左林玄 尤明

摘要：本文介紹了高超聲速飛行器氣動(dòng)布局分類，對(duì)鐘形體布局、升力體布局、乘波體布局、翼身融合布局進(jìn)行了分析說明，總結(jié)了高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的發(fā)展方向。從穩(wěn)定性和操縱性的維度對(duì)高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性進(jìn)行了分析，重點(diǎn)分析了在縱向靜穩(wěn)定性、航向靜穩(wěn)定性、副翼操縱效率、方向舵操縱效率等方面，高超聲速飛行器區(qū)別于傳統(tǒng)飛機(jī)的特點(diǎn)?；诟叱曀亠w行器的操穩(wěn)特性，給出了高超聲速飛行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器；氣動(dòng)布局；操穩(wěn)特性；乘波體布局；翼身融合布局

中圖分類號(hào)：V221.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.006

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（61903349）

高超聲速飛行器是指飛行高度在20～100km之間，速度超過馬赫數(shù)5的快速新型飛行器[1]，高超聲速飛行技術(shù)是繼發(fā)明飛機(jī)實(shí)現(xiàn)飛行、突破聲障實(shí)現(xiàn)超聲速飛行后，航空航天史上又一項(xiàng)具有劃時(shí)代意義的新技術(shù)。高超聲速飛行器既包含以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的飛行器，也包含無動(dòng)力或采用其他推進(jìn)方式的可重復(fù)使用運(yùn)載器、再入飛行器等。高超聲速技術(shù)涉及總體、氣動(dòng)、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)、材料、熱防護(hù)、控制等眾多學(xué)科，對(duì)科技和工業(yè)的發(fā)展具有極大的帶動(dòng)作用。因此，世界各軍事強(qiáng)國(guó)積極探索高超聲速技術(shù)，按照近期目標(biāo)為高超聲速巡航導(dǎo)彈、中期目標(biāo)為高超聲速飛機(jī)、遠(yuǎn)期目標(biāo)為空天飛機(jī)持續(xù)開展相關(guān)技術(shù)研究，包括美國(guó)的HyperX計(jì)劃、HyFly計(jì)劃、HyTech計(jì)劃等，俄羅斯的“冷”計(jì)劃、“鷹”計(jì)劃等，法國(guó)的組合吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃（JAPHAR），英國(guó)的“云霄塔”等[2-6]。本文從高超聲速飛行器氣動(dòng)布局與操穩(wěn)特性角度出發(fā)，對(duì)典型的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局進(jìn)行分析，并分別從穩(wěn)定性、操縱性、機(jī)動(dòng)性等方面對(duì)高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性進(jìn)行分析與評(píng)估。

1高超聲速飛行器氣動(dòng)布局

1.1高超聲速飛行器氣動(dòng)布局分類

高超聲速飛行器氣動(dòng)布局可以分為：鐘形體布局、升力體布局、乘波體布局和翼身融合布局[7-8]。

（1）鐘形體布局

鐘形體布局的特點(diǎn)是構(gòu)型簡(jiǎn)單、技術(shù)成熟度高、進(jìn)入過程減速特性好，主要用于航天員或航天貨物的運(yùn)輸及再入返回。

美國(guó)火星探測(cè)的維京（Viking）任務(wù)、探路者（Pathfinder）任務(wù)以及近年最龐大的火星探測(cè)任務(wù)火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室（MSL）均采用鐘形體布局[9-10]，其防熱多具有較大的氣動(dòng)阻力，有利于著陸器減速，同時(shí)其俯仰靜穩(wěn)定度對(duì)軸向的敏感度較低。SpaceX公司的“龍”飛船（見圖1）也采用鐘形體布局，于2012年5月成功完成首飛試驗(yàn)，并于2020年5月30日載人發(fā)射成功[11]。

（2）升力體布局

升力體布局的特點(diǎn)是易獲得高超聲速機(jī)動(dòng)飛行需要的大升阻比和穩(wěn)定配平能力，并具有較高的容積率。美國(guó)X-37B飛行器（見圖2）采用升力體布局，氣動(dòng)布局借鑒了航天飛機(jī)的成果，并采用低脊的圓形機(jī)身橫截面，機(jī)身平面大而機(jī)翼小，在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)上具備了飛機(jī)的主要特征[12]。其他采用升力體布局的高超聲速飛行器還包括X-33[13]、HTV-2[14]等。

（3）乘波體布局

乘波體布局的特點(diǎn)是在高超聲速條件下具有高升力、低阻力、大升阻比特性，常與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合設(shè)計(jì)飛發(fā)一體化布局，已經(jīng)成為高超聲速巡航飛行器主要?dú)鈩?dòng)布局形式[15]。美國(guó)X-43A飛行器采用乘波體布局，首次實(shí)現(xiàn)了以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的乘波體布局飛行器高馬赫數(shù)自主飛行；X-51A飛行器（見圖3）同樣采用乘波體布局，共開展了4次飛行試驗(yàn)，并在第4次取得成功[16]。

（4）翼身融合布局

翼身融合布局的特點(diǎn)是具有較高的內(nèi)部空間使用效率，機(jī)身為流線型，機(jī)翼與機(jī)身連接處較為平滑，機(jī)身兩側(cè)有脊線，三角翼的安裝角小，獲得較高的升力與較低的高速阻力。20世紀(jì)70年代，著名的超聲速偵察機(jī)SR-71（見圖4）是早期翼身融合布局的一個(gè)成功實(shí)現(xiàn)。2013年，美國(guó)開始研究新一代翼身融合布局的高超聲速無人偵察機(jī)SR-72（見圖5）[17]。

未來高超聲速飛機(jī)的氣動(dòng)布局將向翼身融合布局的方向發(fā)展，而吸氣式高超聲速巡航飛行器或者高超聲速導(dǎo)彈可能采用乘波體布局，由于此兩種布局在高超聲速階段具有相似的操穩(wěn)特性，本文后續(xù)的操穩(wěn)分析也重點(diǎn)針對(duì)此兩種布局開展。

2高超聲速飛行器穩(wěn)定性分析

2.1縱向穩(wěn)定性分析

2.1.1縱向靜穩(wěn)定性分析

縱向靜穩(wěn)定性指在平衡狀態(tài)的基礎(chǔ)上，飛行器受縱向瞬時(shí)干擾是否具有恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。傳統(tǒng)飛機(jī)一般采用迎角靜穩(wěn)定性進(jìn)行縱向靜穩(wěn)定性分析，但是高超聲速飛行器速度變化范圍大，迎角靜穩(wěn)定性已經(jīng)不能完全表征其縱向靜穩(wěn)定性，還需要考慮速度靜穩(wěn)定性。

縱向靜穩(wěn)定性可以用飛行器焦點(diǎn)與質(zhì)心的相對(duì)關(guān)系來表征，表示為：

此時(shí)，升降舵偏轉(zhuǎn)對(duì)縱向的靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)影響不會(huì)改變Cmα的符號(hào)，即飛行器本體的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cmα可以表征靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)；而當(dāng)飛行器升降舵效率對(duì)迎角的偏導(dǎo)數(shù)相比于本體靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cmα不可忽略，則在分析縱向靜穩(wěn)定性時(shí)必須考慮升降舵偏轉(zhuǎn)的影響。圖6和圖7分別給出了傳統(tǒng)飛機(jī)和高超聲速飛行器不同升降舵偏轉(zhuǎn)角下俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。從圖6可以看出，對(duì)于傳統(tǒng)飛機(jī)，升降舵偏轉(zhuǎn)對(duì)俯仰力矩的斜率沒有影響，表示其靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)可以完全由靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cmα表征。但是對(duì)于高超聲速飛行器，焦點(diǎn)隨著馬赫數(shù)和舵面偏轉(zhuǎn)變化范圍很大，從圖10可以看出，當(dāng)迎角大于一定值時(shí)，升降舵的偏轉(zhuǎn)會(huì)引起俯仰力矩系數(shù)斜率的改變，其影響不可忽視。

2.1.2縱向動(dòng)穩(wěn)定性分析

飛行器的縱向動(dòng)穩(wěn)定性是指飛行器在受到縱向擾動(dòng)后到最終恢復(fù)的全過程特性。

高超聲速飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)包括速度V、迎角α、俯仰角θ、俯仰角速率q，一般其縱向運(yùn)動(dòng)的4個(gè)特征根是由兩組共軛復(fù)根組成：其中一對(duì)復(fù)根實(shí)部的絕對(duì)值比較大，另一對(duì)復(fù)根實(shí)部的絕對(duì)值相對(duì)比較小，前者對(duì)應(yīng)的運(yùn)動(dòng)稱為短周期模態(tài)，后者對(duì)應(yīng)的運(yùn)動(dòng)則稱為長(zhǎng)周期模態(tài)。高超聲速飛行器的短周期模態(tài)主要體現(xiàn)在迎角和俯仰角速率的快速振蕩，為方便分析，可將高超聲速飛行器的速度和俯仰角看作常量，這樣高超聲速飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)由4個(gè)自由度變成了二自由度的短周期運(yùn)動(dòng)，短周期的兩個(gè)根可表示為：

當(dāng)（Mq/V）Zα- Mα< 0時(shí)，式（5）根號(hào)內(nèi)為正值，表明短周期運(yùn)動(dòng)的兩個(gè)根有一個(gè)正的實(shí)根，表明高超聲速飛行器是穩(wěn)定的。由于（Mq/V）Zα值比較小，因此只要Mα為正值，即表明高超聲速飛行器是穩(wěn)定的。

而Mα= Cmα-qSc/Iy（-q為動(dòng)壓，S為參考面積，Iy為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量），從圖7中可以看出，如果是負(fù)的斜率，飛行器是穩(wěn)定的。但是若是升降舵的效率太高，導(dǎo)致加上配平舵面后力矩斜率是正的，則原來的穩(wěn)定性被抵消，飛行器是不穩(wěn)定的。

2.2橫航向穩(wěn)定性分析

2.2.1橫向靜穩(wěn)定性分析

橫向靜穩(wěn)定性用靜導(dǎo)數(shù)Clβ表示，若Clβ< 0，則表示橫向靜穩(wěn)定。圖8和圖9分別是高超聲速飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl在不同迎角下隨馬赫數(shù)的變化曲線圖，圖中變化曲線的斜率表示高超聲速飛行器的橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ。迎角和馬赫數(shù)會(huì)影響高超聲速飛行器的橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ，從圖8和圖9可以看出，同一迎角下，馬赫數(shù)越大，側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩越?。幌嗤R赫數(shù)下，迎角越大，側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩越大。一般高超聲速飛行器的Clβ都是負(fù)值，表示高超聲速飛行器橫向是靜穩(wěn)定的。

2.2.2航向靜穩(wěn)定性分析

航向靜穩(wěn)定性又稱為風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性，用靜導(dǎo)數(shù)Cnβ表示，若Cnβ> 0，則表示航向靜穩(wěn)定。高超聲速飛行器在高馬赫數(shù)飛行時(shí)，若飛行迎角較大，其垂尾就會(huì)處于飛行器產(chǎn)生的擾流中，導(dǎo)致Cnβ較差，其航向靜不穩(wěn)定的區(qū)域就存在于其大迎角飛行時(shí)。圖10和圖11分別是高超聲速飛行器偏航力矩系數(shù)Cn在不同迎角下隨馬赫數(shù)的變化曲線圖，其斜率就是航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ。從圖中可以看出，相同馬赫數(shù)下隨著迎角的增大Cnβ變差，相同迎角下隨著馬赫數(shù)的增大Cnβ變差。

2.2.3橫航向動(dòng)穩(wěn)定性分析

高超聲速飛行器在高空高速飛行階段，動(dòng)壓比較低，螺旋模態(tài)頻率很小，此時(shí)占主導(dǎo)地位的是滾轉(zhuǎn)模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)。其中，荷蘭滾模態(tài)可以用來描述高超聲速飛行器的橫航向的動(dòng)穩(wěn)定性。傳統(tǒng)飛機(jī)的荷蘭滾頻率可以用Cnβ表征，但是當(dāng)高超聲速飛行器處于大迎角飛行狀態(tài)時(shí)，Clβ對(duì)荷蘭滾頻率的影響不能忽略。因此，需要用Cnβ，dyn預(yù)測(cè)荷蘭滾頻率：

同時(shí)，由于高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局是細(xì)長(zhǎng)體，滾轉(zhuǎn)通道的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量很小，導(dǎo)致其滾擺比很大，因此滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)在荷蘭滾模態(tài)中占的比重比偏航運(yùn)動(dòng)大很多。圖12是Clβ、Cnβ和Cnβ，dyn的比較曲線，從圖中可以看出，雖然Clβ和Cnβ一直都為負(fù)值，但是在同一迎角下，Clβ的絕對(duì)值大于Cnβ的絕對(duì)值，且隨著迎角增大，兩者的差值越來越大，導(dǎo)致Cnβ，dyn一直為正值，且隨著迎角增大越來越大，表明荷蘭滾頻率增大。

3高超聲速飛行器操縱性分析

3.1縱向操縱性分析

對(duì)于高超聲速飛行器來說，縱向操縱性主要考慮縱向配平能力和升降舵的操縱效率。其中，縱向配平能力主要是根據(jù)高超聲速飛行器的飛行剖面，選取重要的飛行狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行縱向配平，考察整個(gè)飛行剖面內(nèi)升降舵的配平能力是否足夠。

升降舵的操縱效率指升降舵的偏轉(zhuǎn)改變高超聲速飛行器飛行狀態(tài)的能力，其操縱性必須要滿足全飛行范圍內(nèi)飛行控制系統(tǒng)的要求。從縱向操縱性的角度考慮，希望升降舵偏轉(zhuǎn)后，高超聲速飛行器的響應(yīng)比較快，并且縱向操縱性能隨高度和馬赫數(shù)的變化比較小。

對(duì)于高超聲速飛行器來說，單位升降舵舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰角加速度隨著動(dòng)壓的增大而增大，飛行器的響應(yīng)頻率也隨著動(dòng)壓的增大而增大。

3.2橫航向操縱性分析

3.2.1副翼效率分析

副翼主要用于滾轉(zhuǎn)操縱，對(duì)于高超聲速飛行器來說，高馬赫數(shù)下的副翼操縱效率足夠，但是會(huì)帶來航向失穩(wěn)的問題，目前副翼操縱時(shí)的航向穩(wěn)定性主要用LCDP來判斷：

當(dāng)LCDP < 0時(shí)，將導(dǎo)致航向不穩(wěn)定。LCDP < 0主要有三個(gè)原因：一是航向不穩(wěn)定或者穩(wěn)定度不夠；二是上反效應(yīng)明顯；三是Cnδa> 0。圖13是LCDP隨迎角和馬赫數(shù)變化曲線圖，從圖中可以看出，在低馬赫數(shù)時(shí)，LCDP為正值；在小迎角時(shí)，LCDP隨著馬赫數(shù)的增加，由正值逐漸變?yōu)樨?fù)值；在高馬赫數(shù)下，LCDP隨著迎角的增加，由負(fù)值逐漸變?yōu)檎?。?dāng)LCDP為負(fù)值時(shí)，操縱副翼會(huì)產(chǎn)生反操縱現(xiàn)象，為了增加航向穩(wěn)定性，可以采用以下兩種策略解決副翼的反操縱現(xiàn)象：采用側(cè)滑角反饋或者增加副翼到方向舵的補(bǔ)償。

3.2.2方向舵效率分析

高超聲速飛行器方向舵的作用主要包括：增穩(wěn)荷蘭滾、繞速度軸滾轉(zhuǎn)、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎及特殊情況下用來進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。

高超聲速飛行器在高馬赫數(shù)大迎角飛行狀態(tài)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)時(shí)，副翼和方向舵耦合嚴(yán)重，飛行器的迎角會(huì)轉(zhuǎn)化為側(cè)滑角，飛行迎角越大，對(duì)側(cè)滑的作用也越大，側(cè)滑角會(huì)產(chǎn)生一個(gè)與飛行器滾轉(zhuǎn)方向相反的穩(wěn)定力矩，直到飛行器的機(jī)體軸與速度軸重合。為了繞速度軸完成滾轉(zhuǎn)，需要側(cè)滑角保持為零，此時(shí)高超聲速飛行器利用副翼操縱完成滾轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)，利用方向舵操縱抑制滾轉(zhuǎn)帶來的側(cè)滑。

高超聲速飛行器方向舵引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角和馬赫數(shù)的變化曲線如圖14所示，從圖中可以看出，由于高超聲速飛行器的滾擺比很大，導(dǎo)致在荷蘭滾模態(tài)中滾轉(zhuǎn)占優(yōu)勢(shì)，在高馬赫數(shù)飛行時(shí)，方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩較小，不能用于增穩(wěn)荷蘭滾；隨著馬赫數(shù)降低，方向舵的效率提高，方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩逐漸增大，此時(shí)方向舵可以用于增穩(wěn)荷蘭滾。

4結(jié)束語

本文詳細(xì)總結(jié)了高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局分類，并指出未來高超聲速飛行器的布局將向翼身融合布局和乘波體布局兩個(gè)方向發(fā)展；從穩(wěn)定性和操縱性等維度分析了高超聲速飛行器的操穩(wěn)特性，并給出可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

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作者簡(jiǎn)介

左林玄（1981-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

Tel：13516004762E-mail：Zuolinxuan_601@sina.com尤明（1988-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：操穩(wěn)分析與控制律設(shè)計(jì)。

Tel：18940218582E-mail：mywbdl@tju.edu.cn

Research on Aerodynamic Configuration，Stability and Control Characteristics of Hypersonic Vehicle

Zuo Linxuan*，You Ming

AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： This paper introduces the classification of aerodynamic configuration of hypersonic vehicle， analyzes the configuration of clock form configuration， lift body configuration， waverider configuration and blended wing body configuration， summarizes the development direction of hypersonic vehicle aerodynamic configuration. The stability and control characteristics of hypersonic vehicle are analyzed， and the characteristics of hypersonic vehicle are distinguished from that of conventional aircraft in the aspects of longitudinal static stability， heading static stability， aileron control efficiency， rudder control efficiency. Based on the stability and control characteristics of hypersonic vehicle， a feasible strategy for elevator， aileron and rudder of hypersonic vehicle is presented.

Key Words：hypersonic vehicle；aerodynamic configuration；stability and control characteristics；waverider configuration； blended wing body configuration