2019, Vol. 37
2. 环境友好能源材料国家重点实验室, 绵阳 621000
2. State Key Laboratory of Environment-friendly Energy Materials, Mianyang 621000, China
重复使用[1-2]是天地往返飞行器大幅度降低发射成本、大幅度缩减发射周期、大幅度提高航天应用的重要措施。德国科学家桑格尔率先提出火箭发动机推进的“银鸟”空天轰炸机的设想，冯·布劳恩和钱学森提出了重复使用运载器概念，二战后美国基于该设想提出了多种空天飞行器概念，包括火箭推进单级入轨的空天飞机“动力高飞”(DynaSoar)、超燃冲压组合推进的水平起降单级入轨空天飞机NASP/X-30、塞式喷管推进垂直发射水平降落单级入轨“冒险星”(X-33)、空射的高超声速火箭飞机X-34等。同时，英、日等国也分别提出了HOTOL及HOPE空天飞机概念。理论上，单级入轨可以最大程度地降低单位发射成本，但实践证明现阶段推进系统还无法达到要求。随着预冷式吸气/火箭组合发动机“佩刀”(SABRE)在动力系统方面的重大技术进步，空天飞行器“云霄塔”(SKYLON)实现单级入轨的设想正逐渐变得清晰。
单级或者多级入轨重复使用的重大难题之一是发射初期加速爬升阶段较低推进效率和气动效率与巨大质量规模的平衡问题。部分可重复使用航天飞机及空间轨道机动飞行器X-37B的成功飞行实践，特别是近期“猎鹰”(Falcon-9)火箭多次实现快速重复发射，“试验型空天飞机”-1(XS-1)及“追梦者”航天飞机计划的不断推进，使得火箭基两级入轨(TSTO)重复使用成为最现实的飞行模式。另一方面，吸气/冲压发动机不仅充分利用空气中的氧减轻推进系统的燃料重量，更因为近期不断取得的技术进步，使得以涡轮/吸气冲压组合动力为一级的水平起降TSTO重复使用飞行方案也有望在近期取得突破进展[3-4]。当前典型的TSTO概念设计包括德国的Sanger、美国基于“佩刀”发动机的两级入轨方案、波音公司HSGTS方案以及法国的STAR-H项目。最先提出的Sanger总长度为86 m，总重量435 t，载重7 t；基于“佩刀”发动机布局方案的概念设想整机总长约57 m，起飞总重590 t，能够将9吨载荷送入高度183 km的圆轨道；STAR-H总长约84 m，起飞总重416 t，载荷3 t；HSGTS总长度约为53 m，起飞总重553 t，载荷9 t。实际上，这些飞行器方案均处于方案设想，受限于动力系统和材料结构的限制，飞行器尺度规模数据的自洽性仍值得认真分析研究。
大型并联升力主导的飞行器级间分离问题是TSTO空天飞行器必须解决的关键问题。本文讨论基于涡轮/冲压组合动力的水平起降TSTO重复使用飞行器气动布局概念设计，建立满足飞行原理、带有共性特征、反映气动特性、适合风洞试验的简化研究模型，为多体干扰和动态分离研究提供研究对象。
1 TSTO系统总体设想纵观国内外TSTO各种重复使用飞行器概念设计，一级飞行器的推进系统包括火箭发动机、涡轮发动机、基于火箭或者涡轮的组合循环发动机(RBCC或者TBCC)等，而二级飞行器则普遍采用火箭发动机或者RBCC组合循环发动机作为推进系统[5-6]。本文研究的水平起降TSTO重复使用飞行器的一级采用涡轮/冲压组合动力，二级采用火箭动力。
作为概念设计，本文假设TSTO全系统的有效载荷舱重2 t，空间20 m3。二级的近地轨道窗口为高度100 km，速度7450 m/s，倾角28°。
受大气密度的限制，吸气发动机的使用高限一般为30 km左右，采用液氢燃料的超燃冲压发动机虽然可以加速飞行到马赫数20以上，但此时的比冲大幅度降低[7](图 1)，而且在20~30 km高度采用马赫数大于6的高超声速加速爬升飞行，气动热环境将十分恶劣，更重要的是当前超燃冲压发动机推力有限，加速爬升过程将相当漫长，时间累积效应将进一步为飞行器带来巨大的热防护负担。此外，无论一级还是二级，飞行器的绝大部分重量及内部空间将被燃料占据，相对而言，液氢燃料密度低容积大，单位重量产生的热量高于碳氢燃料，碳氢燃料密度大容积小，单位容积产生的热量高于液氢。研究分析认为，液体燃料在起飞总重方面有优势，固体燃料在结构尺度方面有优势，再考虑到液氢燃料还需要额外的储存设备及重量负担以保持低温环境，因此本文选择液体碳氢推进剂，并确定分离条件为马赫数6、高度30 km，一级飞行器可以充分利用当前碳氢燃料超燃冲压发动机的技术成就。当然，级间分离条件对TSTO各级飞行器的尺度及规模都有重要影响，还有进一步优化的空间。
2 二级飞行器气动布局
TSTO系统二级飞行器需要完成的主要飞行任务包括：完成分离后利用自身携带的燃料加速爬升到入轨窗口，入轨完成轨道空间任务后自动调整轨道至再入状态，再入后无动力滑翔并完成自主进场着陆。考虑到二级飞行器在上升段需要自身携带大量燃料，因此对机身的有效容积利用率提出了更高的要求。航天飞机及X-37B的成功飞行实践表明，小展弦比后掠翼的翼身组合体气动布局可以经受住恶劣再入环境的考验，实现重复使用。高超声速飞行阶段采用大迎角进行减速飞行及低跨超声速飞行阶段采用中小迎角能量管理的飞行模式可以为再入后的无动力自主进场着陆提供便利条件，气动外形、飞行剖面及不断进步的材料/防热结构水平使得飞行器的完全重复使用变得现实可行。除翼身组合体外，升力体及融合体外形具有更大的机身容积利用率，而且高超声速升阻特性与翼身组合体相当，也是二级飞行器的可行布局方案，当然，升力体在低速时的升力特性需要格外精心设计以满足进场着陆要求。
作为初步的概念设计，本文提出了TSTO系统二级飞行器的两种候选气动布局(图 2、图 3)，即翼身组合体二级外形方案(2A)与升力体二级外形方案(2B)。计算分析表明，自分离点加速爬升到给定的近地轨道窗口，采用液体碳氢燃料火箭发动机的翼身组合体二级飞行器机身长度将达到35 m，二级飞行器的总重也将达到200 t左右。鉴于当前成功发射的航天飞机及X-37B均采用了翼身组合体，本文工作也主要围绕2A方案开展工作，升力体[8]应用于天地往返的研究工作也是一种候选方案。图 4给出了翼身组合体二级2A外形方案的总体尺寸，机身长35 m，高4.2 m，宽5.6 m，机翼后掠角55°，全机翼展17.5 m，最大高度8 m。
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图 2 翼身组合体二级外形方案(2A) Fig.2 Wing-body for second stage configuration (2A) |
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图 3 升力体二级外形方案(2B) Fig.3 Lifting body for second stage configuration (2B) |
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图 4 翼身组合体二级飞行器总体尺寸(单位：mm) Fig.4 Overall sizing of wing-body for second stage (unit: mm) |
TSTO一级飞行器是整个系统设计的难点，气动布局设计面临的主要困难是在有限推重比下，提供满足宽速域的升阻匹配、推阻匹配、操稳匹配、容重匹配等设计需求的气动布局[9-10]。在宽速域宽空域升阻方面，需要匹配起降段高升力、跨声速低阻力和高超声速高升阻比需求矛盾。特别是，由于一级飞行器较长时间做超声速、高超声速加速爬升飞行，不可避免地采用小展弦比大后掠机翼，翼载较大，在起飞迎角约束条件下，一级起飞升力需要足够大并且配合适当的发动机推重比以克服TSTO系统巨大的起飞重量，并保证有足够的操纵控制能力。这一方面需要考虑通过气动设计增大起飞条件下的升力，通过动热密封技术的进步设计增升措施，一方面也可以考虑采用滑跃、弹射、电磁推进等多种附加措施提高起飞速度，还可以进一步考虑如采用高铁加速、空中加油等措施，降低起飞重量，减少起飞阶段的燃料消耗。在宽速域宽空域操纵方面，需要充分考虑各飞行速度下焦点/压心位置的变化，以及燃料消耗带来的质心位置移动，进行飞行器的稳定面与操纵面的匹配设计。在高装载效率和高升阻比匹配方面，需要折中平衡容积需求和高升阻比需求问题，并充分考虑到发动机的布置问题。这需要充分协调飞行器升阻比、容积、尺寸、重量等总体指标及分系统接口，开展多学科、多目标、高度一体化的匹配兼容设计。
作为概念设计，本文回避发动机与机体的一体化设计、多种进排气系统设计、发动机动力系统转换、各级发动机推重有限、全尺寸发动机推力加速比等问题，仅在一级飞行器的下部定性预留发动机空间。无论是起飞阶段，还是跨声速以及超声速、高超声速爬升阶段，当前阶段的发动机推阻性能都还不能完全满足要求，本文各工况下发动机的推力性能以国际最先进性能为基础，并充分考虑了未来技术进步可能带来的增长效益。
图 5给出了TSTO一级飞行器五种气动布局设想，与强调设计超声速高超声速巡航航程及航时能力的基于TBCC超声速飞机及高超声速飞机不同，TSTO一级飞行器更强调设计其超声速、高超声速加速爬升能力[11-14]。1A方案机身为2A方案等比放大，采用带翼梢小翼的大后掠三角翼取代2A的小展弦比边条后掠翼。1B方案为内凹机身带下反后掠翼的翼身组合体，并采用V尾进行横侧向操控。1C方案为具有乘波属性的翼身融合体方案，与基于冲量定理出发设计获得的下单翼下反1B方案不同，该方案采用上单翼下反，机体完全在飞行器腹部，操纵面也布置在机体及机翼上，利用机体后部侧边布置的体侧方向舵进行横侧向控制，背风面极其简洁干净，不仅便于二级飞行器的安放，而且最大化减小了组合体飞行时一级与二级的相互干扰。1D方案类似Sanger，为椭圆机身带边条中等展弦比后掠翼，利用双垂尾进行横侧向控制。1E方案基于类X-43A超燃冲压发动机演示验证飞行器常见布局进行设计。
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图 5 TSTO一级外形方案 Fig.5 TSTO first stage vehicle sketch concepts |
根据两级推进系统特点和有效比冲等概念，使用回归分析方法[6, 15-17]，在考虑发动机模态转换条件及性能和飞行器推阻特性的情况下，建立了针对TSTO的重量估算方法，该方法的具体细节见文献[18]，对一级飞行器尺寸和质量进行的估算表明，将200 t左右的二级飞行器运送到马赫数6、高度30 km的分离窗口，一级飞行器方案1A需要75 m长的机身，起飞总重达到760 t，1C方案需要85 m，起飞总重920 t，而1D方案需要80 m，起飞总重700 t(表 1)。
| 表 1 不同方案的飞行器尺寸/重量规模 Table 1 Sizing/weight of selected concept |
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目前世界上最大的运输机是专为运送暴风雪号航天飞机而研发的安-225运输机[19]，其最大起飞重量为640 t，机身长度为84 m，为产生足够的升力，翼展更是达到88.4 m。安-225在安-124基础上改造，采用小后掠上单翼下反，将原单垂尾改造为带上反水平尾翼翼梢对称双垂尾。尽管大型运输机这样的飞机构型有望实现800~900 t量级的起飞，但却无法跨越声速更无法实现高超声速飞行。实际上，亚声速构型飞行器往往采用钝前缘、小后掠、厚机翼，而超声速构型需要采用尖前缘、中等后掠、薄机翼，高超声速飞行器构型则是钝前缘、大后掠、厚机翼。综合分析这五种一级方案，1A方案更适用于火箭-火箭类的TSTO，1B方案背风区大面积将可能降低飞行器的升力特性，1D具有相对好的低速及亚跨超声速气动特性，1C具有最好的高超声速气动特性，1E方案起飞及低速性能相对难于解决，进一步考虑到吸气式推进系统的技术能力，且一级飞行器需要在超声速、高超声速进行更长时间的加速爬升，因此需要结合1C及1D的优点改进方案。
4 组合体布局及性能初步分析图 6和图 7分别为改进后的飞行器外形方案及其总体尺寸，组合体采用背负式并联，且保持60%机体长度点重合。一级飞行器改进方案CD1及CD2具有相似的布局构型及总体尺寸，双垂尾及边条后掠翼来自1D方案，方案CD1后掠角60°，而CD2后掠角为65°。两种方案的机翼均采用20°下反，设想思路源自1C。方案CD1椭圆锥导前机身来自1D，方案CD2带乘波属性的前机身来自1C。相比较而言，方案CD1的机身更加扁平，而CD2则更加厚实。此外，方案CD1还借鉴了XB-70可下折机翼翼梢的设计思路。实际上，随着飞行马赫数的增大，特别是超声速高超声速飞行速域内，扁平机身飞行器的方向稳定性逐渐降低，需要更大的垂尾以获得必需的方向稳定性。机翼下反不仅可以充分利用激波提高升力，还可以提高飞行器的方向稳定性，XB-70正是利用可下折机翼翼梢来增强超声速方向稳定性并提高升力的。
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图 6 一级外形方案改进后的TSTO飞行器气动布局 Fig.6 First stage configuration upgrade of TSTO vehicle sketch concepts |
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图 7 一级外形改进后的TSTO总体尺寸(单位: mm) Fig.7 Overall sizing for TSTO with first stage upgraded (unit: mm) |
为了对飞行器的气动特性进行分析，采用自主研发的混合网格流场求解器MFlow进行了数值模拟，该软件已经经过DLR-F6翼身组合体以及AIAA阻力会议标模验证，并且在工程型号中得到了广泛应用，能够较为准确地进行超声速流场及高超声速的数值模拟[20-21]。
图 8及图 9给出了数值计算得到的一级飞行器改进方案CD1和CD2在不同马赫数下的升力、阻力、升阻比特性及基于CD1和CD2为一级方案，2A为二级方案的重量特性，从图中可以看出CD1及CD2飞行器升力差别不大，CD1阻力略小于CD2，升阻比相对略高；对二者的升重平衡分析表明，两种一级外形均可满足升重平衡这一设计约束。从升重关系看，两个布局在绝大多数飞行剖面满足要求，且可以进一步减小飞行迎角。马赫数6时需要在当前设计的5°迎角条件稍微增大些即可满足，而亚声速需要更大迎角以提供更大升力。马赫数0.3起飞时，如果起飞迎角由12°提高到15°，起飞升力将可以平衡起飞重量。如果起飞迎角保持12°，提高起飞马赫数至0.35，也可以解决起飞升力与重量的平衡需求。基于CD1气动布局及其气动特性，结合动力系统模态转换条件及CD1+2A方案重量特性，以分离状态动压为基准相较于原始的飞行剖面进行了最新外形升重平衡下的飞行剖面重构(图 10)，以实现最低能耗下的加速爬升。
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图 8 一级外形方案阻力及升阻比 Fig.8 Drag and lift drag ratio of first stage configurations |
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图 9 升重平衡关系 Fig.9 Lift vs. weight |
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图 10 飞行剖面重构 Fig.10 Operating envelope upgrade |
图 11给出了CD1+2A及CD2+2A的压心系数，计算表明CD2+2A的压心系数较CD1+2A靠前，由于二级相对于一级尺度规模较小且位于背风面，因此二级飞行器对飞行器组合体压心影响不大，二者压心系数差异一方面是由于一级飞行器主体的差异，更主要的是由于CD1的下折翼梢小翼影响。同时可以看出组合体压心系数随剖面飞行状态变化较大，压心移动距离达到10%左右。考虑到飞行器质心系数也在飞行过程中随燃料消耗发生变化，需要根据压心变化特性设计燃料消耗带来的质心移动，保持飞行器的静稳定裕度，并合理设计匹配的操纵面，以实现图 10飞行剖面对飞行过程中飞行姿态的要求。图 11和图 12分别给出了在当前CD1+2A组合体外形压心系数变化特性下通过质心匹配(单独一级纵向质心系数65%，单独二级纵向质心系数67%，组合体纵向质心系数65%)及控制舵面偏转(向下偏转为负)得到的飞行器配平特性，结果表明在分离点马赫数6状态下，飞行器通过较小的舵面偏转可实现稳定配平，同时单独一级飞行器的配平迎角为负，这有利于一级与二级分离后的快速分开。
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图 11 CD1及CD2组合体方案压心系数 Fig.11 Pressure center coefficients of CD1+2A and CD2+2A |
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图 12 CD1及基于CD1的组合体配平特性 Fig.12 Trim aerodynamic characteristic of CD1 and TSTO based on CD1 |
以CD1为基础，进一步考虑到两级分离的安全性，将双垂尾向外侧移动并适当偏置成为V尾，同时适当增大下折翼梢以更大程度地利用超声速、高超声速激波升力并增加航向稳定性，形成了TSTO一级飞行器的后续研究方案，图 13给出了新一轮TSTO组合体的并联飞行设想图。
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图 13 新一轮TSTO并联外形方案 Fig.13 A new TSTO concept configuration |
巨大的经济利益和军事应用空间使得重复使用运载器在过去半个多世纪获得极大的关注，重复使用运载器系统的布局概念层出不穷。尽管TSTO重复使用运载系统前景光明，但技术挑战却也是十分艰巨的，气动工作仍任重道远。
气动布局的选择确定是所有飞行器研制的基础，围绕基于涡轮/冲压组合动力的水平起降TSTO重复使用飞行器气动布局选择，国内外开展了广泛持续的研究。受限于当前的技术水平和认知能力，TSTO依然还处于探索阶段，也没有明确的气动布局方案能够获得公认共识。可以确定的是，未来实现TSTO重复使用的飞行器气动布局既非唯一，也无最好。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。
本文分别提出多种基于TBCC的水平起降TSTO重复使用飞行器二级及一级气动布局方案，定性分析各方案布局的优劣及可能的演化方向。研究的最初目的是为级间分离研究设计研究对象，随着工作的深入，TBCC动力TSTO气动布局逐渐变得清晰明朗。当然，当前阶段的研究分析工作还处于满足重量、容积等尺寸规模总体约束条件下的方案草图阶段，下一步计划围绕以下几方面开展相关的研究工作：
1) 动力/机体一体化设计：基于TBCC的TSTO一级飞行器推进系统需要与机身结构高度耦合设计，这对降低TSTO全系统的重量十分重要。结合飞行剖面规划，综合考量动力系统效率、气动/飞行效能、全速域飞行器推阻/升重平衡、动力转换模式等因素，开展气动布局与推进系统一体化设计研究。
2) 翼型及机翼平面形状优化：目前提出的TSTO方案，特别是一级气动布局还有进一步提高气动效率的空间，一方面可以对边条及后掠翼的翼型进行优化，如选择适用于高超声速飞行的层流翼型来兼顾低速及高超声速飞行速域的气动需求，一方面还需要对后掠角、下反角、展弦比、边条位置等机翼平面形状进行优化，进一步提高宽速域宽空域的升力，减小阻力。
3) 质心与纵横向操稳面匹配设计：宽速域TSTO的压心位置不可避免地发生较大范围的移动，而燃料消耗又可能会引起飞行器质心位置的变动。为确保飞行器全程具有足够的静稳定裕度和操纵效率，需要对飞行器布局变化及飞行速域空域变化带来的压心位移、燃料消耗带来的质心及质量变化、飞行器纵横向操稳面进行综合匹配设计，特别是要保证具有足够的航向稳定性。
4) TSTO全系统热环境评估：二级飞行器再入返回的气动热问题需要进行全面的评估研究，而一级飞行器加速爬升段的气动热问题也不容忽视。
总之，减阻、增升、减重是基于涡轮/冲压组合动力的水平起降TSTO重复使用飞行器气动布局设计优化的根本。
致谢: 感谢沈清、陈兰、胡静、刘君在研究方向、设计迭代和布局决策等全过程的鼎力支持，感谢贾洪印、赵辉、魏东、肖光明、杨肖辉、龚小权、王志强、何跃龙、喻海川、常思源、董海波、刘愿等的数值计算数据支持。
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