李宪开 王霄 柳军 尹超 马依凡

摘要：气动布局技术是水平起降高超声速飞机研制的核心技术之一。具备水平起降、重复使用、高超声速长时间巡航能力的飞机是未来航空航天飞行器发展的重要方向，飞行速度需跨越亚声速、跨声速、超声速和高超声速，气动布局设计需在全包线范围具有良好的升力、阻力和力矩特性，设计难度极大。本文结合高超声速飞机的需求，针对宽速域气动布局设计存在的问题、难点和关键技术进行分析，为高超声速飞机气动设计提供参考。

关键词：高超声速；气动布局；翼身融合体；乘波体；升力体

中图分类号：V211文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.002

基于吸气式组合动力的水平起降高超声速飞机具备常规跑道水平起降、重复使用和临近空间高超声速巡航能力（高度>20km、速度大于Ma6），依靠速度和高度优势，大幅度提高飞机生存力和作战力，破解现有防空体系，实现远程战略威慑与打击，被誉为继螺旋桨和喷气式飞机之后世界航空史上的又一次“革命”，是21世纪航空航天领域各国竞争的焦点。水平起降高超声速飞机飞行速度跨越亚声速、跨声速、超声速和高超声速，这就要求飞机的飞行性能具有宽速域全包线的适应性，气动布局需要兼顾整个飞行速域进行匹配设计。其面临着满足水平起降高升力与高超声速巡航升阻比、跨超声速推阻平衡、宽速域焦点匹配和操纵能力匹配、气动力/热匹配以及宽速域机体/推进系统匹配等设计问题，因此气动布局是高超声速飞机的核心关键技术之一。

本文重点对国内外水平起降高超声速飞机气动布局技术进行阐述，同时结合不同类型气动布局的主要特點，对其存在的问题、设计难点以及需要进一步解决的主要关键技术进行分析，为我国水平起降高超声速飞机气动布局技术的发展提供参考。

1国内外研究现状分析

1.1国外宽速域气动布局技术进展分析

世界各航空航天军事强国早在20世纪50年代就开始研究高马赫数/高超声速飞机，目前美国在高超声速飞行器研究方面处于世界领先地位，积累了丰富的设计基础。

（1）远距耦合鸭翼+大后掠三角翼翼身组合体气动布局技术

以美国XB-70飞机和苏联T-4飞机为代表（见图1），XB-70远程战略轰炸机最大飞行速度马赫数Ma3.1，T-4高马赫数战略轰炸机最大飞行速度大于Ma3。在气动布局设计方面，均采用远距鸭式三角翼、大长细比机身、双垂尾布局形式。

鸭式布局作为升力面/操纵面，提高起降升力、俯仰配平特性；进气道布置在机身腹部，利用高马赫数飞行时进气道前缘压缩斜激波流经三角翼下表面，提高机翼压缩升力；机翼翼尖部分在高速飞行时可向下偏转，抑制机翼下表面高压气流外泄，起到乘波效果，同时可作为腹鳍使用，提高高马赫数横航向稳定性。这两型飞机的研制，为高马赫数飞机气动布局设计奠定了基础。

（2）边条机身+三角翼气动布局技术

以美国SR-71飞机（见图2）为代表，最大飞行马赫数3.35。在气动布局设计方面，采用大长细比边条机身、大后掠三角翼、翼身高度融合、脊形前体、全动倾斜V尾、无平尾布局形式。机身设计为修形旋成体+边条融合形式，在满足总体布置和低阻力需求的同时，兼顾起降特性与高超巡航升阻特性，还能兼顾重心焦点匹配与操稳特性需求；翼身高度融合设计，减弱发动机舱与机身的干扰，提高机身气动效率；外翼设计采用边条和薄翼型，低速时可以提供涡升力，有助于实现起降和低速巡航飞行，高速时减小机翼激波阻力。SR-71飞机的研制，使高马赫飞机常规气动布局设计技术和宽速域增升减阻技术得到突破。

（3）局部乘波翼身融合气动布局技术

以Manta、SR-72等水平起降临近空间高超声速飞机为代表的研究工作（见图3）。2007年，波音公司启动Manta计划，研制临近空间侦察、打击平台项目，最大飞行马赫数7。在气动布局设计方面，采用内外乘波+大后掠无尾飞翼布局形式，前体内外乘波设计，提高宽速域进气道效率和前体升力；大后掠S形前缘三角翼设计，提高低速非线性涡升力；高效内倾双垂尾设计，同时布置4块舵面，提高全速域横航向稳定性和飞行控制能力。

2014年，洛克希德公司发布研制SR-72飞机计划（见图4），研制高超声速情报、监视和侦察（ISR）及打击平台，最大马赫数超过6。在气动布局方面，采用大长细比高脊背机身、大边条大后掠小展弦比中单薄机翼、大后掠单垂尾局部乘波翼身融合布局形式，前体下表面在高超声速状态下为进气道预压缩，属于局部乘波设计；前体上表面采用大容量高脊背流线型设计，提高容量、减小阻力；单垂尾布置在大长细比尾锥上，减小机身侧向遮挡，增大高马赫数航向稳定性。

2018年，美国波音公司首次公开其高超声速飞机方案，瞄准未来高超声速打击和侦察，最大马赫数超过5（见图5）。气动布局设计采用大长细比高脊背机身、大边条大后掠小展弦比中单薄机翼、大后掠双垂翼身融合布局形式，突出了兼顾低速和跨声速升力、阻力设计的特点。

此外，美国通过X-7A、X-20、X-15、X-24B、HTV-2、X-37B等飞行试验项目，在升力体、翼身组合体等方面积累了大量经验[1]。

1.2国内宽速域气动布局技术进展分析

国内近年来也开展了宽速域气动布局相关研究工作。黄志澄等[2]较早对乘波体布局形式的高超声速飞行器气动外形进行了研究。赵桂林[3]等对乘波构型和乘波飞行器的设计及优化方法进行了系统总结。钱翼翟[4]在1991年提出了利用特征线进行乘波体反设计的方法。中科院力学所王发民等[5]在乘波构型设计、优化以及试验研究等方面开展了大量的工作，包括相交楔锥法乘波体、变楔角楔/椭圆锥乘波体、等熵压缩面乘波体等，同时开展了高低速设计状态下的乘波体组合优化研究，通过理论研究和风洞试验结果对比得出一种在亚跨声速、超声速和高超声速宽广速域内具有良好的气动性能的气动布局方案[6]。彭钧等[7]基于多参数综合目标函数的优化设计方法，设计了巡航马赫数为Ma4～4.5的乘波飞行器外形。李世斌等[8]将马赫数4和8状态下的理论乘波构型前后拼接，得到一类新型宽速域乘波飞行器布局方案，气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。刘传振[9]等拓展了密切锥乘波体设计方法的应用，推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系，建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应，提出涡波效应宽速域气动布局的概念。然而，国内大部分研究工作主要以设计方法为主，缺乏系统研究和试验验证。

2存在的主要问题和难点

2.1高超声速高升阻比设计

高超声速飞机在临近空间飞行时，气动加热和周围流场密度变小，流场存在较强的黏性干扰，采用传统战斗机气动布局形式，波系复杂、干扰强烈且不稳定，使得波阻和摩擦阻力快速增加，形成升阻比“屏障”，高升阻比成为制约航程和机动性的关键。

传统的翼身融合体利用鸭翼、边条、前缘襟翼、后缘襟翼等气动部件，提高低速升力，满足起降需求，而高超声速飞行，气动部件过多，全机波系复杂，波系强度大，且存在相互的干扰，导致激波阻力增加，升阻比不高，不利于高超声速巡航；乘波体按照设计点激波流场追踪形成乘波面，进而设计气动布局，设计点时高压气体附着在飞机下表面，产生具有较高的升力，满足高超声速巡航要求，但在偏离设计点时，流场波系匹配性不高，气动效率有所下降，且乘波体低速起降特性较差，升力不足。由于追踪设计方法受基准流场限制，导致乘波体长细比较小，总体装载空间受到一定限制。翼身融合体和传统乘波体设计思想均不能满足水平起降高超声速飞机的气动设计需求。

2.2宽速域气动力匹配设计

（1）升力匹配设计

高超声速飞机起降和巡航状态飞行动压相差超过10倍。相同重量飞行，升力面相差超过10倍，存在极大的升力匹配设计问题。为满足巡航高升阻比、超声速低波阻的设计要求，一般采用大后掠小展弦比机翼设计，机翼翼载较高（超过400kg/m2），导致低速起降特性差，升力不足，气动布局设计需要采用低波阻的鸭翼增升、中小迎角非线性边条涡升力等设计提高起降升力，解决全速域升力匹配问题。图6为Ma6级飞机需求升力面与高度关系示意图。

（2）阻力匹配设计

水平起降高超声速飞机采用涡轮基冲压组合动力，为了满足总体装载要求，机身横截面面积超过传统战斗机1.5倍，动力系统占据机身大部分空间，面积律分布不规则、优化空间小，导致跨、超声速阻力大，同时冲压动力作为高速段动力，在低马赫数时是冷通气状态，跨、超声速流动复杂，产生较大的内流阻力，进一步加剧了阻力过大问题。气动布局设计需要采用跨声速/超声速/高超声速面积律匹配优化、新型大容量低阻力机身、内流流动减阻等设计，解决全速域阻力匹配问题（见图7）。

（3）焦点匹配设计

典型的战斗机气动布局焦点随着马赫数的增加后移，跨声速后移至最大位置，马赫数继续增大，焦点前移，造成飞机静稳定性的剧烈变化，出现极大的静不稳定问题。气动布局设计需要采用新型边条翼/内外翼、几何可定制乘波机身等设计，解决全速域焦点匹配问题（见图8）。

（4）宽速域内外流匹配设计

高超声速飞机采用涡轮基组合循环动力系统（turbinebased combined cycle， TBCC）[10]，推进系统与机体呈现出高度融合设计，前体成为进气道压缩面重要组成部分，后体是喷管膨胀面的一部分，内外流无明显划分界限。前体外流场影响进气道入口波系和流量，进气道内流场影响前体升阻力和俯仰力矩，后体外流场影响喷管膨胀效率，喷管内流场影响后体底阻和俯仰力矩，传统的内外流分立设计已经不适用。气动布局设计需要采用前体/进气道一体化、后体/喷管一体化等设计，解决内外流匹配问题（见图9）。

2.3宽速域减阻高超声速降热设计

高超声速长时间巡航，降低阻力和气动加热是提高飞机性能的关键[11]。为降低波阻，水平起降高超声速飞机一般采用锥形前体、尖前缘机翼、尖前缘进气道、小浸湿面积机身等设计，但却带来更严重的气动加热问题，从而增加重复使用热防护系统厚度，大大抵消尖头体的低阻力优势，减阻降热匹配设计矛盾突出。

传统超声速减阻设计主要是采用尖前机身和尖前缘机翼、面积律修型、波系强度和位置匹配控制等方式，减小波阻。基于S-H面积律分布原则，高超声速飞机一般采用大长细比布局形式，横截面面积沿机身轴线变化缓慢；机头前缘、边条、机翼前缘半径较小，前缘部件热流密度高。为减小波系干扰对流动影响，吸气式进气道唇口往往采用极小前缘半径设计，带来高热流防热问题。传统降热设计主要是采用钝头体布局，增大前缘半径，减小熱流值，既能满足总体装载要求，又能满足防热结构设计与加工制造，在目前采用火箭动力的高超声速导弹、航天飞机以及可重复使用运载器等设计中得到普遍应用。钝头体高超声速飞行时，头部会产生一个强弓形激波，波后压力急剧增加，使得钝头体遭受较高的气动阻力（包括波阻和摩阻），尤其是在跨超声速，飞机零阻急剧增大，对于采用吸气式动力系统的飞机来说，轴向加速能力将完全丧失。实现宽速域内高效减阻降热设计，始终是高超声速飞机设计领域的一个重要难题。图10为尖前缘机翼热流特性示意图。

2.4宽速域横航向稳定性设计

为减小跨、超声速波阻，高超声速飞机通常采用小展弦比气动部件设计，横航向安定面设计裕度小，随着马赫数增加，横航向稳定性急剧下降，按照战斗机横航向安定面原则，马赫数6巡航时飞机处于横航向中立稳定或静不稳定状态；而飞机的舵面效率随马赫数增加急剧下降，水平起降、跨声速、高超声速配平难度极大，宽速域横航向稳定性设计与操稳、控制要求矛盾突出。需要根据飞行任务和飞行包线，提出全速域横航向稳定度设计准则，气动布局设计采用新型补偿操纵面、气动/控制耦合等设计，解决横航向稳定性设计问题（见图11）。

3需要重点解决的关键技术

3.1兼顾容量的宽速域低阻力气动布局设计技术

高超声速飞机宽速域飞行，起降升力、巡航升阻比匹配设计时翼载差异大，升力产生机制由以环量升力为主转变到以压缩升力为主，低速、高速匹配的气动布局设计难度大，同时采用吸气式组合发动机，武器/组合动力/设备/燃油的高容积效率总体布置与宽速域低阻力气动布局设计矛盾突出，在满足飞机推阻平衡条件下，机体/推进系统高度融合、内外流高度耦合、气动与性能/控制高度耦合，传统的气动布局设计无法满足需求，需要突破以下技术。

（1）高效宽速域翼身融合局部乘波布局设计技术

传统的翼身融合体和乘波体由于存在气动效率适应范围狭窄的问题，均不能作为高超声速飞机气动布局形式。要以飞行全包线提升升力、降低阻力和提高操纵能力为核心，基于翼身融合、乘波体等传统的布局形式，探索新型气动布局形式。

高效宽速域翼身融合局部乘波布局设计技术重点研究内容包括高脊背大容量翼身融合布局、大长宽比乘波布局、内外双乘波布局等技术，同时构建参数化几何可定制乘波设计方法、定容量低阻力机身设计方法和内外双乘波方法，摸清新型气动布局流动机理和气动特性，探索布局参数影响规律，构建新型气动布局气动特性数据库。

（2）高升力低阻力气动设计技术

低速飞行时，边条和机翼是产生升力的主要部件，高超声速飞行机翼和机身是产生升力的主要部件，全速域范围机身是产生阻力的主要部件，气动部件设计需要兼顾全速域波系匹配要求。宽速域飞行时，不同阶段全机呈现的流动特征相差较大，对气动布局的适应性提出了更高的要求，基于新型的流动控制措施和气动部件优化设计方法，可以有效改善分离、激波、膨胀波特征及其干扰形态，达到增升减阻的作用。

高升力低阻力气动设计技术的重点研究内容包括中小迎角非线性气动边条、前缘增升襟翼、翼型前缘三角翼、局部气动部件变体、新型射流流动控制等。

（3）气动/控制耦合设计技术

高超声速飞机随飞行速度增加，三轴稳定性急剧下降，马赫数6时存在三轴静不稳定特性，传统气动-控制迭代设计方法已经不能满足要求。同时高超声速飞机要求高空、高速条件下机动飞行，对气动/控制提出了更高的要求，为保证飞机良好的气动操纵特性，采用先进的气动/控制耦合技术是关键。

气动/控制耦合设计技术重点研究内容包括宽速域焦点/重心匹配准则、横航向静稳定性匹配准则、气动/操稳耦合作用和建模、气动舵面与控制耦合分析等[12]。

3.2機体/推进系统一体化设计技术

高超声速飞行时冲压发动机给飞机提供的推力裕度较小，为增推减阻，提高巡航气动效率，需要利用前机身下表面作为进气道的压缩面，后机身下表面作为喷管自由膨胀面，以获得较大的推力。这种内外流耦合的气动布局形式使得全机气动与发动机性能高度耦合，直接影响飞机的推力、阻力、升力、力矩配平、操稳特性匹配，机体与推进系统一体化设计是实现吸气式高超声速飞行的关键。

机体/推进系统一体化技术重点研究内容包括前体/进气道一体化设计、后体/喷管一体化设计、全流道流动耦合分析、内外流推阻建模、组合发动机内流冷热态对全机力和力矩的影响、全包线组合进气道溢流阻力修正等。

3.3复杂波系流动气动力/热分析技术

高超声速飞机总体容量与低阻力的矛盾突出，使得全速域范围内发动机剩余推力非常小，不超过净推力的3%～5%；马赫数6飞行时操纵面效率急剧下降，飞行操稳品质设计余量小；飞机任务载荷要求高，高超声速飞机结构热防护系统设计重量指标与传统飞机结构设计重量指标相当，这些都需要高精准度的气动力/热数据作为基础。现有的预测与分析手段在阻力特性预测上误差范围为5%以上，力矩、静导数、舵面效率预测误差一般在15%以上，动导数则达到30%以上，而热流误差约10%，均不能满足设计需求。

复杂波系流动气动力/热分析技术重点研究内容包括尖前缘/扁平化外形复杂构型气动力/热数值算法、高阶精度湍流模型、工程转捩预测方法、气动力/热数据天地相关性等基础方法，同时围绕内外流耦合特性的气动布局，建立内外流气动力界面划分方法、内外流气动力耦合修正模型、高精度流场辨识方法等。

4结束语

水平起降高超声速飞机研制对气动布局设计技术有着强烈的需求，本文分析了高超声速飞机气动布局设计面临的难点和关键技术，并尝试提出水平起降高超声速飞机气动布局技术按照系统研究参数化高升力低阻力气动布局形式、系统研究宽速域气动布局与推进系统一体化设计方法和系统研究高超声速气动力/热预测技术体系三个方向发展的建议，希望对高超声速飞机气动布局设计及气动特性研究有一定的参考。

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（責任编辑陈东晓）

作者简介

李宪开（1983-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：高超声速飞机气动布局设计。

Tel：0514-80318012

E-mail：likaixin2378@163.com

Research on the Aerodynamic Layout Design for the Horizontal Take-off and Landing Hypersonic Aircraft

Li Xiankai1，2，*，Wang Xiao2，3，Liu Jun2，Yin Chao1，Ma Yifan1

1. Yangzhou CIRI，Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Yangzhou 225000，China

2. National University of Defense Technology，Changsha 410003，China

3. Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： Aerodynamic layout design is one of the core technologies of the horizontal take-off and landing hypersonic aircraft. The aircraft with ground take-off and landing， reuse and hypersonic long-term cruise capability is an important direction for the future development of the aircraft. The flight speed range spans subsonic， transonic， supersonic and hypersonic. The aerodynamic layout design needs to have good lift， drag and torque characteristics in the full envelope range， which makes the design difficult. Based on the requirements of hypersonic aircraft， problems， difficulties and key technologies of aerodynamic layout design in the wide speed range are analyzed to provide references for the hypersonic aircraft design.

Key Words： hypersonic； aerodynamic layout； wing-fuselage fusion body； ride wave body； lift the body