王奕權(quán) 曹軍偉 袁成

摘 要：氣動布局設計是機載高超聲速飛行器總體設計的必要內(nèi)容之一，軸對稱旋成體布局作為一種機載飛行器應用的主流布局形式之一，有著極為重要的研究價值。本文從總體和氣動的視角概述了三款使用軸對稱旋成體布局的機載高超聲速飛行器。分析了采用此種布局的飛行器在研發(fā)過程中可能遇到的難題和阻礙，并站在工程應用的角度給出了解決這些難題和阻礙的手段。最后，展望了軸對稱旋成體布局的機載高超聲速飛行器在未來的發(fā)展趨勢，為國內(nèi)機載高超聲速飛行器的研制工作提供借鑒與參考。

關(guān)鍵詞：高超聲速； 軸對稱旋成體； 機載武器； 氣動布局

中圖分類號：V221 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.04.002

國內(nèi)外目前關(guān)于高超聲速飛行器的定義有很多種，其中認可程度較為廣泛的是飛行速度超過Ma 5的飛行器即可稱為高超聲速飛行器[1]。高超聲速飛行器憑借其極高的飛行速度，使得攻擊方可以用其對時敏目標進行打擊，并使防守方難以攔截，近年來被諸多航空航天大國列為重點研究領域[2]。

高超聲速飛行器按其布局形式可分為乘波體、升力體、翼身融合體和軸對稱旋成體4類[3]。具體為：（1）乘波體是一種前緣上下表面高低壓隔離、邊緣壓力封閉的布局形式[4]，其優(yōu)點是升阻特性較好，缺點是內(nèi)部容積率較小，需要對外形進行修形變成類乘波體布局才能實際投入使用。（2）升力體飛行器是一種即便沒有機翼等部件產(chǎn)生升力，也能依靠飛行器本體產(chǎn)生升力的飛行器，其特點是擁有很高的內(nèi)部容積率。此種飛行器一般采用非吸氣式的火箭發(fā)動機作為其動力來源，若要發(fā)展為吸氣式飛行器，會面臨巨大的外形設計挑戰(zhàn)。（3）翼身融合體飛行器是一種將機翼和機身等部件融合而成的一體化布局形式。此種布局在氣動熱防護和氣動控制等領域的相關(guān)技術(shù)較為成熟。但此種布局是完全三維意義上的設計，激波流場非常復雜，較難滿足多模塊發(fā)動機的入口條件。此種布局多用于再入式飛行器。（4）理論意義上的軸對稱旋成體的外形由一條母線繞中心軸線回旋而成。實際飛行器會因追求內(nèi)部裝載空間和氣動性能等目標，對理論外形做出一定程度的修形，并增加彈翼和舵面等結(jié)構(gòu)。其優(yōu)點是飛行器的外形和結(jié)構(gòu)相對簡單，外部激波流場復雜度較低，內(nèi)部空間相對規(guī)整，裝載率較高[5]。缺點是無法像乘波體那樣充分利用乘波特性，因此升阻比較低，常作為高超聲速導彈的構(gòu)型設計。

目前，國際上已有包括俄羅斯和美國在內(nèi)的多個國家宣布開展對于高超聲速飛行器的研究工作。俄羅斯總統(tǒng)普京在2018年3月1日的國情咨文中介紹了“匕首”高超聲速機載武器[6]。美國在2017年7月舉辦的推進與能源會議上透露洛克希德-馬丁公司正以SR-72為載體開展高超聲速飛行器的研究。截至2021年，美方在高超聲速領域的科研預算已達32億美元[7]。我國也開啟了對于高超聲速飛行器的研究工作，由廈門大學和北京凌空天行科技有限公司聯(lián)合開發(fā)的“嘉庚一號”帯翼可回收重復使用火箭于2019年4月發(fā)射成功，目的是驗證火箭的回收使用技術(shù)。

作為一項高新技術(shù)，國內(nèi)外對于高超聲速飛行器的研究尚有較大空間，而對于機載高超聲速飛行器這一細分研究領域的研究更是相對不足。本文以機載高超聲速飛行器常用的軸對稱旋成體布局為背景展開研究，梳理采用此種布局的飛行器，并以總體和氣動設計的視角對應用軸對稱旋成體布局的機載高超聲速飛行器在研發(fā)過程中可能碰到的難點和阻礙進行分析，并給出工程化的應對手段和突破現(xiàn)階段“瓶頸”的發(fā)展方向。

1 采用軸對稱旋成體設計的高超聲速飛行器

為盡可能直觀且全面地展現(xiàn)軸對稱旋成體布局在高超聲速飛行器上的應用，本節(jié)選取了三款研發(fā)時間不同、研發(fā)進展不同、采用動力不同的飛行器，主要站在總體和氣動角度針對三款使用軸對稱旋成體布局的高超聲速飛行器進行剖析：（1）已經(jīng)在實戰(zhàn)中使用的“匕首”高超聲速武器；（2）發(fā)展歷史較早的HyFly項目；（3）美國空軍近幾年重點投入研發(fā)的HAWC和HACM項目。值得一提的是，立項時間較早的項目受到當時技術(shù)水平的限制，傾向于采用傳統(tǒng)意義上的軸對稱旋成體作為其外形，以降低研發(fā)時的技術(shù)難度，進而保證項目的推進速度；而立項時間較晚的項目，得益于技術(shù)積累，會傾向于在傳統(tǒng)意義上的軸對稱旋成體基礎上對外形做出一定程度的改變，以提高飛行器的氣動性能。

1.1 “匕首”

“匕首”導彈外形和基本參數(shù)如圖1和表1所示，此導彈的外形與2006年率先列裝俄羅斯陸軍的“伊斯坎德爾-M”地地導彈極為相似，可在某種程度上理解為將路基發(fā)射的地地導彈改裝為空基發(fā)射的空地導彈?！耙了箍驳聽?M”導彈的外形和基本參數(shù)如圖2和表2所示。從表2中可見，其二者的基本參數(shù)一致度較高，但在最大速度和最大射程方面，“匕首”相較于“伊斯坎德爾-M”有了巨幅提升，造成此種巨大差異可能有如下幾方面原因：（1）載機可提供相較于地面車輛更高的發(fā)射高度和發(fā)射初速度。（2）“伊斯坎德爾-M”的480km標稱射程受到《中導條約》限制，其實際射程很可能超過500km，造成“匕首”相較于“伊斯坎德爾-M”的射程提升幅度可能存在一定的虛度。（3）“伊斯坎德 爾-M”所采用的低平彈道會抑制有效射程，而“匕首”采用的是有利于增長射程的高拋彈道。

從上述對比可看出，空射相較于路基發(fā)射能夠使幾乎同樣的作戰(zhàn)裝備產(chǎn)生巨大的性能變化，但為了適應機載空射的使用需求，導彈在機載適配性方面可能面臨一些難題：

（1） 在外形方面，“伊斯坎德爾-M”導彈尾部直徑較大且截面較為平直，此種外形會在機載外露飛行模式下產(chǎn)生較大的氣動阻力，進而使飛機的作戰(zhàn)半徑減小，最終導致戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)目標的規(guī)劃受到影響。為了解決這一難題，設計人員在“伊斯坎德爾-M”的尾部加裝了一個擁有一對水平小翼的尾罩，用以減小機載外露飛行模式下的底阻，同時此尾罩還能起到對導彈內(nèi)部發(fā)動機噴管及部分控制元件的保護作用。

（2） 在使用模式方面，從地面發(fā)射的“伊斯坎德爾-M”在豎起后可直接點火發(fā)射，而改為機載空射后，需要對發(fā)射方式進行重新設計。為此，設計人員為其設計了機載掛點和相配套的載機發(fā)射架。為了保證載機發(fā)射時的安全，導彈的發(fā)射模式改為：先由發(fā)射架將全彈以彈射方式離機，至安全距離后，導彈拋掉尾罩，隨后彈體尾部的助推器點火，開啟自主飛行模式。

目前，“匕首”導彈可形成兩種作戰(zhàn)樣式：（1）由米格-31K攜帶一枚，米格-31K雖為一款較老的機型，但其最大速度依然可達Ma 2.83，“匕首”導彈配合此載機可以實現(xiàn)一種“快+快”組合的方式進行作戰(zhàn)。（2）由升級后的轟炸機圖-22M3攜帶4枚。憑借單機較大的掛載量，形成“多+快”[8]的作戰(zhàn)樣式。

1.2 HyFly

“高超聲速吸氣式導彈”（HyFly）[10]項目開始于2002年，此項目是美國國防預先研究計劃局（DARPA）和美國海軍聯(lián)合研制的項目，其最大的技術(shù)特點是研制出的吸氣式飛行器采用雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術(shù)。采用雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術(shù)的一項核心優(yōu)勢是能夠降低方案的風險，因為相較于純粹的超燃沖壓發(fā)動機，雙燃燒室沖壓發(fā)動機的起動馬赫數(shù)較低，易于起動。

此項目在技術(shù)層面的目的是希望提升雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)成熟度，在戰(zhàn)術(shù)層面的目的是滿足美國海軍對于監(jiān)視目標的快速打擊需求。項目的成功目標為：驗證飛行器具備Ma 6的巡航速度，射程達到740.8km，并且飛行器能夠完成內(nèi)含子彈藥的布撒任務。HyFly的飛行任務示意圖如圖3所示。

HyFly飛行器的頭部為圓錐狀，在頭部與彈身中間的過渡段左右兩側(cè)設有進氣道，采用的進氣方式為肩部進氣，進氣道在載機帶飛過程中被進氣道罩外封。載機將其發(fā)射后，助推級點火將HyFly推至亞燃沖壓發(fā)動機適合的工作速度，此時完成進氣道罩拋除和助推級分離動作，飛行器進入自主飛行狀態(tài)。飛行器的后部設有4片X形舵面，助推級上設有安定翼，用以滿足不同階段飛行器對于操控性和穩(wěn)定性的需求。HyFly飛行器的外形如圖4所示。

HyFly項目原定于2007年1月進行首次飛行驗證，但由于雙燃燒室沖壓發(fā)動機的地面調(diào)試進度落后，飛行器的首飛推遲至2007年9月進行。此次飛行驗證由于燃油系統(tǒng)問題，致使飛行器的速度未達到預期的Ma 6，僅達到Ma 3.5，首次飛行試驗以失敗告終。在2008年1月，第二次飛行驗證由于燃油泵故障導致試驗失敗。在2010年7月，第三次飛行驗證由于飛行器內(nèi)部電池電壓過低導致飛行軟件出現(xiàn)故障，第三次即最后一次飛行試驗驗證也以失敗告終。

1.3 HAWC和HACM

美國海軍和美國空軍都有使用高超聲速武器的需求，但武器的研制思路和發(fā)動機技術(shù)的選取不盡相同。美國空軍主要以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)作為其發(fā)展路線，而美國海軍主要以雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術(shù)作為其發(fā)展路線。根據(jù)現(xiàn)有公開資料的解讀，美國空軍的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展路線較為明確，但美國海軍的雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術(shù)依然處于多方案優(yōu)選狀態(tài)，發(fā)展路線尚不完全明確[11]。

“吸氣式高超聲速武器概念”（HAWC）項目是美國空軍針對吸氣式高超聲速武器概念的一次驗證，美國空軍希望研制一種將碳氫燃料作為動力，飛行速度在Ma 5～6，射程在1000km以上的空射高超聲速武器[12]。HAWC項目作為X-51項目的繼承項目，目標是對空射高超聲速武器的關(guān)鍵技術(shù)進行驗證[13]。驗證的關(guān)鍵技術(shù)在于：（1）對所使用的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的工作時間進行測試和驗證；（2）解決武器在高超聲速巡航時的熱管理和熱防護問題；（3）在導航及制導領域取得進展。

目前有洛克希德-馬丁和雷神兩家公司針對美國空軍的HAWC項目展開了飛行器的研發(fā)工作，但此項目披露出的飛行器圖片較少，且均為示意性概念方案圖，其中洛克希德-馬丁公司的飛行器方案與軸對稱旋成體布局的貼合度較高。洛克希德-馬丁公司和雷神公司的飛行器概念圖分別如圖5和圖6所示。

HAWC項目的最新進展是：洛克希德-馬丁公司的飛行器于2022年春季取得了試飛成功。雷神公司的飛行器也于2022年7月初第三次成功開展了飛行器的自由飛行試驗。

目前HAWC項目的進展相對順利，主要驗證的關(guān)鍵技術(shù)日趨成熟。但演示驗證機主要為了驗證雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)，機上包括導引系統(tǒng)在內(nèi)的諸多系統(tǒng)可能并不完善，飛行器的可靠性尚待提高，無法作為實際武器列裝空軍。美國空軍為最終實現(xiàn)其列裝空射吸氣式高超聲速武器的目的，在HAWC項目的基礎上又開展了“高超聲速攻擊巡航導彈”（HACM）項目。此項目的目的是在HAWC項目驗證的多項關(guān)鍵技術(shù)的基礎上研發(fā)一款實際型號，用以支撐空軍對遠程防區(qū)外時敏目標的打擊能力。HACM項目目前披露出來的資料較少，其中雷神公司放出的HACM項目的飛行器效果圖如圖7所示。

通過對不同公司和機構(gòu)披露出的HAWC項目和HACM項目效果圖進行分析，可以得出的結(jié)論是：

（1） 有類似乘波體布局的飛行器方案出現(xiàn)，也有類似軸對稱旋成體布局的飛行器方案出現(xiàn)。這可能是因為不同公司所選用不同設計方案時考慮的側(cè)重點不同：乘波體布局的飛行器擁有較好的升阻特性，但生產(chǎn)難度大，生產(chǎn)費用高，即便是軍事強國目前尚難大批量裝備；而采用軸對稱旋成體布局的方案在氣動性能上雖不及乘波體布局，但其設計難度較低，外形易于加工制造，生產(chǎn)成本低。針對機載武器這種需要大量消耗的一次性裝備，其對于生產(chǎn)成本和生產(chǎn)效率較為敏感，采用軸對稱旋成體作為其布局形式，更容易實現(xiàn)“打得起，供得上”的實戰(zhàn)使用需求。

（2） 與X-51的發(fā)射方式類似，幾款飛行器在空射后均使用助推器使飛行器達到?jīng)_壓發(fā)動機工作的速度。一般雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的亞燃模式可將發(fā)動機的起動速度下限降至Ma 3，但多數(shù)載機依然難以提供高于此馬赫數(shù)的帶飛速度，增加助推器可以填補載機帶飛和沖壓發(fā)動機起動間的速度域空缺，但助推器龐大的體積使得機載武器難以實現(xiàn)內(nèi)埋的掛載方式，無法最大限度地發(fā)揮先進戰(zhàn)機的隱身和機動優(yōu)勢。未來雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的一大發(fā)展目標即是進一步降低發(fā)動機起動速度，最終實現(xiàn)載機發(fā)射后無須助推即可自主飛行。

（3） 部分效果圖未展示進氣道形式，但展示出進氣道形式的方案均采用下腹部進氣。機載武器發(fā)射后多以較小的正迎角進行飛行，采用下腹部進氣可利用發(fā)動機前的彈身作為前體對來流進行壓縮，以提高進氣性能。

（4） 飛行器控制面布局類似，多依靠一組×形尾舵進行飛行姿態(tài)控制，這意味著在高超聲速飛行條件下，一般一組尾舵即可滿足飛行器對于穩(wěn)定性和機動性的需求。

2 軸對稱旋成體高超聲速飛行器的設計阻礙

軸對稱旋成體布局的飛行器雖然已經(jīng)出現(xiàn)在實際作戰(zhàn)當中，但“匕首”高超聲速導彈僅依靠其尾部的助推器作為動力來源，飛行器本身無動力。因此人們所期待的擁有進氣道和發(fā)動機，具備依靠自身動力進行飛行的吸氣式高超聲速飛行器依然未實際使用，其原因是此類飛行器在研發(fā)階段面臨眾多尚無法完全解決的技術(shù)難題。本節(jié)站在總體和氣動的角度對軸對稱旋成體高超聲速飛行器設計過程中的技術(shù)難題，以及獨特的表面流動特性進行闡述。

2.1 超聲速條件下細長圓錐體表面非對稱繞流現(xiàn)象

與著名的卡門渦街現(xiàn)象類似，軸對稱的細長圓錐體表面會在超聲速條件下出現(xiàn)非對稱繞流現(xiàn)象。針對此種現(xiàn)象，謝昱飛等[14]開展了軸對稱細長圓錐體在低超聲速、不同迎角的工況下的表面氣體流動特性分析工作，對不同迎角下對稱圓錐體表面出現(xiàn)非對稱繞流旋渦的特征及演化規(guī)律進行研究，指出在垂直于中心橫截面上的流動結(jié)構(gòu)失穩(wěn)仍是由對稱向非對稱轉(zhuǎn)化的機制，并給出了一種能夠依據(jù)當?shù)貍?cè)力對所產(chǎn)生旋渦的結(jié)構(gòu)形態(tài)進行判定的方法。代光月等[15]提出一套軸對稱圓錐體在高超聲速條件下氣動熱環(huán)境計算方法，其使用的計算方法在精度上相較于經(jīng)典流線法有所提升。具體計算了圓錐體在Ma 9.86的來流速度下，處于0°、8°和16°迎角時的表面熱流，表面熱流分布如圖8所示。

此現(xiàn)象為軸對稱旋成體飛行器在高超聲速條件下飛行時會出現(xiàn)的獨特流動特性，會導致飛行器出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)趨勢。此現(xiàn)象在流動機理層面依然值得研究，特別是對軸對稱旋成體機載武器與載機分離時，此獨特流動現(xiàn)象產(chǎn)生的流場與彈機間本就復雜的流場的耦合進行研究。在工程層面可以利用控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)舵面偏轉(zhuǎn)角以抵消由此現(xiàn)象產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)力矩，此方法帶來的負面影響是會使飛行器的飛行阻力增大，后續(xù)可考慮對外形進行優(yōu)化以減少對于氣動性能的不利影響。

2.2 多組舵面的氣動干擾難題

早期研究高超聲速飛行器舵翼干擾問題大多集中在鴨翼的大小與安裝位置對于主翼的氣動影響上[16]，由于受風洞條件限制，眾多研究舵翼干擾問題的試驗馬赫數(shù)范圍也大多在4以下[17]。

Allen等[18]在2005年時開展了對于十字形邊條翼和直列尾翼的軸對稱導彈空氣動力學研究，具體研究了7種不同布局形式的導彈前翼對于后翼的氣動影響，如圖9和圖10所示。

得出的結(jié)論是在Ma 0.6～4.63的來流條件下，隨著馬赫數(shù)的增加，彈體縱向壓心隨馬赫數(shù)變化而變化，彈體的穩(wěn)定性有隨著馬赫數(shù)增加而下降的趨勢。前翼的長度增加會使彈體法向力增大，利于彈體穩(wěn)定性的提高。鉸鏈力矩在亞聲速和跨聲速時較大，而在超聲速條件下幾乎可以忽略不計。

Zhang等[19]在2013年研究了前部采用“×”形舵面，后部采用“+”形舵面布局的導彈在速度范圍為Ma 2.5～4.0的氣動特性，分別采用DATCOM和計算流體力學（CFD）兩種數(shù)值模擬方法對所設計的導彈進行氣動數(shù)值模擬仿真，并與風洞試驗結(jié)果進行對比。探究了前部“×”形舵面對于后部“+”形舵面的氣動干擾程度。得到的結(jié)論是：在小迎角條件下，前部“×”形舵面產(chǎn)生的渦流可以順利通過后部“+”形舵面，此種構(gòu)型可以滿足導彈飛行時高穩(wěn)定性需求。

鄧帆等[20]借助CFD方法和風洞試驗，研究了一種全動舵面飛行器在34km高度、Ma 6條件下的舵翼干擾對于全機升阻比的影響，試驗模型及裝置示意圖如圖11所示。

研究結(jié)果表明：（1）全動舵面的舵偏角在5°以下時，對于全機的升阻比影響較??；但在舵偏角較大，特別是大于10°時，對全機升阻比的影響程度迅速非線性增加。（2）在相同的舵偏旋轉(zhuǎn)量條件下，負舵偏角對于全機升阻比的負面影響程度明顯高于正舵偏角。（3）全動舵面在高超聲速條件下受主翼的氣動干擾較為強烈，在-20°～20°舵偏角變化時，全動舵面的鉸鏈力矩存在兩次反號現(xiàn)象。

趙佳等[21]通過數(shù)值求解RANS方程的方法研究了高度為26km、Ma 6條件下高超聲速飛行器的安定面和全動舵面的氣動干擾問題，分析了安定面影響全動舵面舵效的關(guān)鍵參數(shù)，安定面和全動舵面的布局形式如圖12所示。

研究結(jié)果表明：（1）隨著安定面和全動舵面的水平間距增加，全動舵面受安定面氣動干擾程度減弱，舵效增加，且此特性受迎角和舵偏角影響較小。（2）安定面和全動舵面的垂直間距對于舵效的影響與迎角相關(guān)：迎角為正時，全動舵面相較于安定面靠下，舵效較高；迎角為負時，全動舵面相較于安定面靠上，舵效較高。（3）安定面的前緣后掠角增加有利于舵效增加。（4）安定面與全動舵面的展長之比為1時，全動舵面受安定面翼尖渦影響最大，此時舵效最低。（5）在考慮機身存在時，安定面對于全動舵面干擾機理未變，但干擾程度顯著下降，約變?yōu)椴豢紤]機身存在時的30%。

目前對于高超聲速飛行器舵翼干擾問題的研究從早年間的低馬赫數(shù)逐步提升至Ma 5以上，目前對于Ma 6左右的擁有兩組舵面的軸對稱旋成體高超聲速飛行器的舵翼干擾問題研究相對充分，但對于Ma 8～10甚至更高馬赫數(shù)的研究較為匱乏，并且現(xiàn)有研究的內(nèi)容大多是在無干擾自由來流條件下對于舵翼干擾問題進行研究，針對模擬彈機分離時復雜擾流條件下的舵翼干擾問題的研究相對較少。站在項目研發(fā)的角度，想要研發(fā)一款飛行速度在Ma 8以上的旋成體機載武器，現(xiàn)有研究成果支撐性依然不足，研發(fā)所面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)較為艱巨。

2.3 “流—熱—固”耦合難題

高超聲速飛行器在飛行過程中承受著巨大的氣動載荷，氣動力的加載會使結(jié)構(gòu)發(fā)生形變，結(jié)構(gòu)的改變又會反過來影響飛行器表面的流場。而氣體來流帶來的不僅僅有氣動載荷，同時也帶來了氣動熱，熱量的加載也會使飛行器外形和內(nèi)部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變，此種形變會反過來影響飛行器的流場和溫度場。飛行器在氣動力和氣動熱的加載下，流—熱—固物理場間相互影響、相互反饋，形成一種復雜的耦合關(guān)系[22]，其關(guān)系如圖13所示。熱氣彈問題目前是高超聲速飛行器難以回避的問題，因其具有復雜性和危險性，近年來被諸多學者研究[23]。

軸對稱旋成體高超聲速飛行器多由細長形的彈體和一組或多組舵面構(gòu)成，舵面又大多采用全動舵面，這就在兩個方面容易出現(xiàn)熱氣彈問題：一是其細長的彈體彎曲模態(tài)頻率較低，與一些短周期剛體模態(tài)相近[24]。SR-71和YF-12就由于機身彎曲模態(tài)和短周期剛體模態(tài)耦合而出現(xiàn)了體自由顫振[25]。二是由于采用全動舵面，舵面的舵軸會在氣動熱的加載下降低剛度，導致發(fā)生顫振的可能性提高。并且全動舵面不可避免地存在間隙，作為薄弱環(huán)節(jié)會使當?shù)亓鲌鲎兊酶鼮閺碗s，這會在一定程度上降低顫振邊界[26]。目前高超聲速導彈為了提高打擊能力會盡可能提高導彈的機動能力，這意味著導彈可能會面臨在高馬赫數(shù)條件下做出大迎角機動的實戰(zhàn)情況，此時舵偏角較大，舵面的流場復雜度較高，可能會出現(xiàn)舵面抖振。

在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生的熱氣彈變形每時每刻都不同，如果不能精準預測飛行器的結(jié)構(gòu)變形，會使控制系統(tǒng)無法按正確的控制率來調(diào)節(jié)飛行器的姿態(tài)。特別是某些高超聲速導彈為了追求更好的機動性而放寬了穩(wěn)定性，從而加劇了熱氣彈和控制系統(tǒng)的耦合，這種耦合最終往往會導致飛行器失控甚至解體。

解決熱氣彈難題的有效途徑是開發(fā)出一種具備快速性和精確性的預測手段，實時預測飛行器上由熱氣彈導致的結(jié)構(gòu)變形，進而利用控制系統(tǒng)進行補償控制，最大限度抵消負面影響。目前國內(nèi)現(xiàn)有的技術(shù)水平很難同時滿足預測的精確性和快速性，但已經(jīng)有眾多學者開始對此問題進行研究，預計在未來幾年內(nèi)會取得突破性進展。

2.4 超燃沖壓發(fā)動機風洞試驗受阻

目前唯一實際使用的高超聲速武器“匕首”，其工作方式為使用火箭助推使其達到高超聲速，然后以無動力方式依靠慣性飛抵目標。但使用者為了追求更好的操縱性，會希望飛行器保持有動力的飛行模式來實現(xiàn)高超聲速巡航。而保證飛行器實現(xiàn)高超聲速巡航飛行的關(guān)鍵則是超燃沖壓發(fā)動機[27]。

超燃沖壓發(fā)動機不同于傳統(tǒng)的渦噴發(fā)動機，它沒有風扇和壓氣機，而是僅依靠涵道和機身構(gòu)型實現(xiàn)對于空氣的壓縮。發(fā)動機整體構(gòu)造較為簡約，無任何多余作動部件消耗能量，因此此種發(fā)動機的效率很高，非常適宜高超聲速飛行時使用。但缺點同樣明顯，此種發(fā)動機無空氣壓氣機，只能依靠來流實現(xiàn)自然進氣，因此無法在低速時工作。解決此問題的方法一般是將超燃沖壓發(fā)動機和其他發(fā)動機進行組合使用，如與火箭發(fā)動機組合，在低速時使用火箭進行助推加速，待飛行器達到超燃沖壓發(fā)動機適合的工作速度時再點燃沖壓發(fā)動機。

超燃沖壓發(fā)動機的點火和點火后保持穩(wěn)定燃燒是發(fā)動機研發(fā)的難題，其難度如同在颶風中點燃一根火柴并保持不滅。目前針對飛行Ma 4～7的超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)已經(jīng)取得了一系列突破，但這也僅限于英、美等少數(shù)在此領域投入較多的發(fā)達國家，超燃沖壓發(fā)動機的相關(guān)技術(shù)總體成熟度依然不高。

由于氣動加熱約與飛行速度的三次方成正比，針對飛行Ma 8～10的飛行器，其自由來流的滯止溫度超過2500K，燃燒溫度的上限遠大于3000K，超燃沖壓發(fā)動機在熱防護上面臨難題[28]。

超燃沖壓發(fā)動機在做風洞試驗時同樣面臨難題：一般受風洞尺寸限制，需要使用發(fā)動機的縮比模型進行試驗，為了保證一系列無量綱數(shù)的相同[29]，需要更高的來流壓力才能滿足模擬條件，試驗所需超高的總溫和總壓條件對風洞試驗設備提出了極高的需求。就總溫而言，常見的連續(xù)式風洞一般不超過1000K，而想要模擬飛行高度在30～40km，飛行Ma 8～ 12的高超聲速飛行器，其所需的總溫和總壓見表3。

常規(guī)風洞很難滿足超燃沖壓發(fā)動機的風洞試驗需求，為了解決這一難題，中科院力學所研制了一款使用爆轟驅(qū)動的超高速高焓激波風洞[30]，其能夠模擬Ma 10～25、飛行高度30～70km的高超聲速飛行器，最高總溫可達8500K，但此風洞目前依然在建設當中，尚未正式投入使用，國內(nèi)的超燃沖壓發(fā)動機目前依然面臨很難找到合適的風洞進行試驗的阻礙。

軸對稱旋成體作為一種易于與發(fā)動機進行結(jié)合的布局形式，由于受超燃沖壓發(fā)動機試驗手段限制，此種布局的飛行器從無動力滑翔到依靠超燃沖壓發(fā)動機進行有動力巡航的發(fā)展路徑遭遇“瓶頸”。因此，要想突破此“瓶頸”，需要加快對于超高速高焓激波風洞的建設工作，并在后續(xù)建設更大尺寸的風洞以提高試驗能力。

3 結(jié)論

如前文所述，軸對稱旋成體布局的高超聲速飛行器憑借其眾多優(yōu)點在高超聲速飛行器領域，特別是機載高超聲速武器領域有著非常重要的價值。本文概述了三種使用軸對稱旋成體作為布局形式的高超聲速飛行器，并站在總體和氣動角度梳理了此類飛行器設計過程中的技術(shù)難題。據(jù)此得出如下結(jié)論：

（1） 軸對稱旋成體高超聲速飛行器外形相對簡單，外形設計參數(shù)較少，設計成熟度相對較高。但研制此類飛行器對于空氣動力、控制技術(shù)、推進技術(shù)、材料與結(jié)構(gòu)領域依然構(gòu)成巨大挑戰(zhàn)。實現(xiàn)此類飛行器進行高超聲速巡航的核心部件即是超燃沖壓發(fā)動機，但在保障發(fā)動機研制的基礎設施上，如能滿足超燃沖壓發(fā)動機進行風洞試驗的風洞，總體建設程度尚不能滿足研制需求。軸對稱旋成體高超聲速飛行器的相關(guān)配套技術(shù)的研究及研究保障手段依然需要大力發(fā)展。

（2） 軸對稱旋成體高超聲速飛行器主要升力面和操縱面基本來自舵面，多組舵面的氣動干擾問題目前研究尚不充分。早先研究大多集中于“×”形舵面和“+”形舵面的氣動干擾，并且速度大多在Ma 5以下。目前對于飛行速度在Ma 6及以下的高超聲速飛行器的舵翼干擾問題研究相對充分。但若要設計一款舵面布局較為獨特、速度在Ma 8甚至更高的旋成體高超聲速飛行器，在解決舵翼干擾問題方面可參考的研究成果較為匱乏。

（3） 在設計水平和生產(chǎn)力水平未發(fā)生顛覆性變化的未來短時期內(nèi)，機載高超聲速飛行器的氣動布局形式可能朝著兩方面進行發(fā)展：對于有特殊任務使命的機載高超聲速飛行器，更傾向于使用乘波體作為其氣動布局形式，用較高的設計難度、較長的研發(fā)時間和較高的制造費用換取較為出色的氣動性能，以滿足執(zhí)行特殊任務所必需的飛行器性能。鑒于目前各航空大國都未實現(xiàn)機載高超聲速飛行器大規(guī)模列裝，對于此種可能將作為未來要大批量使用的主戰(zhàn)型裝備，各國的迫切需求是：盡快實現(xiàn)軍隊全面列裝和滿足列裝后較為龐大的戰(zhàn)時消耗。這就需要一種易于設計、易于生產(chǎn)并且使用成本較低的高超聲速飛行器，軸對稱旋成體布局與此需求有著較高的貼合度。

目前唯一在實戰(zhàn)中使用的“匕首”高超聲速導彈雖然已取得不錯的戰(zhàn)果，但其龐大的外形和較大的重量在一定程度上限制了其在實戰(zhàn)中的使用。未來此類構(gòu)型的機載高超聲速飛行器研發(fā)的重點會朝著小型化和輕型化方向發(fā)展，使其具備內(nèi)埋于機身彈艙的能力，以便充分發(fā)揮戰(zhàn)機的隱身特性，并且飛行器將具備廉價性和生產(chǎn)快速性，避免出現(xiàn)一經(jīng)實戰(zhàn)消耗就面臨后續(xù)供給不足的尷尬局面。

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Review of Aerodynamic Layout of Axisymmetric Rotating Body in Airborne Hypersonic Vehicle

Wang Yiquan， Cao Junwei， Yuan Cheng

Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China

Abstract： Aerodynamic layout design is one of the essential contents of the overall design of airborne hypersonic vehicle. As one of the main layout forms of airborne vehicle application， axisymmetric rotational body layout has very important research value. In this paper， three airborne hypersonic vehicles using axisymmetric rotational body layout are summarized from the overall and aerodynamic perspectives. The problems and obstacles that may be encountered in the development of the aircraft with this layout are analyzed， and the means to solve these problems and obstacles are given from the perspective of engineering application. The future development trend of airborne hypersonic vehicle with axisymmetric rotational body layout is prospected in order to provide reference for domestic airborne hypersonic vehicle development.

Key Words： hypersonic speed； axisymmetric rotating body； airborne weapons； pneumatic layout