高超声速飞机总体气动布局设计矛盾的思考|升力|声速|超声速|飞机|飞行

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作者：李飞

高超声速飞机巡航速度超过Ma5.0，1小时可以达到5000km以外战场执行ISR与打击等任务。美国波音和洛马公司正在加速开展高超声速飞机总体概念方案研究及技术验证机设计等工作，预计2035年前后形成装备。

高超声速飞机采用涡轮基组合动力，常规机场水平起降，可重复使用。飞机总体气动设计需要兼顾低速水平起降、亚声速/跨声速爬升、超声速组合动力模态转换和高超声速巡航飞行，其飞行速域和空域远超出传统飞机（传统飞机高度0-20km、速度0-Ma2.5，高超声速飞机高度0-30km、速度0-Ma5.0+）。与传统飞机相比，高超声速飞机升力机制、焦点机制及动力形式发生变化，飞机总体气动布局设计矛盾突出。

总体气动布局设计因素主要变化

1）升力机制变化：低速飞行时，全机升力以机翼环量升力为主，机翼升力占全机升力的70%左右。高超声速巡航时，全机升力以机身压缩升力为主，机身升力占全机升力65%左右；

2）焦点机制变化：从亚声速到Ma3之前全机焦点逐渐后移，Ma3之后全机焦点前移，传统飞机全机焦点变化范围约20%，高超声速飞机全机焦点变化范围约30%，高超声速飞机全速域重心与焦点匹配困难；

3）动力形式变化：传统飞机飞行速度0-Ma2.5、空域0-20km,采用单一涡轮动力，高超声速飞机飞行马赫数0-Ma5.0+、空域0-30km，采用涡轮基组合动力，发动机数量相当于增加一倍，低阻力与大容积率设计矛盾突出。

总体气动布局设计主要突出矛盾

1）低速水平起降与高超巡航飞行之间的矛盾突出

低速水平起降，要求起降性能满足机场跑道长度要求，采用大展弦比/小后掠角机翼、较小翼载，一般采用相对厚度较大的翼型，并需要较大的垂尾面积以保证飞机在大迎角时横航向的稳定性。

高超声速巡航，要求高速飞行性能满足低阻力及大航程等要求，需要飞机激波阻力低，采用小展弦比/大后掠角机翼、大翼载，一般采用相对厚度较小的翼型，并需要较小的垂尾面积。

高超声速飞机总体气动布局，兼顾低速水平起降及高超声速巡航飞行，设计矛盾突出。

飞机类型

机翼展弦比

机翼后掠角

涡桨支线客机

11.0 - 12.8

0°- 25°

喷气运输机

7.0 - 9.5

25°- 37°

公务机

5.0 - 8.8

0°- 25°

超声速战斗机

2.5 - 5.0

40°- 60°

高超声速飞机

<1.5

>70°

表 1 各类飞机机翼展弦比和后掠角对比

2）低阻力与大容量设计的矛盾

低阻力，为满足高超声速巡航低阻力设计要求，高超声速飞机总体气动布局“扁平化”，要求飞机具有扁平的机身和较薄的机翼。

大容量，高超声速飞机巡航升阻比4.5-5.0左右（传统飞机Ma0.8巡航，巡航升阻比10左右，SR-71飞机Ma3.2巡航升阻比6.5左右）、冲压发动机比冲900s-1000s（传统飞机Ma0.8巡航，涡轮发动机比冲3600s）。为增大高超声速飞机航程，要求飞机载油系数尽量高，高超声速飞机总体气动布局“圆粗化”，需要飞机机身拥有更大的内部容积,如美国波音公司提出的Manta高超声速飞机方案，其载油系高达53.4%，远高于常规超声速飞机25%-35%。

高超声速飞机总体气动布局，低阻力与大容量相矛盾。

图 1 Manta飞机重量组成

3）飞机与发动机一体化设计矛盾突出

进气道与飞机前体高度一体化，飞机前体作为发动机预压缩面，对来流减速增压，同时产生压缩升力和抬头力矩。

尾喷管与飞机后体高度一体化，飞机后体作为发动机膨胀面，对尾喷流进行加速降压，同时产生压缩升力及低头力矩。

低速时，推进系统70%的推力由发动机产生；高超声速时，70%的推力由进气道和尾喷管产生。飞机升力和发动机推力与飞机和发动机紧密相关，飞机与发动机一体化设计矛盾突出。

图2 美国洛马公司的SR-72飞机并联组合动力系统

SR-72飞机气动布局分析

2013年,美国洛马公司公布了SR-72高超声速飞机概念方案，最大飞行速度Ma6，巡航速度Ma5.2，执行情报/监视/侦察与打击等任务，航程超过5000km。

1）总体气动布局SR-72飞机采用大长细比机身、正常式无尾翼身融合总体气动布局，大后掠双三角翼(内段翼后掠角超过75°，外段翼后掠角约55°),配装2套上下并联的TBCC发动机对称布置在机身下方,有人无人驾驶模式，机长超过30米，起飞总重70-80吨。

2）方案特点分析

推进系统：采用吸气式上下并联的TBCC发动机，低速段采用涡轮动力实现水平起降，高速段采用冲压动力实现巡航飞行，涡轮及冲压单独工作段均已实现，重点攻克组合动力模态转换段，动力难度相对较小；

总体气动布局：机身—采用大长细比机身、机体截面积小，全机阻力较小。机翼—采用大后掠双三角翼机翼，并形成类似前缘锯齿的形状，低速大迎角时的气动特性好；

全机总体布置：非扁平机身，机头易布置大口径雷达、机载电子设备可集中布置，空间利用率高；

安定性设计：高脊机身、单垂尾以及上下并联的TBCC发动机，有利于航向安定性；

重心焦点匹配：全机重心变化范围大，全速域重心焦点匹配困难。

图 3 美国洛马公司的SR-72概念方案

总结与展望

高超声速总体气动布局面临大空速、宽速域及复杂力热环境等要求，面临着巨大的设计挑战，需要在以下几个方面加大研究：

1）全面开展多学科优化设计。高超声速飞机需要兼顾低速性能、高速性能、内部容积、推进系统、热防护等多个方面，涉及学科多，学科间耦合性强，需要进行综合的优化设计。

2）飞发一体化综合设计。高超声速飞机在内外流、结构、性能、能源等方面与发动机高度融为一体，需要主机单位与动力单位协同开展研究，进行综合设计。

3）加强技术验证机飞行验证。我们对高超声速技术已有了较大的突破，在气动力/气动热、热结构等方面已开展了大量的试验及试飞结果，后续要进一步加强单项技术、集成技术及技术验证机的飞行验证，全面突破高超声速飞机的各项技术，支撑高超声速飞机研制工作。

来源：沈阳所扬州院

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