2017, Vol. 35
2. 中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所, 四川 绵阳 621000;
3. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心, 北京 100076
2. Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China;
3. China Academy of Launch Vehicle Tecnology Research and Development Center, Beijing 100076, China
高超声速飞行器HX(Hypersonic X-plane)是美国“一体化高超声速(Integrated Hypersonics, IH)”计划的技术集成验证机。IH计划的目的是探索、发展和试验下一代具有高度机动性的助推滑翔式高超声速飞行器技术，实现飞行范围覆盖全球、Ma=20及以上高超声速飞行的能力，用于执行全球范围内的国家安全任务。按照2012年发布的IH计划公告草案发展路线图，美国将首先对现有的高超声速试验飞行器进行全尺寸基础测试，之后进行一系列的缩比飞行试验，最终进行HX的全尺寸飞行试验。
高超声速飞行器的发展历程经历了轴对称锥体弹道再入飞行器到双锥体先进机动再入飞行器再到有翼锥体概念飞行器的发展历程，而为了能够在大气层内实现全球范围的高超声速机动飞行，需要采用气动效率更高的非对称升力体外形[1-4]，以HTV-2为典型代表，这些外形通常采用扁平面对称类升力体或者翼身融合体布局，具备尖前缘和头部以及更大的机翼后掠角。HTV-2的气动布局特点导致其横侧向稳定性先天不足[5-6]，因此进行的两次飞行试验均以失败而告终。而HX飞行器演示计划旨在改进HTV-2存在的问题。HX飞行器以HTV-2为基础，考虑HTV-2方向稳定性较低的缺点，两侧增加了小翼来获得更加鲁棒的气动控制和能量管理性能。作为IH计划的综合演示验证平台，HX飞行器主要考虑的技术指标包括：高超声速状态下持续飞行2h，纵向飞行距离大于37000km，横向航程大于18500km；陆基或空基发射均可，小型化，可采用中型运载火箭发射，同时可进行空中回收等。
本文参考HX外形，生成了一种仿HX的扁平面对称类升力体气动外形，将其与原始仿HTV-2外形进行了气动特性对比分析，重点探究了HX相较于HTV-2外形的改变对升阻比、横侧向稳定性等带来的影响，考察了气动布局的改变是否在保持原有高升力性能的基础上有效改善了HTV-2存在的横侧向稳定性问题。同时对参照HX生成外形的两侧小翼进行了关键气动布局参数分析，并对其尾部控制舵进行了匹配设计。
1 气动布局HTV-2布局采用的是乘波体加升力体的布局形式[4]。气动操纵采用两个后缘扩张式控制舵和RCS复合控制。HX布局在HTV-2高升阻比外形基础上增加了两侧小翼以起到横向安定面的作用，同时保留了尾部底侧两个控制舵，用于攻角控制和减速，并通过差动进行滚转和偏航的控制。本文利用二次曲线[7-9]及基于类型和形状函数的CST方法[10-15]，生成了如图 1所示的仿HX扁平面对称类飞行器气动外形。上下表面控制线采用二次曲线生成，以保证飞行器不同部位曲线斜率一致从而足够光滑，横截面形状主要通过调整类型函数和形状函数的控制系数来生成。同时为了将HX外形气动特性与HTV-2进行分析，在该外形基础上去除两侧小翼，生成了仿HTV-2对比计算模型外形。
|
图 1 仿HX扁平面对称类升力体外形 Figure 1 HX analog configuration |
进行气动特性计算时，主要采用了修正的内附牛顿理论，背风面修正采用了Prandtl-Meyer公式[16-17]，该类方法已经在高超声速飞行器计算中得到了广泛应用，其精度基本满足方案论证和设计阶段的精度要求。为考察仿HX模型及不带小翼的仿HTV-2外形的升阻比特性，图 2给出了仿HX(小翼安装角与垂直平面夹角为10°)与仿HTV-2模型外形40km高度无舵偏时Ma=5、10、20，侧滑角为0°状态下的升阻比随攻角变化规律。从图 2中可以看出，两种外形升阻比随攻角的变化规律基本一致：Ma=5时最大升阻比对应攻角为10°~12°；Ma=10时，最大升阻比对应攻角为7°~9°；Ma=20时最大升阻比对应攻角为6°~8°。两侧小翼的增加使得仿HX升力体外形升阻比较仿HTV-2外形略微减少，这主要是由于增加小翼带来了飞行器外形阻力的增加，总体来看仿HX生成的外形依旧保持了较好的高升阻比性能。
|
图 2 仿HX与HTV-2外形升阻比随攻角变化 Figure 2 Lift to drag ratio of HX analog and HTV-2 analog |
图 3给出了仿HX及HTV-2外形在无舵偏无侧滑状态下压心系数随攻角的变化情况。从图 3中可以看出，仿HX外形压心较仿HTV-2外形的压心靠前，但变化规律基本保持一致。压心位置确定后，质心位置的设计决定了飞行器的配平特性。由于仿HX与HTV-2外形都是以高升力特性为主的飞行器，因而飞行过程中攻角应稳定地配平在最大升阻比附近。根据图 3的结果，选取质心位置为0.605、0.610、0.615、0.620、0.625，考察了两种外形在40km高度下Ma=10时的俯仰力矩系数随攻角变化规律，结果见图 4及图 5。从图中可以看出，随着质心后移，两种外形配平攻角逐步变大，在质心取0.625时，仿HX与HTV-2外形配平攻角均在12°附近。考虑Ma=10时最大升阻比对应攻角为7°~9°，两种外形的质心系数选取在0.625附近左右是合理的。此时控制舵无偏转攻角配平在12°附近，当控制舵向下偏转时会产生低头力矩，导致攻角进一步变小，逐步趋于最大升阻比对应攻角范围，使得配平攻角既保证在最大升阻比附近，又有较大的变化裕度。
|
图 3 仿HX及HTV-2外形压心随攻角变化规律 Figure 3 Center of pressure of HX analog and HTV-2 analog |
|
图 4 仿HX外形不同质心位置下俯仰力矩随攻角的变化 Figure 4 Pitch moment of HX analog |
|
图 5 仿HTV-2外形不同质心位置下俯仰力矩随攻角的变化 Figure 5 Pitch moment of HTV-2 analog |
HTV-2的两次失败均与其飞行器横侧向稳定性不足相关，因此仿HX外形的改变是否对横侧向稳定性带来了改进值得探究。图 6给出了两种外形在40km高度、Ma=10、质心系数为0.625、各舵面无偏转时的方向静稳定导数Cnβ、滚转静稳定导数Clβ、俯仰静稳定导数Cmα随攻角的变化规律。采用右手坐标系，定义正侧滑角产生正侧向力，滚转力矩正方向指向飞行器底部，偏航方向正力矩向上。在此坐标系下，通常使用的判定准则是方向静稳定导数Cnβ大于0，俯仰静稳定导数Cmα及滚转静稳定导数Clβ小于0。从图中可以看出在0°舵偏对应的12°左右配平攻角范围内，两种外形的滚转及俯仰静稳定导数基本一致，是滚转和俯仰静稳定的；仿HTV-2外形偏航方向是静不稳定的，但仿HX外形则是偏航静稳定的，这表明仿HX外形相较于仿HTV-2的布局在改进偏航静稳定性上具有显著效果。图 7给出了同样计算状态下两种外形的三方向动导数，从计算结果看二者均是三方向动态稳定的。但仿HX外形偏航方向阻尼导数稍大于仿HTV-2外形，因而偏航方向动态稳定性更强。两侧小翼对偏航稳定性带来的影响效果可能与两侧小翼尺寸及安装角度均相关，为了考察安装角度及小翼尺寸对偏航稳定性带来的影响，采用L9(34)正交表设计了表 1算例。
|
图 6 仿HX与HTV-2外形横侧向稳定性导数 Figure 6 Lateral-directional static stability of two configurations |
|
图 7 仿HX及HTV2外形动态稳定性导数 Figure 7 Dynamic stability of HX analog and HTV-2 analog |
| 表 1 设计算例 Table 1 Computational cases |
|
图 8给出了表 1中不同算例情况下，仿HX外形在40km高度、Ma=10、质心系数为0.625、各舵面无偏转时的方向静稳定导数随攻角变化情况。从图 8中可以看出翼高对偏航稳定性导数影响较大，在相同翼高情况下，翼根翼梢尺寸越大，偏航静稳定越强，即稳定性强弱基本与小翼面积大小呈正相关；在5°~15°的小角度安装范围内，偏航静稳定性对安装角度变化不敏感。
|
图 8 不同算例条件下的方向静稳定性导数 Figure 8 Directional stability of different cases |
控制舵的配平效率与质心位置及控制舵尺寸大小均相关。图 9考察了仿HX外形在取不同质心位置和控制舵面积大小时，左右两块控制舵在同动状态下的配平攻角与舵偏角关系(40km高度Ma=10，无侧滑角，控制舵向下偏转为正，固定控制舵长度为0.3m，面积通过控制宽度调节)。
|
图 9 不同算例下的配平效率 Figure 9 Trim efficiency under different cases |
从图 9中可以看出随控制舵宽度尺寸增大和质心位置的后移，控制舵配平效率变高。控制舵宽度为0.16m时，质心位置为0.615和0.625时控制舵配平效率分别为0.48和0.68。当控制舵宽度为0.24m时，在同样两种质心下配平效率分别为0.58和0.82。但随着控制舵尺寸的增大，在相同质心位置下，其配平的最大攻角及范围均有所减小。同时在相同的舵面尺寸下，如果质心比较靠前，其所能配平的最大攻角和最小攻角均较小，而随着质心的后移，配平所能达到的最大攻角和最小攻角均增加。因此控制舵的尺寸和质心的位置均需要精细地进行调节，以满足既能保证配平攻角覆盖最大升阻比对应的攻角范围，又具备较高配平效率。结合之前分析来看，最大升阻比对应攻角范围在7°~9°之间。因此质心位置为0.620、控制舵宽度为0.16m时所对应的配平攻角范围5.8°~10.5°及质心位置0.625、控制舵宽度为0.20m时对应的配平攻角范围6.3°~12.5°可以初步满足要求，同时可以通过进一步地对质心和控制舵尺寸的调整来获得所需的配平特性。
3 结论本文针对HTV-2横侧向稳定性存在的问题，参考HX外形，生成了一种基于HTV-2进行改进的扁平面对称类升力体新型布局方案，对其进行了气动特性计算和两侧小翼关键气动参数分析及控制舵的匹配设计，重点探究了其在横侧向稳定方面相较于HTV-2带来的改进。研究结果表明：
(1) 仿HTV-2生成的模型外形横侧向稳定性较差，而仿HX新型布局方案可以显著改变其偏航方向稳定性，同时保持仿HTV-2外形的高升阻比性能。
(2) 对仿HX生成外形两侧小翼进行关键气动参数分析发现，其对方向稳定性改进能力的大小与两侧小翼翼高及面积呈正相关，但在小安装角度下对安装角度变化不敏感。
(3) 对仿HX生成外形质心位置和控制舵进行匹配设计表明，该外形方案具备较高的控制效率，能使飞行攻角稳定地配平在最大升阻比对应攻角附近。
综合来看，本文仿HX生成的新型布局方案具备较高的高超声速升阻比，舵面控制效率较高，稳定性和操纵效率均满足要求。
| [1] |
唐伟, 曾磊, 冯毅, 等. 升力体机动飞行器气动布局概念设计[J]. 空气动力学学报, 2011, 29(3): 370-373. (  0) |
| [2] |
Spearman M L. Aerodynamic characteristics of some lifting reentry concepts applicable to transatmospheric vehicle design studies[R]. AIAA 84-2146, 1984.
( 0) |
| [3] |
唐伟, 冯毅, 宁勇, 等. 类X38升力体运载器气动布局概念设计[J]. 空气动力学学报, 2011, 29(5): 555-558. ( 0) |
| [4] |
Tang W, Gui Y W, Zhang Y, et al. Aerodynamic design and optimization for a wing body vehicle[J]. Journal of Astronautics, 2007, 28(1): 198-201. ( 0) |
| [5] |
高清, 赵俊波, 李潜. 类HTV-2横侧向稳定性研究[J]. 宇航学报, 2014, 35(6): 657-662. ( 0) |
| [6] |
Gao Q, Zhao J B, Li Q. Study on lateral aerodynamic characteristics of hypersonic lifting configuration[J]. Journal of Energy and Power Engineering, 2014, 8: 2053-2057. ( 0) |
| [7] |
冯毅, 唐伟, 桂业伟. 高超声速飞行器气动布局和轨道优化研究[J]. 空气动力学学报, 2014, 32(6): 800-805. ( 0) |
| [8] |
Feng Y, Tang W, Gui Y W. Aerodynamic configuration optimization by the integration of aerodynamics, aerothermodynamics and trajectory for hypersonic vehicles[J]. Science China Press, 2014, 59(33): 4608-4615. ( 0) |
| [9] |
唐伟, 张勇, 李为吉, 等. 二次曲线截面弹身的气动设计及优化[J]. 宇航学报, 2004, 25(4): 429-433. ( 0) |
| [10] |
Kulfan B M. Recent extensions and applications of the "CST" universal parametric geometry representation method[R]. AIAA 2007-7709, 2007.
( 0) |
| [11] |
Kulfan B M. A universal parametric geometry representation method "CST"[R]. AIAA 2007-62, 2007.
( 0) |
| [12] |
冯毅, 唐伟, 肖光明, 等. 类X37运载器气动布局概念设计[J]. 空气动力学学报, 2012, 31(1): 94-98. ( 0) |
| [13] |
冯毅, 唐伟, 任建勋, 等. 飞行器参数化建模方法研究[J]. 空气动力学学报, 2012, 30(4): 546-550. ( 0) |
| [14] |
冯毅, 唐伟, 肖光明, 等. 类X33运载器气动特性分析[J]. 空气动力学学报, 2013, 31(4): 473-476. ( 0) |
| [15] |
肖光明, 冯毅, 唐伟, 等. 类ATLLAS_M6运输机气动布局分析与设计[J]. 空气动力学学报, 2012, 30(5): 592-596. ( 0) |
| [16] |
黄志澄. 高超声速飞行器空气动力学[M]. 北京: 国防工业出版社.
( 0) |
| [17] |
唐伟, 桂业伟, 方方. 新型升力再入飞船返回舱气动外形选型研究[J]. 宇航学报, 2008, 29(1): 84-88. ( 0) |