推薦閱讀 | 寬速域飛行器發展及研究現狀綜述
1 引 言
隨著航空航天事業的不斷發展，臨近空間這一空域逐漸成為各個國家的探索新目標［1］。為完成臨近空間乃至軌道空間的運載任務，降低起飛要求和成本，適用于臨近空間飛行的水平起降、可重復使用的高超聲速飛行器成為了21世紀航空航天領域的前沿研究熱點。從飛行環境和任務目標可知，該類飛行器需要具有飛行速度從亞聲速到高超聲速范圍，飛行高度從海平面到臨近空間的寬速域、大空域飛行全包線的適應性，這給飛行器的氣動布局設計提出了很大的挑戰。
乘波體憑借前緣線與激波緊密貼合的設計思想，充分利用激波與飛行器間的相互作用，從而使得飛行器在高超聲速下具有高升阻比優勢，有效突破了升阻比屏障難題。自從Nonweiler［2］教授提出乘波體的概念之后，多年來，許多學者圍繞乘波體設計方法［
本文將總結國外有關寬速域飛行器的研究現狀和進展，結合國內研究情況對寬速域飛行器的主要構型進行歸納分析，針對寬速域飛行器存在的主要技術難點進行闡述，希望對未來水平起降、可重復使用的寬速域高超聲速飛行器研究提供參考。
2 國外寬速域飛行器項目研究
2.1 美國
圖1 XB-70[13]
Fig.1 XB-70[13]
圖2 SR-71
Fig.2 SR-71
20世紀80年代，美國國防部和國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）開展國家空天飛機（National Aero-space Plane，NASP）［14］計劃，提出了X-30可重復使用的空天飛機研究機的試驗方案。如圖3所示，X-30尺寸大小類似SR-71，氣動構型采用尖頭前體、大后掠三角翼來減少高速飛行時產生的阻力。X-30動力方面計劃采用從水平跑道起飛到馬赫數5左右的渦輪發動機、再加速到Ma=4~25的超燃沖壓發動機和入軌時使用的火箭發動機三種發動機組合，并在機體的后半部分與發動機采用一體化設計，從而實現水平跑道起降、單級入軌（Ma=25）的目標。由于資金耗費巨大、技術復雜等問題，1993年X-30項目被迫中止，但X-30的規劃對后續空天飛機研究具有十分重要的價值。
圖3 X-30概念圖[14]
Fig.3 X-30 concept map[14]
2003年，美國空軍和國防預先研究計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）開展獵鷹（Force Application and Launch from Continental United States，Falcon）計劃［
2007年，美國洛馬公司發布的SR-72偵察機［13，
圖4 獵鷹計劃[16]
Fig.4 Falcon project[16]
圖5 SR-72偵察機概念圖
Fig.5 Concept map of SR-72 reconnaissance aircraft
圖6 波音公司高超聲速客機構想圖[20]
Fig.6 Boeing's hypersonic passenger agency[20]
從20世紀末至今，美國相繼開展了HyTech 計劃［21］、Hyper-X計劃［22］和超燃沖壓發動機演示（Scramjet Engine Demonstrator， SED）計劃［23］對超燃沖壓發動機進行研究和驗證。2016年啟動“先進全域發動機”（AFRE）項目用于驗證渦輪機組合循環發動機（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）工程化的可行性［19］，為后續高超聲速飛行器的發展提供動力支持。此外，美國積極進行減阻防熱、輕質耐高溫材料等方面的研究，大力開展地面試驗和飛行驗證試驗來攻克高超聲速技術難題。
2.2 俄羅斯
俄羅斯是世界上的另一大航空航天強國，從蘇聯時期多次突破飛行記錄的米格-25戰斗機［24］，如圖7所示，采用中等后掠上單翼、兩側進氣、雙發雙垂尾的氣動布局能達到馬赫數3的最大飛行速度開始，到后面的彩虹D2計劃［25］和鷹31計劃［26］，更快更高的寬速域飛行器成為大國實力競爭的另一追求。2018年，俄羅斯透露高超聲速第六代戰機的研制工作正在積極開展［27］。在動力方面，俄羅斯于1991年在高空試驗中實現超聲速燃燒［28］，在高超聲速技術的飛行驗證階段取得了巨大的成果。
圖7 米格-25[24]
Fig.7 Mig-25 fighter[24]
2.3 其他國家
近年來，水平起降高超聲速飛行器以其能低成本快速入軌和飛行器軌跡自由等優點受到了各個國家的關注。1992年，法國公布Prepha計劃用來推進高超聲速和超燃沖壓發動機技術改進和實現近軌道飛行器系統研究［29］，如圖8所示。同時，德國的Sanger計劃提出兩級入軌航天運載器計劃［30］，并在上述兩項計劃技術后德、法兩國合作JAPHAR計劃研究雙模態超燃沖壓發動機技術和推阻平衡問題［31］。英國2014年公布其佩刀發動機驗證機的發展方案，該發動機的深度預冷技術是解決渦輪沖壓發動機推力陷阱的有效手段。日本早年間提出發展基于火箭和吸氣式發動機組合動力系統的可重復使用運載器計劃［
圖8 法國Prepha計劃[29]
Fig.8 French Prepha program[29]
圖9 日本PD公司可重復使用飛行器概念圖[20]
Fig.9 Concept image of Japan's PD Aerospace reusable aircraft[20]
3 國內寬速域飛行器研究
目前，國內有關寬速域飛行器的研究以氣動布局的理論研究較多，且主要分為兩個方面。一方面是通過組合拼接乘波體或拓展乘波設計方法來提升乘波飛行器在寬速域范圍的氣動性能。王發民等［35］將高馬赫數乘波體和低馬赫數乘波體通過一個連接段進行組合拼接，使該飛行器構型在馬赫數飛行包線內具有良好的氣動特性；李世斌等［36］以8和4的設計馬赫數分別生成高、低馬赫基準構型，并以此提出了“串聯”和“并聯”的兩種基本方法，驗證了該方案生成的飛行器在馬赫數4~12的氣動特性；丁峰等［37］提出高超聲速滑翔-巡航兩級乘波的設計方法并滿足了巡航狀態的進氣道激波封口設計要求，該方案在一定高超聲速范圍具有較高的升阻比；趙振濤［38］、劉珍［39］等提出變馬赫數和變激波角的乘波體設計方法來拓寬乘波體的速域范圍；劉傳振等［
4 寬速域飛行器主要構型
組合拼接乘波體構型［
4.1 渦波效應-乘波構型
渦升力乘波體是洛馬公司的Rodi［49］提出的，這種飛行器在平面上有近似三角翼/邊條翼形狀，起初只是通過特定的平面形狀使得飛行器背風面產生渦升力，從而提升乘波體在高超聲速下的氣動性能，并未考慮渦波效應在亞聲速下對乘波飛行器的作用。隨后段焰輝［50］、劉傳振［
圖10 不同后掠角乘波體外形[40]
Fig.10 Shape of waverides with different sweep angles[40]
宋賦強等［51］通過研究表明具有大后掠角前緣的乘波體在低速下有較好的氣動性能；劉傳振等［41］研究定平面乘波體設計方法生成的尖頭和彎頭乘波體在亞聲速時性能的結果表明，如圖11所示，大后掠前緣作用下產生的漩渦使乘波體在低速狀態下具有良好的氣動性能；Zhao等［
圖11 尖頭、彎頭乘波體低速渦結構[41]
Fig.11 Low-velocity vortex structure of pointed and elbowed waveriders[41]
該類乘波體在高超聲速大攻角下具有明顯的非線性增升現象，對于該現象的原因目前有兩種觀點：一種觀點認為是渦升力作用導致飛行器有非線性增升現象［49］，另一種是將該非線性增升歸結于大攻角下激波的脫體作用［54］。關于非線性增升的具體原因還有待學者對高超聲速下飛行時的流動機理進行進一步研究。另外，目前有關利用渦波效應改善飛行器寬速域性能的研究多停留在定量分析、定性比較，對飛行器從亞聲速、跨聲速到超聲速、高超聲速的連續速域范圍內的氣體流動演化研究不足。
4.2 機翼-乘波構型
常規飛行器在不同速域范圍內的氣動布局對應關系大致如圖12所示，翼身組合體和翼身融合體的升力由機翼產生，組合體的機體和機翼之間有明顯的界限，升力和阻力較小，但升阻比較高，融合體則將機體和機翼融合設計來滿足跨聲速的減阻需要；升力體的升力面是機體，該類飛行器整體較光滑，各部件之間的干擾較少，極大地降低了飛行時的阻力，適合超聲速飛行。展弦比大的平直機翼能在低速下給飛行器提供足夠的升力，但在跨聲速、超聲速時帶來的阻力反而不利于飛行，所以進而發展了適合超聲速飛行的后掠翼、三角翼、鴨翼以及翼身融合布局和升力體布局。乘波體作為一類特別的氣動構型，擁有其獨特的高升阻比優勢，也存在低速下氣動性能下降等不足。為滿足寬速域范圍內的氣動性能要求，將機翼與乘波構型結合是一種較好的思路。
圖12 氣動布局與飛行速域對應關系
Fig.12 Correspondence between aerodynamic layout and flight speed domain
Takama等［55］研究了錐導乘波體兩側加裝機翼（見圖13）在亞聲速下和高超聲速下的氣動性能，結果表明在亞聲速時機翼有效提高飛行器的升阻比性能，在高超聲速時飛行器的氣動特性也沒有明顯下降，這證明了機翼和乘波構型應用于寬速域飛行器設計是可行的，但乘波基本構型和外翼形狀比較簡單，實際應用時還需要考慮機翼與乘波體連接處高壓區的影響。Rodi等［
圖13 附加外翼錐導乘波體示意圖[55]
Fig.13 Schematic diagram of the additional outer wing cone-derived waverider[55]
圖14 基于吻切流理論的乘波前體高超聲速飛行器[56]
Fig.14 Generation of waverider precursors for hypersonic vehicles osculating flowfield method[56]
鴨翼/邊條翼以及大三角翼可有效提升飛行器在亞、跨聲速下的氣動性能，若將其與乘波構型結合也不失為一種改善寬速域性能的方法。另外，張陽等［42］對高超聲速寬速域翼型的研究分析表明機翼翼型優化對高超聲速寬速域飛行仍具有重要意義。雖然在具體機翼翼型、面積、位置布置等方面還有待深入研究，但充分結合機翼在低速下和乘波構型在高超聲速下的氣動優勢，達到水平起降的高超聲速寬速域范圍的要求是切實可行的。
4.3 變形/組合構型
由于水平起降的寬速域飛行器的飛行速域寬、飛行空域大，單一的固定布局難以滿足要求。近年來，有學者對飛行器結構變形和兩級飛行器組合實現寬速域范圍內的良好性能進行了探討。焦子涵等［43］針對高超聲速巡航性能的吸氣式可重復使用飛行器提出伸縮翼布局和翻轉翼布局兩種構型，如圖15和圖16所示。文獻［43］詳細介紹了兩種布局在低速狀態和巡航狀態下的性能對比。
圖15 伸縮翼布局示意圖[43]
Fig.15 Schematic diagram of telescopic wing layout [43]
圖16 翻轉翼布局示意圖[43]
Fig.16 Schematic diagram of flip wing layout[43]
張登成等［44］通過參考連翼布局在其他機型用途方面的作用，提出將連翼布局和乘波構型相結合的思路，設計了一種在寬速域范圍內具有良好氣動性能的變構型高超聲速飛行器，如圖17所示。Dai等［45］在三角翼變馬赫數乘波體的基礎上提出一種可變后掠翼的乘波體構型，如圖18所示。該飛行器可通過變形來滿足不同飛行任務的氣動需求。經過試驗和仿真結果得出，與機翼收放構型相比，該變后掠翼變形乘波飛行器在不同飛行條件下采用不同構型可獲得最佳飛行性能。
圖17 變構型氣動布局示意圖[44]
Fig.17 Schematic diagram of variable configuration aerodynamic layout[44]
圖18 變后掠翼乘波體示意圖[45]
Fig.18 Schematic diagram of variable sweep wing waverider[45]
目前采用結構變形方式的飛行器構型均比較扁平，可裝載容積考慮欠缺，且大多只從單一飛行工況下驗證了升阻特性的可行性，而從飛行器工程化應用方面來看，結構變形對飛行器的結構強度要求較高，對飛行器氣動受力情況有較大的影響，因此在對結構變形飛行器的后續研究中，容積要求、氣動穩定性、密封性以及結構強度設計將成為研究難點。
為實現水平起降寬速域范圍的氣動要求甚至達到入軌要求，目前來說，兩級飛行器組裝比單一飛行器更容易實現。20世紀五六十年代，美國提出了可重復使用空天運載技術，半個多世紀來提出了許多項目和計劃。2016年，美國空軍提出基于佩刀動力和火箭動力的水平起降兩級入軌方案，其概念圖如圖19所示［1］。
圖19 美國2016年提出的兩級入軌概念圖[1]
Fig.19 Concept map of two-stage to orbit in the United States in 2016[1]
國內周嘉明等［46］設計了一種以乘波構型作為飛行器前體的兩級入軌空天飛機布局，并使得上表面部分融合，如圖20所示。該飛行器上面級和組合體在設計工況下均有較好的氣動性能，但并未說明上下兩級分離后、下面級飛行器返回時等情況下飛行器的性能；韓天依星等［47］采用嵌入式乘波體設計方法設計上面級為乘波雙翼、下面級為乘波單翼布局的兩級入軌飛行器，見圖21。該飛行器方案在保證一定容積率的同時使得兩級在高超聲速下均有較高的升阻比，但仍未說明其他工況下飛行器的氣動性能。兩級入軌布局需要特別關注兩子級之間的干擾情況以及上下級分離后下面級的氣動性能。
圖20 兩級入軌空天飛機布局示意圖[46]
Fig.20 Schematic diagram of two-stage to orbit aerospace aircraft[46]
圖21 兩級入軌布局[47]
Fig.21 Layout of two-stage to orbit vehicle[47]
5 寬速域飛行器主要技術難點
5.1 升阻特性匹配
適合不同飛行速域的氣動外形難以兼顧其他速域的氣動要求［13］。亞聲速飛行器飛行速度較小，有足夠大的升力面來提供升力是亞聲速氣動設計的主要考慮因素，通常亞聲速飛行器采用大展弦比翼身組合布局。超聲速飛行器飛行速度大，為減小激波阻力，提高臨界馬赫數，常采用小展弦比機翼、細長機身構型，同時采用鴨翼、邊條翼等設計增加低速下的升力，如何在提高飛行速度的同時降低波阻是超聲速飛行器的重點研究方向。當飛行速度進一步增加時，易形成升阻比屏障。利用乘波特性的飛行器能達到較高的飛行速度，但該類飛行器存在非設計工況來流動壓變化較大、低速下升力不足等難題［
5.2 穩定性
飛行器的縱向穩定性與飛行器的氣動焦點、壓心位置、重心位置有關。由于氣動焦點及壓心位置會隨著飛行馬赫數和飛行攻角的改變而變化，飛行器從水平跑道起飛到高超聲速巡航這一階段，氣動焦點和壓心位置的變化較大。以劉傳振等研究的雙后掠乘波體為例［40］，高速狀態和低速狀態下，飛行器的氣動焦點位置差異較大，如圖22所示。另外，由于適用于高速飛行的飛行器為減少阻力，機身整體呈現細長條狀，橫航向安定面設計裕度較小，所以飛行器的橫航向穩定性會受到嚴重的影響。因此在實際設計寬速域飛行器時，要綜合飛行任務、氣動性能需求，通過合理布置飛行器整體氣動外形和設置操縱安定面來保證飛行器的縱向以及橫航向穩定性。
圖22 雙后掠乘波體氣動焦點變化[40]
Fig.22 Variation of aerodynamic focus of double-swept waverider[40]
5.3 減阻降熱
減阻降熱是進行高超聲速飛行的飛行器歷來存在的技術難題［60］。為達到高速飛行下盡可能減少激波阻力和粘性阻力的目的，高超聲速飛行器整體構型多采用大長細比機身，飛行器頭部更需要尖前緣設計，但這在降低阻力的同時帶來了嚴重的氣動加熱問題，而傳統鈍化前緣半徑的方式又會導致飛行器頭部產生弓形激波而增加飛行器的激波阻力和摩擦阻力。因此，在保證飛行器氣動力、總體裝載需求的情況下，研究飛行器在不同流場中的氣動加熱機理、合理優化飛行器外形、尋找新型減阻防熱材料是寬速域飛行器設計的重要研究方向。
5.4 推進技術
超燃沖壓發動機是高超聲速飛行器的動力研究熱點，燃料增混、燃燒強化、邊界層轉捩和燃燒熱防護等是目前超燃沖壓發動機的研究難點［61］，并且單一動力結構無法滿足從水平起飛到高超聲速階段的動力需求。組合動力中，火箭基組合循環發動機（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）引射階段推力小，不適用于水平起降；渦輪機組合循環發動機（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）低速階段比沖較大，經濟性能好，具有較好的工程應用前景［62］。由于不同飛行階段對飛行動力的需求不同，因此如何實現模態良好轉換是推進技術的研究難點［63］。另外，飛行器的氣動性能與推進系統相互關聯，為提高高超聲速巡航效率，需要盡可能地利用乘波設計方法對推進系統與機體進行一體化設計，但目前乘波設計方法在寬速域范圍內存在一定的局限性，機體設計和推進系統設計相對比較分散，多處于單獨設計或部分耦合研究階段。因此，如何進行動力系統設計和布置以滿足寬速域范圍內的需求是后續工作需要重點研究的。
5.5 一體化設計
隨著飛行器的飛行速度不斷提升，機體凸出部件帶來的阻力急劇增加，當飛行速度到達高超聲速時，氣動加熱效應顯著，易造成表面燒蝕、通信制導受阻等問題。因此，高速飛行器要求外形盡可能一體化設計，這與舵面設置等氣動控制要求相矛盾。另外，沖壓發動機作為高超聲速階段的推進動力，常采用前體與進氣道一體化設計等內外流一體化設計方法來提高高超聲速氣動效率，因此推進系統與機體耦合程度高。故高超聲速寬速域飛行器不僅需要考慮外形設計一體化與氣動控制之間的關系，還需要將機體和推進系統的一體化設計作為研究重點。
6 結 論
水平起降、高超聲速寬速域飛行器是當前航空航天的前沿研究熱點，具有十分重要的戰略發展意義，許多國家已進行了大量的研究，但高超聲速寬速域飛行器實現工程化應用仍存在許多難題有待解決。經過對國內外寬速域飛行器的研究進展和現狀進行梳理總結，主要得出以下幾點結論和展望：
（1）水平起降、可重復使用的高超聲速寬速域飛行器是各個大國的研究熱點，并且經過多年的研究，在寬速域飛行器的氣動設計、推進系統和材料技術等方面均有了一定的理論和技術研究成果。
（2）通過總結現有寬速域飛行器的研究現狀，提出適用于水平起降高超聲速飛行的寬速域飛行器主要有渦波效應-乘波構型、機翼-乘波構型和變形/組合構型三大類的觀點。這三類的寬速域飛行器研究仍處于理論驗證階段，均有一定的可行性和不足，如表1所示，有待更深入、更系統地研究。
（3）升阻特性匹配、穩定性、減阻降熱、推進技術、一體化設計是后續寬速域飛行器工程化需要深入探討的，足夠容積滿足載重要求也是高超聲速寬速域飛行器設計時需要重點考慮的。
（4）設計水平起降、可重復使用的高超聲速寬速域飛行器時，應充分考慮飛行器各個飛行階段的特點，特別是跨聲速階段局部激波變化帶來的復雜氣動問題以及高超聲速環境下飛行器會面臨強粘性效應、高溫氣體效應等實際飛行問題，這需要更加完善高超聲速寬速域飛行器的設計理論，進一步發展試驗和測試技術，建立較為完備的理論和實驗相結合的研究體系。
引用本文： 謝贊, 周燦燦, 趙振濤, 等. 寬速域飛行器發展及研究現狀綜述[J]. 空天技術, 2022(4): 28-39.
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