飞行器研制的目的是将有效载荷安全准确经济地从一点输运到另一点^[1-4], 人类进入高超声速飞行半个多世纪的旅程可以看成是一场战胜“重力障”突破“音障”和目前正在与“热障”“升阻比障”和“动力障”进行艰苦卓绝的战斗过程^[5-8].围绕高超声速飞行快速进出空间定点水平着陆重复使用全球到达等更快更高更远更经济等目标, 以美国和俄罗斯为代表, 包括法国日本印度澳大利亚及中国等在内的国家均大力发展高超声速飞行器技术, 不断启动不同层次的高超声速技术研究项目, 推出各类新型空天飞行器概念并付诸实践.

能量守恒是物质世界的普适规则, 结合动力系统的能力和飞行器的气动能量, 可以形成不同的高超声速飞行模式, 包括高超声速巡航助推滑翔弹道式及周期弹跳巡航等, 动力系统也包括火箭动力吸气式动力RBCC及TBCC组合动力等, 总的原则是尽可能使用飞行器的气动能量, 以最小的燃料消耗在最短时间内实现安全准确的有效载荷输运.另一方面, 飞行器再入时总能的绝大部分会以激波和尾流等形式耗散于大气中, 剩下的极小部分会以边界层对流加热及激波辐射两种形式加于飞行器, 总气动加热量不仅与飞行器摩阻, 即飞行器气动外形相关, 还与能量消耗量, 即飞行剖面的时间累积相关, 因此, 对飞行器气动能量的关注涉及飞行器气动布局及飞行轨道.

本文从自身经验教训出发, 讨论无动力非惯性弹道飞行器气动布局设计.

人类实现高超飞行半个多世纪以来, 获得成功应用的再入类飞行器绝大多数是阻力主导惯性再入.如最早的钝头旋成体类再入弹头及返回式卫星等弹道式再入飞行器, 无气动升力, 大阻力外形减速, 再入段比较陡峭, 气动加热量虽然较小但峰值热流较高, 过载峰值很大, 着陆散布也较大.克服上述缺点的简单方法是采用如阿波罗和联盟号返回舱等的升力-弹道式再入飞行方案, 即旋成体布局与质心偏置结合, 获得一定的配平升力增加再入走廊的宽度, 减小过载, 并使热流峰值和落点散布降低.质心横偏布置获得的稳定配平升阻比是有限的, 阿波罗返回舱高超声速升阻比为0.30左右.而俄罗斯提出的部分可重复使用升力体返回舱快船(Clipper)的升阻比也仅为0.6左右, 依然是阻力主导的.升力-弹道式再入还无法实现水平着陆和定点着陆, 从更高轨道返回需要的升阻比也更大, 就必须采用升力再入方式, 包括有翼及无翼两类.航天飞机及X-37B轨道机动飞行器是至今最为成功的带翼类高超声速再入飞行器, 实现了定点水平着陆重复使用及非惯性飞行, 但其重返大气的绝大多数时间采用40°大攻角减速飞行, 配平升阻比也仅为1.0左右.

以潘兴Ⅱ(Pershing Ⅱ)为代表的机动弹头是真正实现升力主导机动再入的飞行器, 高超声速最大升阻比约为2.3, 而20°中等攻角配平升阻比为1.8左右.由于采用回转体弹身且控制舵为流向型升力控制舵面, 升阻比有限且舵前缘防热负担较重, 限制了此类布局飞行器的有效射程.为实现全球打击, 高超声速配平升阻比达到3.0以上的HTV-2采用基于乘波概念的升力体布局, 结合再入速度及倾角, 可以实现升力主导的长时间临近空间滑翔飞行, 但目前还处于技术验证阶段.

按照飞行器研制任务目标及飞行模式, 可以大致将过去半个多世纪提出的主要高超声速飞行器划分为3大类:第1类以天地往返运输为主要应用背景, 包括高效进入空间轨道空间运输等.如返回舱航天飞机空天飞机X-37等.第2类以武器运载投放为主要应用背景, 包括各类亚轨道再入/机动弹头及高超声速飞行武器输运平台, 如机动弹头PershingⅡ白杨-M(Topol-M), 以及HTV-2等.第3类以高超声速巡航导弹及高超声速飞机等为应用背景，如美国的高超声速飞行验证项目HyFlyX-51A项目, 欧空局LAPCAT2项目, 法国PRO-METHEE等.

2010年以来, 美国在高超声速领域进行了3项重要飞行试验, 分别为HTV-2X-51A及X-37B, 全面印证了美国2008年发布的《美国国防部高超声速计划发展路线图》.美国当前高超声速技术的重点依然是围绕快速全球打击的高速/高超声速巡航导弹高超声速助推滑翔导弹可重复使用火箭助推级, 而未来的主要发展将是基于超燃冲压发动机或者组合动力的更高速度(Mach数＞7) 的高超声速巡航导弹及高超声速飞机, 基于TBCC或者RBCC的组合动力可重复使用高超声速飞行器.

总的来讲, 对于无动力高超声速飞行, 阻力主导惯性再入依然有很大的应用空间, 而升力主导机动再入则成为未来主要的研究目标.对于此类高超声速飞行器, 5个共性关键气动问题需要得到进一步解决:一是气动布局设计问题, 二是全飞行包线/轨道的气动力地面精准预测问题, 三是精准的地面气动热环境预测与热防护考核问题, 四是气动与相关学科耦合的应用基础研究问题, 五是飞行性能分析气动数据的验证与确认问题.

气动布局设计的首要工作是针对不同任务使命动力配置飞行模式, 在飞行器总体尺寸重量规模限制下, 确定满足分段容积要求防热要求及操稳要求的飞行器气动构型.气动布局优化则是在总体规模约束并充分考虑飞行器的操稳性能和防热需求下, 提高其气动效率降低结构重量的过程.在再入条件确定后, 飞行器的再入动能及势能就已确定, 在飞行器系统约束飞行动压约束热载约束及气动载荷约束共同形成的狭窄再入飞行走廊内, 飞行器的气动能量将决定其后续飞行.惯性飞行器的飞行主要取决于弹道因子β=mg/(C_DS)，而机动飞行主要取决于升阻比k和升力载荷系数或者滑翔参数α=mg/(C_LS).

升阻比是评估飞行器气动效率优劣最重要的一个参数, 设计师在进行各种飞行器的气动布局设计时, 总是把升阻比作为最重要的技术指标优先考虑.在拟平衡滑翔假设下, 滑翔飞行时间滑翔航程及横向机动航程均与升阻比成正比.提高升阻比不仅提高航程和横向机动距离, 减小法向过载, 还可以降低热流密度, 尽管不一定减小因为飞行时间增加而导致的气动总加热量.升力载荷系数与平衡滑翔飞行动压及热流密度成正比, 升力越大, 升力载荷系数就越小, 飞行器单位升力对应的重量就越小, 动压及热流密度也越小, 平衡滑翔高度也越高, 进而可以实现更大范围滑翔飞行.

飞行器的升阻比及升力系数大小主要取决于飞行器的几何外形特征及来流条件, 典型的飞行器气动构型包括锥柱体翼身组合体升力体融合体及乘波体等.在高超声速飞行器气动布局设计实践中, 先后探讨了多类飞行器气动布局设计及优化等问题(见图 1), 通过从惯性再入^[9]到机动再入, 从回转体横截面^[10]到椭圆截面^[11-12]及二次曲线横截面^[13]的一步步发展, 逐步建立了基于模线设计方法的非圆截面翼身组合体升力体及类乘波体的高超声速再入机动飞行器的气动布局设计优化方法.图 2及图 3给出了部分典型外形的高超声速升阻比及升力特性(M=7.0, H=30km).

图 1(Fig. 1)

图 1 部分典型飞行器气动设计优化 Fig.1 Some typical vehicle configurations

图 2(Fig. 2)

图 2 典型飞行器升阻比 Fig.2 Lift-to-drag ratios

图 3(Fig. 3)

图 3 典型飞行器升力系数 Fig.3 Lift coefficients

在内外尺度限制下, 无论采用何种布局形式都不可避免地产生气动阻力, 飞行器的气动效率也是有限的.大钝度回转体类返回舱的最大升阻比仅到0.5以内, 带翼航天器的最大升阻比为1.3~3.0, 无翼升力体的最大升阻比为0.7~4.0, 乘波类的最大升阻比在3.0以上.总体上, 最大升阻比越大, 对应的攻角就越小, 相应的升力载荷系数也就越小, 飞行器外形也会由轴对称向面对称扁平化发展, 并以乘波体构型为极限.为实现飞行器的可飞可控, 依靠质心偏置获得自稳定配平已不现实, 活动操稳控制面的展开不可避免地降低了配平升阻比.因此, 在气动布局设计时, 需要充分考虑基准状态与其余状态的协调, 合理确定所需要的配平升阻比及可用升力.

对高超声速飞行器而言, 由于热防护的需要, 只能选用小展弦比大后掠钝前缘厚机翼, 机身成为升力的主要贡献者, 特别是对于无翼类飞行器更是升力的唯一来源.研究认为, 飞行器的迎风面负责提供升力及升阻比, 而背风面更多意义上是提供封闭的外形及内部空间, 因此高超声速飞行器除了需要精心设计机翼展弦比及后掠角等机翼平面形状外, 机身/弹身模线及横截面形状也是重要的气动设计工作之一, 这还同时涉及飞行器的容积容积利用率侧表面积等总体约束要求, 特别是分段装填需求.图 4给出了典型外形在有不同装填限制下优化计算获得的升阻比与容积利用率Pareto前沿, 可以明确看出, 飞行器的升阻比与容积利用率互为矛盾, 锥柱体及升力体有较大的容积利用率但升阻效率相对较低, 而乘波体虽然具有最高的气动效率, 但也存在很多问题, 包括非设计状态下的气动效率衰减很快, 尖锐前缘带来巨大防热负担, 较扁平机身带来的较小可用容积和纵横向的操稳匹配困难等, 特别是如果对乘波体飞行器的端头有明确的装载要求, 乘波基本无法实现.但借鉴乘波体的流动特点和高升阻比原理进行实用化处理, 是升力体翼身融合体的发展方向.

图 4(Fig. 4)

图 4 典型飞行器升阻比-容积利用率的优化Pareto前沿 Fig.4 Pareto front of lift-to-drag ratios and volume efficiencies

图 5给出了钝头后接锥形圆弧形抛物形指数形和Von Karman曲线形5种常用模线外形，及在相同长细比及钝度比时对应的高超声速升阻比.总体上, 圆弧形的阻力最大, 指数形的升阻比最大, 球锥形的压心在高超声速条件下非常稳定, 而圆弧形和抛物形的压心最靠前, 静稳定裕度最低, 球锥形容积利用率最低, 抛物形具有最大的容积, 而圆弧形具有最高的容积利用率.在选择确定模线线型时, 不仅要保证飞行器有良好的气动性能, 同时还要协调结构布局和分段容积要求, 合理确定模线线型.

图 5(Fig. 5)

图 5 典型模线及其升阻比(M=7.0, H=30km) Fig.5 Loft curves and lift-to-drag ratios

图 6给出了横截面分别为圆截面椭圆截面抛物线截面双曲线截面及未加限制的二次曲线横截面的优化外形及其高超声速升阻比, 它们具有相同钝度全长及底部面积.未加限制的任意二次曲线外形在小攻角下较其他横截面外形的升阻比要大, 而在中等及较大攻角下, 椭圆截面外形具有较大的升阻比.随攻角增加, 各类横截面外形的压心基本后移, 在相同质心系数时椭圆外形具有最大的静稳定度, 而抛物线截面的静稳定度最低.此外, 圆截面具有最小表面积, 抛物线截面外形具有最大的容积, 而且其容积利用率也最高.此外, 边条机翼等也需要进行优化.

图 6(Fig. 6)

图 6 二次曲线横截面及其升阻比(M=7.0, H=30km) Fig.6 Conic cross sections and lift-to-drag ratios

总体上, 飞行器机动飞行的目的有两大类:一是更加精确地抵达目的地, 另一个是规避惯性弹道提高飞行的不可预测性.相比于主动段机动及中段机动, 再入后的大气层内机动更富挑战, 合适的升阻特性和匹配的操稳特性将决定飞行器是否能够在狭窄飞行走廊内实现飞行任务, 也决定了飞行器的飞行模式与最终的气动外形.对于无动力再入飞行器, 气动力是变质量外机动飞行的唯一动力来源, 机动飞行模式取决于气动力的各种分解合成方式, 这需要与之匹配的气动操纵面.常见的机动飞行模式包括射面机动, 以及空间的Z字螺旋锥形机动等, 这涉及气动操纵面设计质心布置压心/静稳定裕度设计等方面.

典型的射面机动模式包括拉起/下压滑翔弹跳/滑翔等.通过改变可变弯尾飞行器的摆裙角或者带控制舵/配平翼飞行器的偏角, 可以获得不同的稳定配平攻角和配平升阻比, 从而实现射面内的拉起及下压(见图 7).相对而言, 这类飞行器多采用回转体外形, 同等尺度规模下的重量较大, 再入弹道倾角相对较大, 而再入速度有限, 因此以实现中远程飞行为任务目标, 最典型的是潘兴Ⅱ机动弹头.若实现更大的射程, 除减小结构重量及弹道倾角增大再入速度外, 还需要进一步增加飞行器的气动效率, 这可以采用非圆截面弹身或者采用升力体/翼身组合体及融合体来实现, 另一方面必须解决升力主导的流向型操纵控制面的防热问题.这是因为随着再入总能量的增加及飞行时间的增长, 外露的相对较尖锐的控制舵前缘很难经受长时间高热载, 解决的途径可以是贴体的扩张舵或者如航天飞机体襟翼类似的后缘扩张舵^[14-15](见图 8), 利用扩张舵的大面积实现防热和阻力主导的配平操稳.当然, 可变弯尾方案采用后体摆裙作为操稳控制部件, 也是实现更远射程的一种布局形式.实际上, 射面内的速度控制也是一种机动模式.对于惯性弹道, 通过质量抛洒或者如IRDT抛出气囊改变阻力大小, 调整惯性飞行速度, 也是提高弹道不可预测性的有效途径之一.此外, 弹头左右布置的扩张舵同时展开相等的角度时, 也可以在不改变俯仰配平的同时改变阻力, 从而实现对飞行速度及高度的控制, 也可以实现机动.

图 7(Fig. 7)

图 7 典型射面内机动飞行剖面 Fig.7 Flight maneuvering profile

图 8(Fig. 8)

图 8 升力主导舵面与阻力主导舵面 Fig.8 Lift dominated flaps and drag dominated ailerons

进一步提高飞行器的气动效率, 采用较小的再入倾角和较大的再入速度, 就可以充分利用离心力实现滑翔飞行.若飞行器一直在最大稳定配平升阻比对应的攻角附近进行长时间的再入飞行, 不对配平攻角进行控制, 飞行剖面将呈现弹跳/滑翔模式.飞行高度下降到一定程度后由于升力的作用而增大弹道倾角, 当升力大于重力后飞行器将被气动力弹起来呈现爬升状态, 当升力因高度增大而减小并低于重力后, 飞行器将进入下一个滑翔周期.随着飞行时间的增长及能量的不断消耗, 弹跳周期滑翔高度及起跳点不断降低.在弹跳滑翔过程中, 特别是较低高度飞行期间的能量消耗较大, 因此可以通过优化攻角变化规律并结合弹体的滚转角变化, 进一步增大飞行器的航程.

机动飞行带来的问题是多方面的, 最明显的是飞行时间和航程的增加.稠密大气层内, 惯性飞行器的飞行时间短至30s以内, 中等升阻比回转体机动飞行器在中等倾角下的机动飞行时间增加一倍左右, 地球轨道返回舱由于进入速度较大, 弹道倾角较小, 飞行时间达到500s左右, 航天飞机及X-37的飞行时间增长到1500s左右, 这已经是目前稠密大气内高超声速飞行的极限.进一步提高气动效率并减小再入倾角增大再入速度, 预期实现全球打击的高超声速滑翔飞行还处于技术演示验证阶段, 飞行所涉及的高超声速/高空/高温/高动态耦合条件下的高升阻比飞行器研制还有很长的路.

受飞行走廊落点要求减速要求及气动特性限制, 飞船返回舱及航天飞机采用了BTT倾斜转弯控制技术, 对飞行器滚转角或者倾侧角进行控制, 以此实现横侧向机动飞行, 其地面投影为典型的Z字.通常, 人们总是把稳定配平性能最好的平面, 即俯仰平面, 通过倾斜转弯技术滚动到飞行方向, 从而易于实现机动飞行并且消耗最小的能量.而在倾斜转弯过程中, 侧滑角基本保持在0°, 升力因为滚转角而发生分解, 横侧向的位移得到实现.

空间螺旋机动是以美国的躲避式机动弹头MK500为代表的非对称弯体类飞行器的典型机动运动, 飞行器在配平状态下绕飞行速度轴滚转的同时还绕飞行器纵向体轴进行自转.对于可变弯尾飞行器, 可以采用两种方式实现空间螺旋机动:一是利用再入时起旋与俯仰平面上下摆尾调整稳定配平攻角大小进行螺旋; 二是先实现射面内的拉起/下压机动，再利用可变弯尾部分绕球铰的空间转动使飞行器产生螺旋^[16](见图 9).滚转角速度越大, 螺旋半径越小, 横向机动距离也越小.此外, 由于螺旋运动时损失的能量较大, 因此纵横向的机动距离均不大.为了在较大范围内实现自由漂浮状态飞行, 设计的诀窍是“三心合一”, 即将飞行器弯尾部分的质心定位在铰链轴上, 并使后体的压心在飞行走廊内基本保持不变，且落在弯尾的质心和铰链轴心上, 这需要对飞行器的前后体长度及锥角进行匹配优化设计.

图 9(Fig. 9)

图 9 螺旋机动 Fig.9 Spiral maneuvering

锥形机动^[17]是另一种典型的空间机动飞行模式, 最典型的飞行器代表是潘兴Ⅱ带控制舵机动弹头.机动飞行时, 飞行器在俯仰及偏航配平状态下绕飞行速度轴滚转, 但飞行器并不绕体轴自转.机动飞行过程伴随有大舵偏角下的大攻角配平和大侧滑角配平, 通常主弹体采用静不稳定设计, 因此在配平状态下舵面的实际等效攻角很小, 有利于舵面的结构设计和热防护设计, 但机动飞行带来的气动非线性舵-体/体-舵/舵-舵间的气动干扰俯仰/偏航/滚转3个方向的交叉耦合十分复杂.图 10给出了俯仰舵偏角δ_p与配平攻角α_t及配平下舵面等效攻角α_eq的相互关系, 以及零紧致模式侧滑转弯控制下的锥形机动仿真, 俯仰及偏航方向均采用了两个周期的舵偏控制, 因此可以从总攻角的变化规律及攻角和侧滑角的交替变化中发现其明显的周期性, 这样就可以直观地理解锥形运动.此外, 配平侧滑角降低了飞行器的俯仰配平效率及配平稳定性, 同时锥形运动还将引起舵面控制效率差异, 不可避免地诱导出滚转力矩, 因此滚转控制面临严峻挑战.与此同时, 由于俯仰及偏航配平的交替变化, 较大的法向及侧向过载也将交替变化, 结构设计也必须充分考虑.

图 10(Fig. 10)

图 10 等效攻角与锥形机动 Fig.10 Equilibrium angles of attack and conic

机动飞行需要在稳定性与操纵效率间保持平衡, 非机动飞行条件下保持较大的静稳定裕度而机动飞行时保证较小的静稳定裕度, 以提高机动能力和减小伺服系统消耗, 这就需要根据压心变化规律进行质心/压心协调, 匹配设计操纵面形式安装位置及大小进行静稳定裕度/操纵效率协调.对于MSL火星探测器^[18-19]这类阻力主导的再入, 压心位置随攻角增大而向来流方向偏移, 由于没有配置操纵面而仅靠质心偏置获得稳定配平, 就必须在静稳定裕度等值线及配平升阻比等值线间获得合理的质心位置(见图 11).对于升力主导的机动飞行器, 由于没有明确的纵向中心线, 压心位置随攻角及Mach数变化而在对称面内移动, 需要在全飞行剖面内协调设计质心位置.特别地, 高升力的飞行器压心往往比较靠前, 有些还随攻角增大前移(见图 12), 给质心设置带来困难.稳定性和操纵性是相互矛盾的, 在相同的舵偏角和舵面控制效率条件下, 减小静稳定裕度, 会增大其配平攻角, 增大机动能力范围.

图 11(Fig. 11)

图 11 MSL火星探测器压心质心与配平升阻比及静稳定度 Fig.11 Pressure center, mass center, trimming lift-to-drag ratio and static stability of MSL

图 12(Fig. 12)

图 12 典型飞行器压心变化规律 Fig.12 Centers of pressure of typical vehicles

对于潘兴Ⅱ带控制舵机动弹头, 质心位置可以前置或者后置, 使得主弹体为静稳定设计或者静不稳定设计, 控制舵利用正舵偏或者负舵偏实现稳定配平.而对于贴体/后缘扩张舵, 打开方式只能是向外扩张, 因此零位扩张角对应最大配平攻角, 随扩张角的增大而产生低头力矩, 减小配平攻角, 这与航天飞机体襟翼的特点一致, 需要格外注意.对于有多个操纵面的飞行器^[20-26], 特别是像X-33这种突出强调“可以像飞机一样操纵”的飞行器, 升降舵主要用于俯仰方向的攻角控制, 机身升降副翼既可参与俯仰控制, 也可以差动进行滚转控制, 斜翼方向副翼向相对方向打开可以参与攻角控制, 同方向打开可以参与方向控制, 差动还可以进行滚转控制, 而垂尾方向舵主要用于方向控制, 而且斜翼副翼δ_rv升降副翼δ_ev和升降舵δ_bf的俯仰配平控制效率各不相同(见图 13)，这更需要合理选择使用.总体上, 质心位置需要靠后设置以便结构及内部载荷布置, 同时需要静稳定裕度适当而操纵效率较高, 飞行器达到稳态所需的时间较短, 舵面铰链力矩较小, 舵面结构及舵轴易于设计等.此外, 如果防热问题可以在较小负担下得到解决, 鸭翼将是最具有效率的操纵面, 而直接力RCS控制问题本文不再讨论.

图 13(Fig. 13)

图 13 X-33运载器俯仰配平效率 Fig.13 Trimming efficiencies of X-33 analog vehicle

与俯仰方向的操稳相比, 横侧向稳定性及操纵性成为当前国外高超声速飞行器研究的重点.升力主导机动飞行器的共同特征是面对称扁平构型, 滚转稳定性较高且滚转惯性力矩较小, 而方向稳定性较低, 其结果是较小的侧滑角将可能导致较大的滚转运动趋势.美国航天飞机方向RCS需要工作到Mach数为1左右, 而X-37通过机身中部机翼布置及V形全动双方向舵方案, 提高飞行器的横航向操稳性能.在考虑飞行器高速大攻角飞行时横航向耦合效应以及气动控制面操纵对横航向的影响, 无控条件下分析其稳定性, 就需要在常规的静稳定性导数的基础上附加横航向静稳定性判定准则, 包括动态方向稳定参数C_nβdyn大于0和横向控制偏离参数LCDP大于0(见图 14), 这一点对于HTV-2之类的机动性能高稳定度低操纵面少纵横向高度耦合的飞行器尤其重要.当然, 飞行器的动态稳定性也是非常重要的方面.

图 14(Fig. 14)

图 14 X-37动态方向稳定参数及横向控制偏离参数 Fig.14 Dynamic directional stability parameters and LCDP of X-37 analog vehicle

对于弹头而言, 飞行的末端需要通过大攻角下压形成大倾角着陆, 整个飞行剖面均为高超声速或者超声速飞行.航天飞机及X-37等则需要在大部分的高超声速速域内以较大的攻角进行长时间飞行, 并通过末段能量管理实现中小攻角的接地水平着陆, 因此要同时兼顾高超声速大攻角和超声速及亚声速的中小攻角性能, 需要通过合理的质心设计和控制面匹配设计, 使得在全飞行速域内各操纵面不偏转，或者操纵面偏转但操纵面的有效攻角比较小且操纵效率比较高.此外, 还涉及亚跨超高超全速域的升力升阻比匹配, 特别是由于无法安装增升装置, 以高超声速飞行为主要设计依据的飞行器气动布局很难提供足够的着陆升力, 尤其是对于水平起飞要求的飞行器, 滑跃弹射高铁/载机助推空射等是可能的辅助解决途径.

热安全是飞行器向更高更快更远发展必须确保的设计目标, 热障依然是当前及今后相当长时间内制约飞行器精细化发展的主要瓶颈.从轨道及亚轨道重返地面的飞行器具有巨大的动能和势能, 飞行的热力环境非常恶劣(见图 15), 包括边界层转捩激波/激波及激波/黏性相互作用真实气体效应等在内的黏性热表面效应依然有许多科学问题及工程问题亟待解决, 高度耦合的力热材料结构控制间的多物理场耦合问题日益突出.飞行器气动布局既要为飞行提供良好的气动性能和操稳性能, 也要为飞行器热防护热安全提供可负担的飞行器表面热状态及材料结构热载荷.

图 15(Fig. 15)

图 15 典型飞行器驻点热流 Fig.15 Heat fluxes of stagnation point

飞行器热力气动布局设计优化是通过多学科设计优化手段, 综合考虑飞行器的总体气动防热结构弹道控制等多个系统的需求, 一体化地设计优化飞行器的气动布局, 提高飞行器的气动效率, 降低热负载平衡下的防热结构规模, 使飞行器的综合性能达到较优状态.

图 16给出了带控制舵钝双锥飞行器热力布局优化实例^[27], 优化设计目标是综合应用气动力气动热弹道设计及舵面控制, 优化飞行器的弹体以提高机动飞行距离并降低热流.技术结果表明, 在保证长度底部直径及舵面不变的条件下, 对基准外形进行较小的尺寸调整, 若选取与基准外形升阻比相当的热力优化布局, 则不仅机动距离相当, 而且驻点及第2锥身大面积区域的峰值热流还可以下降30%以上, 优化效益十分明显.

图 16(Fig. 16)

图 16 带控制舵钝双锥飞行器热力布局优化 Fig.16 Aerothermodynamics configuration optimization

图 17给出了某升力体运载器综合考虑高超声速升阻比迎风面中心线热流和低速升力系数为目标进行优化的计算结果^[28-29], 圆球2代表高超升阻比最大, 圆球3代表高超迎风面中心线热流和最小, 圆球1代表低速升力系数最大, 而立方块4代表综合性能最优, 热力布局优化提高了飞行器的高超声速升阻比和低速进场着陆升力系数, 降低了热流.以航程最大和驻点沿轨道总加热量最小为优化目标对X-37运载器机体进行了力热布局优化设计(见图 18), 约束条件包括高超声速配平升阻比驻点峰值热流及峰值动压等, 设计变量则包括气动外形及飞行攻角控制策略.研究表明, 轨道航程最大和驻点总加热量最小这两个目标是相互矛盾的, 具有最大航程的飞行轨道同时具有最大的驻点总加热量, 反之亦然.

图 17(Fig. 17)

图 17 升力体运载器优化结果 Fig.17 Optimization results for lifting body

图 18(Fig. 18)

图 18 类X-37机体热力布局优化结果 Fig.18 Body optimization results for X-37 analog vehicle

以降低热防护结构的总重量以及舱体内壁面温度为目标, 图 19给出了非均匀气动热载荷作用下含接触热阻结构轻量化设计的优化结果, 设计变量包括各材料层上/下表面热管间横向布置的间距以及接触热阻间隙尺寸等, 约束条件为各层材料的许用应力和内外层的最大工作温度.优化后在保证结构内外温度和等效应力满足材料许可条件下, 优化后的疏导式结构中主结构层和C/C复合材料层厚度有明显减小, 热管形状偏椭圆且长轴偏向热管与热管间距方向, 结构整体厚度有所减小, 内部空间增大而结构重量减轻10%以上, 优化设计效果明显.

图 19(Fig. 19)

图 19 疏导式结构优化 Fig.19 Optimization of thermal protection structure

多样性是可持续发展的核心要素, 为实现不同的设计目标, 飞行器气动布局也展现出丰富的多样性特征.航天飞机及X-37B采用火箭动力助推无动力滑翔返回的方式, 在全空域长时间采用大攻角飞行状态, 末段能量管理及低速自主进场着陆需要中等攻角具有较大的升力, 因此采用了带小展弦比后掠机翼的翼身组合体布局; HTV-2采用火箭动力助推滑翔方式实现临近空间的超远距离滑翔飞行, 对中等攻角下的高超声速升阻比的需求非常高, 因此采用了非常扁平的升力体布局, 不仅容积和容积利用率较低, 而且还进一步引起俯仰方向和横侧方向间的稳定及操纵差异, 气动/控制耦合十分严重, 并带来尖锐前缘的热防护问题及大面积区域的防隔热问题; X-51A以碳氢燃料-主动冷却型超燃冲压发动机进行高超声速加速巡航飞行, 需要在临近空间下边界附近(30km)以小攻角(2°左右)进行高超声速巡航飞行, 因此采用了具有乘波体特征的升力体机身和腹部进气道, 边条与机身融合的气动布局方案.值得注意的是, 为适应筒式发射, HyFly采用了轴对称弹身布局, 无法采用大机翼面积, 升阻比有限, 射程将受到限制.

高超声速飞行器气动布局的多样性使得气动布局设计极富挑战, 笔者将多年气动布局设计优化研究的经验教训总结成文, 期待专家的批评指正.