羅金玲，龍雙麗，湯繼斌，韓忠華，張 陽

(1. 北京空天技術研究所，北京 100074；2. 西北工業(yè)大學 翼型、葉柵空氣動力學國家級重點實驗室，西安 710072)

0 引言

空天飛行器是以吸氣式組合發(fā)動機為動力，能夠水平起降，在稠密大氣層、臨近空間和近地軌道機動飛行的可重復使用高超聲速飛行器[1]。其可利用普通機場快捷進入空間，經(jīng)濟高效，可大幅提升空間投送、空天攻防能力，具有軍民兩用價值，因此被當今世界各國競相發(fā)展。

從20世紀80年代，美歐等國家就相繼啟動了相應的研究計劃，如美國NASP計劃開展了X-30單級入軌空天飛行器概念研究[2]，德國提出了S?nger兩級入軌空天飛行器方案[3]，英國提出了HOTOL單級入軌空天飛行器方案[4]，最后這些計劃均因技術難度太大和經(jīng)費需求過高等各種原因而最終下馬。進入21世紀后，隨著高超聲速技術的不斷突破，空天飛行器技術的研究也呈現(xiàn)加速發(fā)展態(tài)勢。2014年，英國提出了Skylon云霄塔單級入軌空天飛行器新方案[5]，“佩刀”發(fā)動機預冷器技術也取得了重大突破。2016年，美國提出了基于“佩刀”組合發(fā)動機的兩級入軌空天飛行器概念方案[6]。近年來，國內(nèi)外在吸氣式組合發(fā)動機、氣動設計等方面開展了相關探索研究，取得了一定進展。文獻[7]闡述了空天組合動力面臨的技術挑戰(zhàn)，分析了飛行器跨聲速飛行時存在推力陷阱問題，指出推阻矛盾突出。文獻[8]對火箭動力助推上升滑翔再入和吸氣組合動力水平起降天地往返空天飛行器的氣動問題進行了綜述，指出氣動布局設計技術是空天飛行器設計中的一項關鍵研究內(nèi)容。

空天飛行器歷經(jīng)亞/跨/超/高超聲速飛行，不同速域的氣動特性差異明顯，全機氣動焦點變化大，操穩(wěn)匹配設計難度大。要實現(xiàn)水平起降，低馬赫數(shù)飛行時要求高升力，高馬赫數(shù)飛行時要求高升阻比，需求的矛盾進一步加大了寬速域飛行器設計難度，以往常規(guī)飛行器氣動設計方法已不適用，需要探索新的氣動設計方法。據(jù)公開文獻報道，目前主要有兩種寬速域氣動設計方法：一種是采用變體氣動布局，如機翼平面形狀是變化的，變體飛行器根據(jù)需要改變氣動外形來適應寬速域飛行要求，但是結構及控制系統(tǒng)復雜，尤其是高超聲速下結構熱防護實現(xiàn)難度更大，目前國外對變體飛行器的研究雖然已經(jīng)有一定進展[9-10]，但距離工程實用還有較大差距，仍有諸多關鍵技術尚待解決。另一種設計方法是采用固定構型氣動布局，通過優(yōu)化氣動外形，來滿足寬速域的設計要求，其優(yōu)點是降低了結構熱防設計的難度。文獻[11]針對固定構型飛行器，提出了一種渦波效應寬速域氣動布局的概念方案，認為通過合理設計定平面乘波體，可以兼顧低速和高超聲速氣動性能；但目前乘波體設計離工程化的應用還有較大差距，而且考慮飛行器容積、升重匹配等總體指標約束條件后，僅通過渦波效應，難以滿足寬速域飛行器的工程設計要求。

眾所周知，機翼是常規(guī)飛行器的主要升力部件，直接影響飛行器起飛著陸性能、操穩(wěn)品質(zhì)，因此機翼及翼型設計與優(yōu)化是飛行器氣動布局的重要研究內(nèi)容[12]。應用新翼型，并通過氣動外形的優(yōu)化設計，來解決空天飛行器寬速域飛行的設計難題，是當前一種新的設計思路。

近年來，本文作者研究團隊韓忠華等[13]提出了一種兼顧低速、超/高超聲速氣動特性的寬速域翼型（NPU-Hyper-04），該翼型具有一定彎度，上表面較平坦，下表面具有雙“S”形特征，通過二維機翼數(shù)值模擬研究，證明寬速域翼型具有良好的氣動特性，有望應用于空天飛行器。對于空天飛行器大后掠機翼，機翼的三維效應影響顯著，需要開展三維流動下寬速域機翼及翼型的氣動特性分析以及新機翼工程化應用研究。

本文針對固定構型的氣動布局，首先圍繞飛行環(huán)境的特點，分析低速高升力與高速高升阻比、寬速域升重匹配、翼前緣熱防護等設計要求，給出空天飛行器對機翼/翼型的新需求；然后基于NPU-Hyper-04寬速域翼型，進行三維機翼幾何參數(shù)化建模和三維流動條件下翼型和機翼平面形狀一體化設計。最后開展新機翼的工程應用研究，對全機狀態(tài)下機身/機翼/翼型進行優(yōu)化設計，以獲得滿足空天飛行器總體設計要求的一種氣動布局。

1 空天飛行器對機翼/翼型需求分析

本節(jié)圍繞空天飛行器飛行環(huán)境的特點，通過寬速域飛行對升力、升阻比、升重匹配、結構熱防護等設計要求的分析，給出空天飛行器對機翼/翼型新的需求。

1.1 飛行環(huán)境的特點

兩級入軌空天飛行器，如德國S?nger，采用兩級背負式水平起降方案，一級以渦輪沖壓組合TBCC（Turbine Based Combined Cycle）發(fā)動機為動力，水平起降飛行時采用渦輪發(fā)動機，高速飛行時采用超燃沖壓發(fā)動機，二級以火箭發(fā)動機為動力。

圖1給出了空天飛行器典型飛行剖面示意圖，一級飛行馬赫數(shù)為Ma= 0～8，高度為H= 0～40 km，飛行環(huán)境復雜[14-16]，寬廣的空域和速域引起的動壓變化大。圖2給出了空天飛行器一級動壓隨馬赫數(shù)的變化，由圖可見，飛行過程中動壓變化了一個數(shù)量級，高動壓可達120 kPa，而低動壓小于20 kPa。圖3給出了空天飛行器來流總溫隨馬赫數(shù)的變化，由圖可見，當Ma= 5時來流總溫為1200 K，當Ma= 12時二級飛行器來流總溫為3400 K。由此可見，空天飛行器動壓變化大，高超聲速飛行時熱環(huán)境嚴酷，對飛行器升力、升阻比及翼前緣熱設計等提出了很高要求。

圖1 空天飛行器典型飛行剖面示意圖Fig. 1 Sketch of flight trajectories of aerospace vehicles

圖2 空天飛行器一級動壓隨馬赫數(shù)的變化Fig. 2 Variation of the dynamic pressure as a function of Mach number of first stage aerospace vehicles

圖3 空天飛行器來流總溫隨馬赫數(shù)的變化Fig. 3 Variation of the freestream total temperature as a function of flight Mach number

1.2 低速高升力與高速高升阻比設計要求

亞/跨/超聲速飛行器氣動設計經(jīng)驗表明：對于同一種構型，不同速域下增升減阻的流動機理不同，從而使得不同速域下最優(yōu)機翼外形差別較大，對翼型的需求也顯著不同。圖4給出了不同速域下幾種典型飛行器的機翼平面形狀與翼型。由圖可見，對于低速飛行器，機翼平面形狀多采用大翼展平直翼，翼型相對厚度較大；對于超聲速飛行器，機翼一般采用大后掠三角平面形狀，翼型可采用相對厚度較薄的四邊型、六邊型或雙弧型等翼型。由此可見，由于空天飛行器飛行空域大、速域?qū)?，從而導致高低速域?qū)C翼/翼型外形的需求存在矛盾。

圖4 不同速域下典型飛行器機翼平面形狀及翼型Fig. 4 Wing and airfoil shapes of typical aircrafts with different speeds

圖5 給出了空天飛行器推力與阻力隨馬赫數(shù)的變化[7]。由圖可見，在低速起飛和降落階段，發(fā)動機推力遠大于阻力，推阻余量較大。起飛時，飛行器處于滿油狀態(tài)，重量最重，升重矛盾突出，這就要求機翼/翼型具有較高升力和升力線斜率，以滿足起飛最大重力的需求。在高速飛行時，隨著燃油的消耗，飛行器重量降低，升重矛盾逐步緩解。然而，在跨聲速、低超聲速和高超聲速飛行時，發(fā)動機推力和阻力接近，推阻余量較小，推阻矛盾突出，這就要求機翼/翼型需要盡可能減小阻力，提高升阻比，以滿足推阻匹配設計的要求。因此，對于空天飛行器一級，機翼/翼型需要同時滿足低速高升力和高速高升阻比的設計要求。

圖5 空天飛行器推力與阻力隨馬赫數(shù)的變化Fig. 5 Variations of thrust and drag as a function of Mach number

1.3 寬速域飛行對升重匹配的設計要求

空天飛行器寬速域飛行動壓變化范圍大，導致飛行過程中升重匹配設計難度大。表1給出了空天飛行器一級在起飛和降落、爬升和巡航飛行時對升力系數(shù)的需求。由表1可見，不同飛行階段對升力系數(shù)的需求差異較大。在以馬赫數(shù)0.3～0.5起飛和降落階段，飛行動壓約為5～20 kPa，對升力系數(shù)的需求約為5～15；在以馬赫數(shù)5～7爬升和巡航飛行階段，飛行動壓約為50～100 kPa，對升力系數(shù)的需求約為0.75～1.5。在升重平衡約束條件下，起飛時動壓最低，滿油狀態(tài)下飛行器重量最重，升重匹配設計要求飛行器具有足夠大的升力面。隨著馬赫數(shù)增加，飛行動壓增大，燃油消耗使得飛行器重量逐漸減輕，升重匹配設計需要的升力面逐漸減小。由于要經(jīng)歷低速起降與高速飛行多種不同飛行階段，將會出現(xiàn)起降時升力滿足需求，但高速飛行時升力卻過大的現(xiàn)象，從而導致升重平衡時使用升阻比偏離最大升阻比；或者高速巡航時升力合適，但是起降時卻無法提供足夠大的升力來平衡重力，從而導致起飛或著陸速度過大的問題。因此，空天飛行器機翼/翼型必須要滿足寬速域升重匹配設計要求。

表1 空天飛行器一級在不同飛行階段對升力系數(shù)需求Table 1 Requirements of lift coefficient for aerospace vehicles at the first stage

1.4 結構與熱防護設計要求

空天飛行器在大氣層中長時間以高超聲速飛行時，翼前緣的熱環(huán)境最為惡劣[17]，且溫度梯度也大，這會給結構與熱防護設計帶來困難。若翼前緣半徑較小，則氣動阻力小，但是熱應力集中，使得機翼結構熱防護存在破壞的風險；若翼前緣半徑較大，雖然熱環(huán)境會降低，但是阻力又會增大。因此，翼前緣降熱與減阻的需求是矛盾的，需折中選取翼前緣半徑。根據(jù)以往高速飛行器的設計經(jīng)驗，考慮結構熱防護設計要求，翼型前緣半徑可選取弦長的0.05%～0.2%。

此外，翼型通常具有一定厚度，以滿足機翼的強度設計要求[18]。一般情況下，對于亞聲速運輸機，翼型最大相對厚度選擇為12%～18%，可獲得更大的升力系數(shù)。對于采用后掠機翼的超聲速飛機，翼型最大相對厚度約為10%，以滿足后掠機翼對結構強度設計的要求。對于常規(guī)超聲速飛機，翼型最大相對厚度大多在2%～6%范圍內(nèi)。對于高超聲速飛行器，為減小波阻，理論上來講，翼型相對厚度應越薄越好，但是考慮結構熱防護可實現(xiàn)性，建議寬速域翼型最大相對厚度可選取弦長的2%～6%。另外，考慮現(xiàn)有機械加工精度，建議翼型后緣厚度不小于弦長的0.8%。

2 寬速域翼型與機翼平面形狀一體化設計

針對空天飛行器對翼型設計的新需求，作者研究團隊設計了一種寬速域翼型（NPU-Hyper-04）[13]。本節(jié)基于該翼型，考慮低速高升力、高速高升阻比以及寬速域升重匹配設計、結構熱防護的設計要求，采用優(yōu)化設計方法，進行三維流動下翼型與機翼平面形狀一體化設計。

2.1 寬速域翼型的氣動特性

對于高亞聲速飛行，一般可采用NACA翼型，翼型前緣半徑較大，可減小大攻角下的負壓峰值，且較為豐滿的上表面頭部型線可獲得更好的升力特性和失速特性，翼型下表面前緣壓縮較弱。對于超/高超聲速飛行，一般采用菱形翼和六邊形翼型，翼型前緣半徑較小，可減小激波阻力，下表面前段具有較強的壓縮激波以產(chǎn)生升力。根據(jù)翼型表面流動特點，低速時翼型上表面形狀對升力影響大，而高速時翼型下表面形狀對升力影響大。因此，為了能同時兼顧低速高升力和高速高升阻比的需求，設計了一種上表面類似弧形、下表面雙“S”形的寬速域新翼型?？紤]前緣結構熱防護設計要求，當翼前緣半徑取弦長的0.1%，最大相對厚度取弦長的4%時，圖6給出了寬速域翼型（NPU-Hyper-04）與常規(guī)翼型形狀的對比。由圖可見，寬速域翼型的特點是：上表面采用較為豐滿的頭部型線，低速可獲得更好的升力特性；下表面具有雙“S”的外形特征，前緣反“S”形狀在跨聲速時形成前加載，可增加升力，而高超聲速時形成等熵壓縮波，可降低波阻，提高升阻比；后緣的“S”形，跨聲速時形成后加載，可增加升力，而高超聲速時，形成“二次高壓”，有利于增加升力。另外，相對傳統(tǒng)典型翼型，寬速域翼型下表面為雙“S”的外形，曲面形狀復雜，使得結構設計難度有所增大。因此，氣動優(yōu)化設計時，應盡量使得下表面外形曲率變化小，流線型較好，以降低結構熱防護實現(xiàn)難度。

圖6 寬速域翼型與現(xiàn)有常規(guī)典型形狀對比Fig. 6 Comparison of different airfoil geometries

圖7為雙三角機翼平面形狀。將NPU-Hyper-04寬速域翼型與四邊形、六邊形、雙弧形翼型應用于雙三角機翼，分別進行不同馬赫數(shù)下的三維流場計算，獲得了四種機翼的升力系數(shù)與升阻比隨馬赫數(shù)的變化，如圖8所示。由圖可見，相比于常規(guī)翼型，使用NPU-Hyper-04寬速域翼型的機翼在亞聲速時的升力系數(shù)和亞/跨聲速時的升阻比得到大幅度提升，如當Ma= 0.2時，寬速域翼型機翼的升力系數(shù)較四邊形翼型的提升了45.9%，較六邊形翼型的提升了50.5%，較雙弧形翼型的提升了32.4%；當Ma= 0.8時，寬速域翼型機翼的升阻比較四邊形翼型的提升了57.7%，較六邊形翼型的提升了63.9%，較雙弧形翼型的提升了89.1%；當Ma= 1.5時，寬速域翼型機翼的升阻比較四邊形翼型的提升了9.8%，較六邊形翼型的提升了28.3%，較雙弧形翼型的提升了21.3%。而在高超聲速時升阻比也有一定提高，當Ma= 6時，寬速域翼型機翼的升阻比較六邊形翼型的提升了7.6%，較雙弧形翼型的提升了1.8%，但稍微低于四邊形翼型的，升阻比降低了3.1%。

圖7 雙三角機翼平面形狀Fig. 7 Sketch of double-triangle wing

圖8 不同翼型的機翼升力系數(shù)與升阻比隨馬赫數(shù)變化的對比Fig. 8 Variations of CL and L/D as a function of Ma for wings with different airfoils

綜上，NPU-Hyper-04寬速域翼型在亞/跨/超/高超聲速時均具有較高的升阻比，這與空天飛行器低速高升力與高速高升阻比的要求是一致的，具有較好的工程應用前景。然而，對于空天飛行器大后掠機翼，三維效應影響顯著，需要開展三維流動優(yōu)化設計，同時，還需要考慮升重匹配設計的約束條件。

2.2 三維機翼優(yōu)化設計方法

本節(jié)針對圖7給出的雙三角機翼，進行三維機翼幾何參數(shù)化建模。三維機翼形狀可采用機翼平面形狀參數(shù)化與翼根、翼轉(zhuǎn)折、翼尖三個站位處翼型參數(shù)化相結合的方法，來實現(xiàn)雙三角翼外形三維參數(shù)化建模。

雙三角翼平面外形可由內(nèi)翼前緣后掠角（ θ1）、外翼前緣后掠角（ θ2）、機翼轉(zhuǎn)折處弦長與根弦長的比值（Lkink/Lroot）、根稍比（Lroot/Ltip）、內(nèi)翼后緣前掠角（ β1）、外翼后緣前掠角（ β2）、機翼面積唯一確定。

控制翼型剖面采用一種基于型函數(shù)/類函數(shù)變換的CST方法進行參數(shù)化[19]。翼型上、下表面的表達式為：

其中，C(x) 為 類函數(shù)，Su(x)為 型函數(shù)，yTEu、yTEl分別為上下表面后緣的y坐標，下標“u”和“l(fā)”分別表示上下表面。本文采用8階CST參數(shù)化方法，共18個設計變量。

采用基于代理模型的多目標多約束優(yōu)化軟件“SurroOpt”[20]進行三維流動下的寬速域機翼優(yōu)化設計，氣動優(yōu)化設計流程如圖9所示。

圖9 氣動優(yōu)化設計流程Fig. 9 Process of aerodynamic design and optimization

首先基于定義的優(yōu)化目標、設計變量和約束條件，開展幾何外形參數(shù)化建模，其次對參數(shù)化模型進行網(wǎng)格生成，并對其進行CFD三維流場計算，然后通過后處理，用所獲得的樣本數(shù)據(jù)集，建立真實目標函數(shù)的代理模型，逐步逼近最優(yōu)解，最后經(jīng)過綜合評估，當滿足一定的終止條件時，優(yōu)化過程結束。

2.3 優(yōu)化設計目標及約束條件

優(yōu)化設計目標是三維機翼在超聲速和高超聲速條件下阻力最小，以提高三維機翼在寬速域升重平衡時的升阻比。本節(jié)以超聲速Ma= 2和高超聲速Ma= 6為例進行優(yōu)化設計，具體優(yōu)化設計目標為：

其中，D0,Ma=2和D0,Ma=6分別是基準機翼在Ma= 2和Ma= 6飛行時的阻力，DMa=2和DMa=6分別為優(yōu)化過程中機翼在Ma= 2和Ma= 6飛行時的阻力， ω1與ω2分 別是各目標的權重系數(shù)，取 ω1=ω2=0.5。

三維機翼優(yōu)化設計時，約束條件主要考慮兩方面因素：一是寬速域升重匹配設計的約束條件；二是機翼結構熱防護設計的約束條件。

飛行過程中隨著燃料的消耗，飛行器重量發(fā)生變化，寬速域升重匹配設計的約束條件為：

其中，W為飛行器低速起飛時的重力，LMa=0.3LMa=2、LMa=6分別為Ma= 0.3、Ma= 2、Ma= 6時的升力；當加速爬升到Ma= 2、H= 10 km超聲速狀態(tài)時，飛行器重力減小至 0.85W，再加速爬升至Ma= 6、H= 25 km高超聲速狀態(tài)時，飛行器重力減小至 0 .7W。在低速起飛狀態(tài)滿足升力不小于重力要求，在超聲速和高超聲速飛行時滿足升力等于重力要求。

機翼/翼型優(yōu)化時，結構熱防護設計約束條件是通過約束翼型的前緣、后緣倒圓半徑和最大厚度來實現(xiàn)的，約束條件為：

其中，troot、tkink、ttip分別為翼根、翼轉(zhuǎn)折、翼尖三個站位處的翼型最大相對厚度；t0是各站位處基準翼型的相對厚度，即NPU-Hyper-04寬速域翼型的相對厚度4%；t10%root、t10%kink、t10%tip、t90%root、t90%kink、t90%tip分別為三個站位處的翼型10%和90%弦長處的相對厚度。翼根、翼轉(zhuǎn)折、翼尖處的翼型最大厚度不小于基準翼型最大厚度，且在10%和90%弦長處的厚度不小于當?shù)叵议L的8‰，即約束了翼型的前緣/后緣倒圓半徑，以滿足翼型的前緣氣動熱需求和后緣結構可實現(xiàn)性要求。

2.4 機翼/翼型一體化設計結果分析

基于NPU-Hyper-04寬速域翼型的雙三角機翼，記為Case0基準狀態(tài)，針對以下三種狀態(tài)進行優(yōu)化設計。第一種是采用NPU-Hyper-04寬速域翼型，沿機翼展向的翼型不變化，優(yōu)化設計機翼平面形狀，記為Case1優(yōu)化狀態(tài)；第二種是機翼平面形狀不變，優(yōu)化設計翼型，翼型沿機翼展向是變化的，記為Case2優(yōu)化狀態(tài)；第三種是沿機翼展向的翼型及機翼平面形狀均可變化，即機翼/翼型一體化優(yōu)化設計，記為Case3優(yōu)化狀態(tài)。

圖10（a）～（c）分別給出了不同優(yōu)化狀態(tài)下獲得的機翼在翼根、翼轉(zhuǎn)折和翼尖處的翼型形狀對比。由圖中可見，在相同優(yōu)化目標下，翼根、翼轉(zhuǎn)折和翼尖處的翼型形狀有較大差異，且Case2和Case3優(yōu)化狀態(tài)下獲得的翼型沿機翼展向是變化的。

圖10 不同優(yōu)化狀態(tài)下機翼三個部位的翼型形狀對比Fig. 10 Comparisons of airfoil geometries obtained by different optimization methods at three locations of a double-triangle wing

對于Ma= 0.3、ɑ= 10°起飛狀態(tài)，在相同升力約束條件下，進行不同優(yōu)化狀態(tài)下機翼三維流場數(shù)值計算。圖11（a）～（d）分別給出了基準狀態(tài)與三種優(yōu)化狀態(tài)下機翼表面壓力系數(shù)及Cp= ?1.2時的渦量圖。由圖可見，相對于基準狀態(tài)，Case1和Case2優(yōu)化狀態(tài)的機翼面積均減小了37.2%，Case3優(yōu)化狀態(tài)的機翼面積減小了36.3%。三種優(yōu)化狀態(tài)下的機翼上表面均產(chǎn)生了較強旋渦流動，這有利于提高低速起飛狀態(tài)的升力，即提高了機翼單位面積產(chǎn)生的升力。

圖11 Ma = 0.3時不同狀態(tài)下機翼表面壓力系數(shù)及Cp = ?1.2渦量圖Fig. 11 Comparisons of surface pressure and vorticity (Cp = ?1.2) obtained by different optimization methods at Ma = 0.3

針對Ma= 2、H= 10 km與Ma= 6，H= 25 km飛行條件，考慮飛行器重力隨飛行馬赫數(shù)的變化，當Ma= 2時，飛行器重力變?yōu)槠痫w重力的0.85倍，當Ma= 6時，飛行器重力變?yōu)槠痫w重力的0.7倍，圖12（a）～（b）分別給出了不同狀態(tài)下超聲速和高超聲速飛行時升重平衡的升阻比，圖中橫坐標為升力與飛行器起飛重力的比值。結果表明：相對于基準狀態(tài)Case0，三種優(yōu)化狀態(tài)下的超聲速和高超聲速升阻比均有所提高，Case1狀態(tài)的升重平衡升阻比分別提高了11.9%和2.7%；Case2狀態(tài)的升重平衡升阻比分別提高了19.5%和8.8%；Case3的優(yōu)化結果效果最佳，升重平衡升阻比分別提高了33.5%和12.9%，特別是在高超聲速飛行時，飛行攻角接近最大升阻比對應的攻角。

圖12 不同飛行條件下升重平衡的升阻比Fig. 12 Lift-weight-balance L/D at different fight status

綜上所述，對于Case1優(yōu)化狀態(tài)，采用定翼型、優(yōu)化機翼平面形狀，可實現(xiàn)兼顧不同速域?qū)ιΦ男枨?。對于Case2優(yōu)化狀態(tài)，定機翼平面形狀，優(yōu)化機翼各剖面的翼型，可提升寬速域升阻比。對于Case3優(yōu)化狀態(tài)，同時優(yōu)化機翼平面形狀和機翼典型站位的翼型，能夠獲得寬速域綜合性能更好的機翼，且機翼面積小，升力效率高，超/高超聲速飛行時的升重平衡升阻比高。

3 寬速域機翼/翼型的應用研究

3.1 寬速域機翼空天飛行器的升阻比

文獻[21]給出了德國兩級入軌S?nger空天飛行器一級氣動外形，機身長度為82.4 m，翼展寬度為45.2 m，機翼翼型未見報道。本文基于S?nger飛行器的機身，再采用2.4節(jié)中Case3優(yōu)化狀態(tài)下的機翼與翼型，進行空天飛行器一級外形設計。圖13給出了兩種機翼外形的空天飛行器示意圖，圖中上半部為S?nger一級飛行器半模外形，下半部為應用Case3優(yōu)化狀態(tài)下新機翼和S?nger飛行器機身的飛行器半模外形。采用數(shù)值模擬，獲得全機氣動特性，將全機的最大升阻比與S?nger一級飛行器進行對比，圖14給出了不同機翼空天飛行器最大升阻比的對比。

圖13 兩種機翼的空天飛行器外形示意圖Fig. 13 Layouts of aerospace vehicles with different wings

圖14 不同機翼空天飛行器最大升阻比的對比Fig. 14 Comparison of the maximum L/D for aerospace vehicles with different wings

由圖可見，將Case3狀態(tài)的機翼和翼型應用于空天飛行器，在低速/高亞聲速(Ma＜1)和超/高超聲速(Ma＞2)條件下，對應的最大升阻比均大于S?nger飛行器，在跨聲速附近（1＜Ma＜2）對應的最大升阻比與S?nger飛行器基本相同。原因是：寬速域機翼/翼型在低速時，翼型前緣低壓吸力大，機翼產(chǎn)生較大渦升力，機翼升力效率高；高速時翼型波阻小，具有雙“S”外形特征的下表面提升了升阻比。

綜上所述，應用寬速域機翼/翼型的空天飛行器在低速、超聲速和高超聲速時具有較好的氣動特性。但是在跨聲速時，最大升阻比仍然較低。且從圖12（a）可見，在超聲速時升重平衡的升阻比偏離最大升阻比較多，特別是在1＜Ma＜2范圍，正是發(fā)動機推阻矛盾最大的速域，還需優(yōu)化升重平衡的使用升阻比。

對于S?nger空天飛行器一級，機身約占全機縱向投影面積的70%以上，機身的升力占比大。上述研究結果也表明，在機身外形不改變情況下，僅通過優(yōu)化翼型與機翼平面形狀，對提高全機寬速域的升阻比，特別是在跨聲速狀態(tài)下的升重平衡升阻比效果有限。因此，有必要在此基礎上，進一步開展全機外形優(yōu)化設計，降低阻力，提高跨聲速時升重平衡的升阻比。

3.2 全機優(yōu)化設計方法

本節(jié)根據(jù)飛行器總體設計要求，基于配置Case3狀態(tài)機翼的空天飛行器（記為Opt0基準構型），在進行翼型和機翼平面形狀一體化設計時，同時考慮機身外形優(yōu)化，開展全機狀態(tài)下機身/機翼/翼型一體化優(yōu)化設計，記為Opt1優(yōu)化構型。

優(yōu)化設計方法與三維機翼參數(shù)化建模方法均已在2.2節(jié)介紹，此處不再贅述。機身外形參數(shù)化建模采用自由變形(Free Form Deformation，F(xiàn)FD)參數(shù)化方法[22]。FFD方法具有變形能力強，不需要對初始外形進行擬合，并且可以保持初始幾何外形的連續(xù)性、光滑性，且操作簡單等優(yōu)點，目前已作為一種常用幾何外形參數(shù)化方法應用于飛行器氣動外形設計[23]。完成參數(shù)化建模后，采用VBA語言對CATIA軟件進行二次開發(fā)，對三維機翼與機身進行自動剪裁裝配，最終實現(xiàn)全機復雜外形的參數(shù)化建模。

優(yōu)化設計目標是全機在高亞聲速/超聲速/高超聲速阻力最小，以提高全機寬速域升重平衡時的升阻比。設計中考慮寬速域升重匹配和結構熱防護設計的約束條件。優(yōu)化目標和約束條件的表達式與2.3節(jié)一致。

3.3 全機狀態(tài)下機身/機翼/翼型優(yōu)化結果分析

對 高 亞 聲 速（Ma= 0.8、H= 4 km）、超 聲 速（Ma= 2、H= 10 km）與高超聲速（Ma= 6、H= 25 km）飛行狀態(tài)，在滿足Ma= 0.3起飛時的升力條件下，圖15（a）～（b）分別給出了基準構型Opt0和優(yōu)化構型Opt1的全機升重平衡時的升阻比。當Ma=0.8時，重力為起飛重力的0.9倍，當Ma= 2時，重力為起飛重力的0.85倍，當Ma= 6時重力為起飛重力的0.7倍。由圖15可見，相對于基準構型Opt0，優(yōu)化構型Opt1的寬速域升阻比全面提升。在滿足低速起飛要求的前提下，高亞聲速Ma= 0.8的升重平衡升阻比為12.2，提高了5.9%，超聲速Ma= 2的升重平衡升阻比為4.6，提高了10.3%；高超聲速Ma= 6的升重平衡升阻比為4.8，提高了0.7%。綜上，通過全機優(yōu)化設計，高亞聲速至超聲速時升重平衡升阻比明顯提高，且此時飛行攻角接近最大升阻比對應的攻角。

圖15 亞/超/高超聲速全機升重平衡時的升阻比Fig. 15 Comparisons of lift-weight-balance L/D

4 小 結

本文圍繞飛行環(huán)境特點、低速高升力與高速高升阻比、升重匹配和結構熱防護等設計要求，給出了空天飛行器對機翼/翼型設計新需求。通過寬速域新翼型和機翼一體化設計，提高了機翼寬速域升重平衡時的使用升阻比。將寬速域新機翼應用于典型空天飛行器，通過全機狀態(tài)下的機身/機翼/翼型外形優(yōu)化設計，獲得了一種寬速域氣動布局。全機在低速、跨聲速、超聲速和高超聲速時具有較好的氣動特性。得到的主要結論如下：

1）通過寬速域翼型與機翼平面形狀一體化優(yōu)化設計，獲得了氣動特性良好的新機翼外形。相對優(yōu)化前的機翼，低速時機翼產(chǎn)生的升力效率提高了36.3%，超聲速和高超聲速升重平衡升阻比分別提高了33.4%和12.9%，特別是在高超聲速飛行時，飛行攻角接近最大升阻比對應攻角。

2）應用寬速域新機翼的空天飛行器，能夠較好地兼顧低速、跨聲速、超聲速和高超聲速氣動設計要求，寬速域最大升阻比高于德國S?nger空天飛行器。

3）對固定構型空天飛行器，通過機身/機翼/翼型一體化的優(yōu)化設計，獲得了一種氣動特性良好的寬速域空天飛行器氣動布局。與優(yōu)化前外形相比，提高了升重平衡時的升阻比，高亞聲速時提高了5.9%，超聲速時提高了10.3%，高超聲速時提高了0.7%，基本滿足寬速域飛行器的設計要求。

4）優(yōu)化獲得的新翼型下表面具有雙“S”的外形特征，相對傳統(tǒng)翼型，機翼下表面型面比較復雜，對結構熱防護制備會帶來一定難度。后續(xù)研究工作中，將進一步評估飛行器應用新機翼帶來的熱環(huán)境變化。