唐 偉,劉深深,余 雷,,馮 毅,劉 磊,趙 鵬,朱言旦

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,綿陽 621000;2.環(huán)境友好能源材料國家重點實驗室,綿陽 621000)

0 引 言

重復使用[1-2]是天地往返飛行器大幅度降低發(fā)射成本、大幅度縮減發(fā)射周期、大幅度提高航天應用的重要措施。德國科學家桑格爾率先提出火箭發(fā)動機推進的“銀鳥”空天轟炸機的設想,馮·布勞恩和錢學森提出了重復使用運載器概念,二戰(zhàn)后美國基于該設想提出了多種空天飛行器概念,包括火箭推進單級入軌的空天飛機“動力高飛”(DynaSoar)、超燃沖壓組合推進的水平起降單級入軌空天飛機NASP/X-30、塞式噴管推進垂直發(fā)射水平降落單級入軌“冒險星”(X-33)、空射的高超聲速火箭飛機X-34等。同時,英、日等國也分別提出了HOTOL及HOPE空天飛機概念。理論上,單級入軌可以最大程度地降低單位發(fā)射成本,但實踐證明現(xiàn)階段推進系統(tǒng)還無法達到要求。隨著預冷式吸氣/火箭組合發(fā)動機“佩刀”(SABRE)在動力系統(tǒng)方面的重大技術進步,空天飛行器“云霄塔”(SKYLON)實現(xiàn)單級入軌的設想正逐漸變得清晰。

單級或者多級入軌重復使用的重大難題之一是發(fā)射初期加速爬升階段較低推進效率和氣動效率與巨大質量規(guī)模的平衡問題。部分可重復使用航天飛機及空間軌道機動飛行器X-37B的成功飛行實踐,特別是近期“獵鷹”(Falcon-9)火箭多次實現(xiàn)快速重復發(fā)射,“試驗型空天飛機”-1(XS-1)及“追夢者”航天飛機計劃的不斷推進,使得火箭基兩級入軌(TSTO)重復使用成為最現(xiàn)實的飛行模式。另一方面,吸氣/沖壓發(fā)動機不僅充分利用空氣中的氧減輕推進系統(tǒng)的燃料重量,更因為近期不斷取得的技術進步,使得以渦輪/吸氣沖壓組合動力為一級的水平起降TSTO重復使用飛行方案也有望在近期取得突破進展[3-4]。當前典型的TSTO概念設計包括德國的Sanger、美國基于“佩刀”發(fā)動機的兩級入軌方案、波音公司HSGTS方案以及法國的STAR-H項目。最先提出的Sanger總長度為86 m,總重量435 t,載重7 t;基于“佩刀”發(fā)動機布局方案的概念設想整機總長約57 m,起飛總重590 t,能夠將9噸載荷送入高度183 km的圓軌道;STAR-H總長約84 m,起飛總重416 t,載荷3 t;HSGTS總長度約為53 m,起飛總重553 t,載荷9 t。實際上,這些飛行器方案均處于方案設想,受限于動力系統(tǒng)和材料結構的限制,飛行器尺度規(guī)模數(shù)據(jù)的自洽性仍值得認真分析研究。

大型并聯(lián)升力主導的飛行器級間分離問題是TSTO空天飛行器必須解決的關鍵問題。本文討論基于渦輪/沖壓組合動力的水平起降TSTO重復使用飛行器氣動布局概念設計,建立滿足飛行原理、帶有共性特征、反映氣動特性、適合風洞試驗的簡化研究模型,為多體干擾和動態(tài)分離研究提供研究對象。

圖1 發(fā)動機燃料、比沖與工作馬赫數(shù)關系[7]Fig.1 Specific impulse and Mach number[7]

1 TSTO系統(tǒng)總體設想

縱觀國內(nèi)外TSTO各種重復使用飛行器概念設計,一級飛行器的推進系統(tǒng)包括火箭發(fā)動機、渦輪發(fā)動機、基于火箭或者渦輪的組合循環(huán)發(fā)動機(RBCC或者TBCC)等,而二級飛行器則普遍采用火箭發(fā)動機或者RBCC組合循環(huán)發(fā)動機作為推進系統(tǒng)[5-6]。本文研究的水平起降TSTO重復使用飛行器的一級采用渦輪/沖壓組合動力,二級采用火箭動力。

作為概念設計,本文假設TSTO全系統(tǒng)的有效載荷艙重2 t,空間20 m3。二級的近地軌道窗口為高度100 km,速度7450 m/s,傾角28°。

受大氣密度的限制,吸氣發(fā)動機的使用高限一般為30 km左右,采用液氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機雖然可以加速飛行到馬赫數(shù)20以上,但此時的比沖大幅度降低[7](圖1),而且在20~30 km高度采用馬赫數(shù)大于6的高超聲速加速爬升飛行,氣動熱環(huán)境將十分惡劣,更重要的是當前超燃沖壓發(fā)動機推力有限,加速爬升過程將相當漫長,時間累積效應將進一步為飛行器帶來巨大的熱防護負擔。此外,無論一級還是二級,飛行器的絕大部分重量及內(nèi)部空間將被燃料占據(jù),相對而言,液氫燃料密度低容積大,單位重量產(chǎn)生的熱量高于碳氫燃料,碳氫燃料密度大容積小,單位容積產(chǎn)生的熱量高于液氫。研究分析認為,液體燃料在起飛總重方面有優(yōu)勢,固體燃料在結構尺度方面有優(yōu)勢,再考慮到液氫燃料還需要額外的儲存設備及重量負擔以保持低溫環(huán)境,因此本文選擇液體碳氫推進劑,并確定分離條件為馬赫數(shù)6、高度30 km,一級飛行器可以充分利用當前碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的技術成就。當然,級間分離條件對TSTO各級飛行器的尺度及規(guī)模都有重要影響,還有進一步優(yōu)化的空間。

2 二級飛行器氣動布局

TSTO系統(tǒng)二級飛行器需要完成的主要飛行任務包括:完成分離后利用自身攜帶的燃料加速爬升到入軌窗口,入軌完成軌道空間任務后自動調(diào)整軌道至再入狀態(tài),再入后無動力滑翔并完成自主進場著陸。考慮到二級飛行器在上升段需要自身攜帶大量燃料,因此對機身的有效容積利用率提出了更高的要求。航天飛機及X-37B的成功飛行實踐表明,小展弦比后掠翼的翼身組合體氣動布局可以經(jīng)受住惡劣再入環(huán)境的考驗,實現(xiàn)重復使用。高超聲速飛行階段采用大迎角進行減速飛行及低跨超聲速飛行階段采用中小迎角能量管理的飛行模式可以為再入后的無動力自主進場著陸提供便利條件,氣動外形、飛行剖面及不斷進步的材料/防熱結構水平使得飛行器的完全重復使用變得現(xiàn)實可行。除翼身組合體外,升力體及融合體外形具有更大的機身容積利用率,而且高超聲速升阻特性與翼身組合體相當,也是二級飛行器的可行布局方案,當然,升力體在低速時的升力特性需要格外精心設計以滿足進場著陸要求。

作為初步的概念設計,本文提出了TSTO系統(tǒng)二級飛行器的兩種候選氣動布局(圖2、圖3),即翼身組合體二級外形方案(2A)與升力體二級外形方案(2B)。計算分析表明,自分離點加速爬升到給定的近地軌道窗口,采用液體碳氫燃料火箭發(fā)動機的翼身組合體二級飛行器機身長度將達到35 m,二級飛行器的總重也將達到200 t左右。鑒于當前成功發(fā)射的航天飛機及X-37B均采用了翼身組合體,本文工作也主要圍繞2A方案開展工作,升力體[8]應用于天地往返的研究工作也是一種候選方案。圖4給出了翼身組合體二級2A外形方案的總體尺寸,機身長35 m,高4.2 m,寬5.6 m,機翼后掠角55°,全機翼展17.5 m,最大高度8 m。

圖2 翼身組合體二級外形方案(2A)Fig.2 Wing-body for second stage configuration(2A)

圖3 升力體二級外形方案(2B)Fig.3 Lifting body for second stage configuration(2B)

圖4 翼身組合體二級飛行器總體尺寸(單位：mm)Fig.4 Overall sizing of wing-body for second stage(unit：mm)

3 一級氣動布局選擇

TSTO一級飛行器是整個系統(tǒng)設計的難點,氣動布局設計面臨的主要困難是在有限推重比下,提供滿足寬速域的升阻匹配、推阻匹配、操穩(wěn)匹配、容重匹配等設計需求的氣動布局[9-10]。在寬速域寬空域升阻方面,需要匹配起降段高升力、跨聲速低阻力和高超聲速高升阻比需求矛盾。特別是,由于一級飛行器較長時間做超聲速、高超聲速加速爬升飛行,不可避免地采用小展弦比大后掠機翼,翼載較大,在起飛迎角約束條件下,一級起飛升力需要足夠大并且配合適當?shù)陌l(fā)動機推重比以克服TSTO系統(tǒng)巨大的起飛重量,并保證有足夠的操縱控制能力。這一方面需要考慮通過氣動設計增大起飛條件下的升力,通過動熱密封技術的進步設計增升措施,一方面也可以考慮采用滑躍、彈射、電磁推進等多種附加措施提高起飛速度,還可以進一步考慮如采用高鐵加速、空中加油等措施,降低起飛重量,減少起飛階段的燃料消耗。在寬速域寬空域操縱方面,需要充分考慮各飛行速度下焦點/壓心位置的變化,以及燃料消耗帶來的質心位置移動,進行飛行器的穩(wěn)定面與操縱面的匹配設計。在高裝載效率和高升阻比匹配方面,需要折中平衡容積需求和高升阻比需求問題,并充分考慮到發(fā)動機的布置問題。這需要充分協(xié)調(diào)飛行器升阻比、容積、尺寸、重量等總體指標及分系統(tǒng)接口,開展多學科、多目標、高度一體化的匹配兼容設計。

作為概念設計,本文回避發(fā)動機與機體的一體化設計、多種進排氣系統(tǒng)設計、發(fā)動機動力系統(tǒng)轉換、各級發(fā)動機推重有限、全尺寸發(fā)動機推力加速比等問題,僅在一級飛行器的下部定性預留發(fā)動機空間。無論是起飛階段,還是跨聲速以及超聲速、高超聲速爬升階段,當前階段的發(fā)動機推阻性能都還不能完全滿足要求,本文各工況下發(fā)動機的推力性能以國際最先進性能為基礎,并充分考慮了未來技術進步可能帶來的增長效益。

圖5給出了TSTO一級飛行器五種氣動布局設想,與強調(diào)設計超聲速高超聲速巡航航程及航時能力的基于TBCC超聲速飛機及高超聲速飛機不同,TSTO一級飛行器更強調(diào)設計其超聲速、高超聲速加速爬升能力[11-14]。1A方案機身為2A方案等比放大,采用帶翼梢小翼的大后掠三角翼取代2A的小展弦比邊條后掠翼。1B方案為內(nèi)凹機身帶下反后掠翼的翼身組合體,并采用V尾進行橫側向操控。1C方案為具有乘波屬性的翼身融合體方案,與基于沖量定理出發(fā)設計獲得的下單翼下反1B方案不同,該方案采用上單翼下反,機體完全在飛行器腹部,操縱面也布置在機體及機翼上,利用機體后部側邊布置的體側方向舵進行橫側向控制,背風面極其簡潔干凈,不僅便于二級飛行器的安放,而且最大化減小了組合體飛行時一級與二級的相互干擾。1D方案類似Sanger,為橢圓機身帶邊條中等展弦比后掠翼,利用雙垂尾進行橫側向控制。1E方案基于類X-43A超燃沖壓發(fā)動機演示驗證飛行器常見布局進行設計。

圖5 TSTO一級外形方案Fig.5 TSTO first stage vehicle sketch concepts

根據(jù)兩級推進系統(tǒng)特點和有效比沖等概念,使用回歸分析方法[6,15-17],在考慮發(fā)動機模態(tài)轉換條件及性能和飛行器推阻特性的情況下,建立了針對TSTO的重量估算方法,該方法的具體細節(jié)見文獻[18],對一級飛行器尺寸和質量進行的估算表明,將200 t左右的二級飛行器運送到馬赫數(shù)6、高度30 km的分離窗口,一級飛行器方案1A需要75 m長的機身,起飛總重達到760 t,1C方案需要85 m,起飛總重920 t,而1D方案需要80 m,起飛總重700 t(表1)。

表1 不同方案的飛行器尺寸/重量規(guī)模Table 1 Sizing/weight of selected concept

目前世界上最大的運輸機是專為運送暴風雪號航天飛機而研發(fā)的安-225運輸機[19],其最大起飛重量為640 t,機身長度為84 m,為產(chǎn)生足夠的升力,翼展更是達到88.4 m。安-225在安-124基礎上改造,采用小后掠上單翼下反,將原單垂尾改造為帶上反水平尾翼翼梢對稱雙垂尾。盡管大型運輸機這樣的飛機構型有望實現(xiàn)800~900 t量級的起飛,但卻無法跨越聲速更無法實現(xiàn)高超聲速飛行。實際上,亞聲速構型飛行器往往采用鈍前緣、小后掠、厚機翼,而超聲速構型需要采用尖前緣、中等后掠、薄機翼,高超聲速飛行器構型則是鈍前緣、大后掠、厚機翼。綜合分析這五種一級方案,1A方案更適用于火箭-火箭類的TSTO,1B方案背風區(qū)大面積將可能降低飛行器的升力特性,1D具有相對好的低速及亞跨超聲速氣動特性,1C具有最好的高超聲速氣動特性,1E方案起飛及低速性能相對難于解決,進一步考慮到吸氣式推進系統(tǒng)的技術能力,且一級飛行器需要在超聲速、高超聲速進行更長時間的加速爬升,因此需要結合1C及1D的優(yōu)點改進方案。

4 組合體布局及性能初步分析

圖6和圖7分別為改進后的飛行器外形方案及其總體尺寸,組合體采用背負式并聯(lián),且保持60%機體長度點重合。一級飛行器改進方案CD1及CD2具有相似的布局構型及總體尺寸,雙垂尾及邊條后掠翼來自1D方案,方案CD1后掠角60°,而CD2后掠角為65°。兩種方案的機翼均采用20°下反,設想思路源自1C。方案CD1橢圓錐導前機身來自1D,方案CD2帶乘波屬性的前機身來自1C。相比較而言,方案CD1的機身更加扁平,而CD2則更加厚實。此外,方案CD1還借鑒了XB-70可下折機翼翼梢的設計思路。實際上,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,特別是超聲速高超聲速飛行速域內(nèi),扁平機身飛行器的方向穩(wěn)定性逐漸降低,需要更大的垂尾以獲得必需的方向穩(wěn)定性。機翼下反不僅可以充分利用激波提高升力,還可以提高飛行器的方向穩(wěn)定性,XB-70正是利用可下折機翼翼梢來增強超聲速方向穩(wěn)定性并提高升力的。

為了對飛行器的氣動特性進行分析,采用自主研發(fā)的混合網(wǎng)格流場求解器MFlow進行了數(shù)值模擬,該軟件已經(jīng)經(jīng)過DLR-F6翼身組合體以及AIAA阻力會議標模驗證,并且在工程型號中得到了廣泛應用,能夠較為準確地進行超聲速流場及高超聲速的數(shù)值模擬[20-21]。

圖8及圖9給出了數(shù)值計算得到的一級飛行器改進方案CD1和CD2在不同馬赫數(shù)下的升力、阻力、升阻比特性及基于CD1和CD2為一級方案,2A為二級方案的重量特性,從圖中可以看出CD1及CD2飛行器升力差別不大,CD1阻力略小于CD2,升阻比相對略高;對二者的升重平衡分析表明,兩種一級外形均可滿足升重平衡這一設計約束。從升重關系看,兩個布局在絕大多數(shù)飛行剖面滿足要求,且可以進一步減小飛行迎角。馬赫數(shù)6時需要在當前設計的5°迎角條件稍微增大些即可滿足,而亞聲速需要更大迎角以提供更大升力。馬赫數(shù)0.3起飛時,如果起飛迎角由12°提高到15°,起飛升力將可以平衡起飛重量。如果起飛迎角保持12°,提高起飛馬赫數(shù)至0.35,也可以解決起飛升力與重量的平衡需求。基于CD1氣動布局及其氣動特性,結合動力系統(tǒng)模態(tài)轉換條件及CD1＋2A方案重量特性,以分離狀態(tài)動壓為基準相較于原始的飛行剖面進行了最新外形升重平衡下的飛行剖面重構(圖10),以實現(xiàn)最低能耗下的加速爬升。

圖6 一級外形方案改進后的TSTO飛行器氣動布局Fig.6 First stage configuration upgrade of TSTO vehicle sketch concepts

圖7 一級外形改進后的TSTO總體尺寸(單位：mm)Fig.7 Overall sizing for TSTO with first stage upgraded(unit：mm)

圖8 一級外形方案阻力及升阻比Fig.8 Drag and lift drag ratio of first stage configurations

圖9 升重平衡關系Fig.9 Lift vs.weight

圖10 飛行剖面重構Fig.10 Operating envelope upgrade

圖11給出了CD1＋2A及CD2＋2A的壓心系數(shù),計算表明CD2＋2A的壓心系數(shù)較CD1＋2A靠前,由于二級相對于一級尺度規(guī)模較小且位于背風面,因此二級飛行器對飛行器組合體壓心影響不大,二者壓心系數(shù)差異一方面是由于一級飛行器主體的差異,更主要的是由于CD1的下折翼梢小翼影響。同時可以看出組合體壓心系數(shù)隨剖面飛行狀態(tài)變化較大,壓心移動距離達到10%左右?？紤]到飛行器質心系數(shù)也在飛行過程中隨燃料消耗發(fā)生變化,需要根據(jù)壓心變化特性設計燃料消耗帶來的質心移動,保持飛行器的靜穩(wěn)定裕度,并合理設計匹配的操縱面,以實現(xiàn)圖10飛行剖面對飛行過程中飛行姿態(tài)的要求。圖11和圖12分別給出了在當前CD1＋2A組合體外形壓心系數(shù)變化特性下通過質心匹配(單獨一級縱向質心系數(shù)65%,單獨二級縱向質心系數(shù)67%,組合體縱向質心系數(shù)65%)及控制舵面偏轉(向下偏轉為負)得到的飛行器配平特性,結果表明在分離點馬赫數(shù)6狀態(tài)下,飛行器通過較小的舵面偏轉可實現(xiàn)穩(wěn)定配平,同時單獨一級飛行器的配平迎角為負,這有利于一級與二級分離后的快速分開。

圖11 CD1及CD2組合體方案壓心系數(shù)Fig.11 Pressure center coefficients of CD1＋2A and CD2＋2A

圖12 CD1及基于CD1的組合體配平特性Fig.12 Trim aerodynamic characteristic of CD1 and TSTO based on CD1

以CD1為基礎,進一步考慮到兩級分離的安全性,將雙垂尾向外側移動并適當偏置成為V尾,同時適當增大下折翼梢以更大程度地利用超聲速、高超聲速激波升力并增加航向穩(wěn)定性,形成了TSTO一級飛行器的后續(xù)研究方案,圖13給出了新一輪TSTO組合體的并聯(lián)飛行設想圖。

圖13 新一輪TSTO并聯(lián)外形方案Fig.13 A new TSTO concept configuration

5 后續(xù)工作展望

巨大的經(jīng)濟利益和軍事應用空間使得重復使用運載器在過去半個多世紀獲得極大的關注,重復使用運載器系統(tǒng)的布局概念層出不窮。盡管TSTO重復使用運載系統(tǒng)前景光明,但技術挑戰(zhàn)卻也是十分艱巨的,氣動工作仍任重道遠。

氣動布局的選擇確定是所有飛行器研制的基礎,圍繞基于渦輪/沖壓組合動力的水平起降TSTO重復使用飛行器氣動布局選擇,國內(nèi)外開展了廣泛持續(xù)的研究。受限于當前的技術水平和認知能力,TSTO依然還處于探索階段,也沒有明確的氣動布局方案能夠獲得公認共識。可以確定的是,未來實現(xiàn)TSTO重復使用的飛行器氣動布局既非唯一,也無最好。多樣性是可持續(xù)發(fā)展的核心要素,為實現(xiàn)不同的設計目標,飛行器氣動布局也展現(xiàn)出豐富的多樣性特征。

本文分別提出多種基于TBCC的水平起降TSTO重復使用飛行器二級及一級氣動布局方案,定性分析各方案布局的優(yōu)劣及可能的演化方向。研究的最初目的是為級間分離研究設計研究對象,隨著工作的深入,TBCC動力TSTO氣動布局逐漸變得清晰明朗。當然,當前階段的研究分析工作還處于滿足重量、容積等尺寸規(guī)?？傮w約束條件下的方案草圖階段,下一步計劃圍繞以下幾方面開展相關的研究工作:

1)動力/機體一體化設計:基于TBCC的TSTO一級飛行器推進系統(tǒng)需要與機身結構高度耦合設計,這對降低TSTO全系統(tǒng)的重量十分重要。結合飛行剖面規(guī)劃,綜合考量動力系統(tǒng)效率、氣動/飛行效能、全速域飛行器推阻/升重平衡、動力轉換模式等因素,開展氣動布局與推進系統(tǒng)一體化設計研究。

2)翼型及機翼平面形狀優(yōu)化:目前提出的TSTO方案,特別是一級氣動布局還有進一步提高氣動效率的空間,一方面可以對邊條及后掠翼的翼型進行優(yōu)化,如選擇適用于高超聲速飛行的層流翼型來兼顧低速及高超聲速飛行速域的氣動需求,一方面還需要對后掠角、下反角、展弦比、邊條位置等機翼平面形狀進行優(yōu)化,進一步提高寬速域寬空域的升力,減小阻力。

3)質心與縱橫向操穩(wěn)面匹配設計:寬速域TSTO的壓心位置不可避免地發(fā)生較大范圍的移動,而燃料消耗又可能會引起飛行器質心位置的變動。為確保飛行器全程具有足夠的靜穩(wěn)定裕度和操縱效率,需要對飛行器布局變化及飛行速域空域變化帶來的壓心位移、燃料消耗帶來的質心及質量變化、飛行器縱橫向操穩(wěn)面進行綜合匹配設計,特別是要保證具有足夠的航向穩(wěn)定性。

4)TSTO全系統(tǒng)熱環(huán)境評估:二級飛行器再入返回的氣動熱問題需要進行全面的評估研究,而一級飛行器加速爬升段的氣動熱問題也不容忽視。

總之,減阻、增升、減重是基于渦輪/沖壓組合動力的水平起降TSTO重復使用飛行器氣動布局設計優(yōu)化的根本。

致謝：感謝沈清、陳蘭、胡靜、劉君在研究方向、設計迭代和布局決策等全過程的鼎力支持,感謝賈洪印、趙輝、魏東、肖光明、楊肖輝、龔小權、王志強、何躍龍、喻海川、常思源、董海波、劉愿等的數(shù)值計算數(shù)據(jù)支持。