)。但同時也帶來了飛機橫截面積增大和機身腹部流場復(fù)雜等問題，飛發(fā)一體化難度也將增加。圖10給出了2018年波音公布的概念方案，其選擇在機身腹部整體布置左右并聯(lián)TBCC發(fā)動機，在技術(shù)方面更加具有可行性[4]。

3.2總體氣動布局

SR-72的機身不再采用扁平化的設(shè)計，凸起的脊背為機內(nèi)留出了足夠的裝載空間。機翼采用大后掠雙三角翼，并形成類似前緣鋸齒的形狀，能夠在低速大迎角時提供較好的氣動特性。

總的來看，SR-72的氣動布局向低速性能做出了一定程度的妥協(xié)，損失了一定的高速性能。這既是高超聲速飛機發(fā)展的必然結(jié)果，也說明在目前技術(shù)條件下無法同時兼顧較好的高低速性能。

3.3全機總體布置及安定性設(shè)計

SR-72采用的非扁平機身提供了充足的機內(nèi)裝載空間，機頭可在滿足熱防護的條件下布置大口徑雷達和更大尺寸的機載電子設(shè)備，凸出的脊背可用于布置更大的油箱，以滿足航程要求。

SR-72采用單垂尾設(shè)計且垂尾面積相對較小，低速及大迎角時存在機身遮擋問題，航向穩(wěn)定性較難保證。

由于采用無平尾設(shè)計，飛機縱向操縱僅依靠機翼后緣的襟副翼，操縱效率較低且配平時會導(dǎo)致升力損失?？紤]到寬速域飛行時焦點變化范圍較大，為保證高速飛行時飛機擁有足夠的操縱能力，低速階段縱向靜穩(wěn)定度必然過大，飛機未必能夠滿足起降過程中的操縱要求。

3.4重心焦點匹配

從洛馬公司公布的SR-72概念圖來看，機身脊背的凸起位置相較于機翼比較靠前，可認為是為了滿足跨聲速面積率分布，降低跨聲速阻力。但是考慮到油箱主要布置在脊背內(nèi)，飛行過程中隨著燃油的消耗，整機重心變化范圍較大。同時，隨著速度增加，全機焦點位置變化也較大，飛機的操穩(wěn)特性難以保證，全速域重心焦點匹配困難。

4結(jié)束語

本文梳理了高超聲速飛機總體氣動布局設(shè)計因素的變化情況，以及存在的設(shè)計矛盾點，包括升力機制的變化、焦點機制的變化、動力形式的變化，以及由此帶來的低速起降與高速巡航的矛盾、低阻力與大容積的矛盾、飛發(fā)一體化矛盾。分析表明，高超聲速飛機在總體氣動布局設(shè)計方面需要綜合考慮寬速域條件下所帶來的復(fù)雜升力機制、復(fù)雜焦點變化、復(fù)雜動力系統(tǒng)等難題，面臨著巨大的設(shè)計挑戰(zhàn)，需要在以下幾個方面進行深入研究：

（1）全面開展多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計。高超聲速飛機需要兼顧低速性能、高速性能、內(nèi)部容積、推進系統(tǒng)、熱防護等多個方面，涉及學(xué)科多，學(xué)科間耦合性強，需要進行綜合的優(yōu)化設(shè)計。

（2）飛發(fā)一體化綜合設(shè)計。高超聲速飛機在內(nèi)外流、結(jié)構(gòu)、性能、能源等方面與發(fā)動機高度融合，需要主機單位與動力單位協(xié)同開展研究，進行綜合設(shè)計。

（3）加強技術(shù)驗證機飛行試驗。目前，對高超聲速技術(shù)已有較大的突破，在氣動力/氣動熱、熱結(jié)構(gòu)等方面已開展了大量的試驗及試飛結(jié)果，后續(xù)要進一步加強單項技術(shù)、集成技術(shù)及技術(shù)驗證機的飛行驗證，全面突破高超聲速飛機的各項技術(shù)，支撐高超聲速飛機的研制工作。

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Analysis of Design Characteristics of Overall Aerodynamic Layout of Hypersonic Aircraft

Chen Zhaobin1，Liao Menghao2，Li Fei1，Cao Wei1

1. Yangzhou CIRI，AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Yangzhou 225000，China 2. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100029，China

Abstract： This paper sorts out the changes in the design factors of the overall aerodynamic layout of hypersonic aircraft， completes the analysis of the conceptual scheme of a hypersonic aircraft and the SR-72 hypersonic aircraft scheme proposed by Lockheed Martin in the United States， and summarizes the overall hypersonic aircraft multiple contradictions in the aerodynamic layout design. Based on the existing program data， it also innovatively proposes a comprehensive design idea for the overall aerodynamic layout of the hypersonic aircraft that comprehensively considers factors such as lift mechanism， focus changes， dynamic form changes， and internal volume. The key areas and key issues of hypersonic aircraft design are put forward， which provides reference and development suggestions for the research work of hypersonic aircraft in China.

Key Words： hypersonic； overall aerodynamic layout； design contraction； difficulties analysis

Received： 2021-10-25；Revised： 2021-11-18；Accepted： 2021-12-16