高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

罗金玲， 李超， 徐锦

1. 北京空天技术研究所， 北京 100074 2. 北京机电工程研究所， 北京 100074

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

罗金玲1，*， 李超1， 徐锦2

1. 北京空天技术研究所， 北京 100074 2. 北京机电工程研究所， 北京 100074

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面，又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面，一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点，梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析，总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法，获得了有意义的启示，可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。

高超声速飞行器； 机体/推进一体化设计； 前体/进气道； 后体/尾喷管； 强制转捩装置

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术新的制高点，具有战略性、前瞻性、标志性和带动性。自20世纪50年代提出高超声速飞行概念以来，以超燃冲压发动机(Scramjet)为动力的高超声速飞行器日益受到关注，世界各国竞相发展，高超声速技术已经从概念和原理性探索阶段进入到具有明确应用背景的先期技术开发和飞行演示试验阶段[1]。以美国X-43A和X-51A为代表的2类典型吸气式高超声速飞行器，成功地进行了飞行演示验证试验。2004年，X-43A 2次成功的飞行试验[2]，标志着吸气式高超声速飞行器超燃冲压发动机、机体/推进一体化、2个非对称外形高动压分离等关键技术取得了重大突破。而具有明显军事用途的、使用碳氢燃料的X-51A[3]，在2010年至2013年间共进行了4次飞行演示验证试验[4-6]，最后一次飞行试验取得了圆满成功，实现了以马赫数Ma=4.8～5.1有动力飞行时间达到240 s的历史性突破[7]，初步验证了碳氢燃料超燃冲压发动机的工程可行性，同时也标志着在吸气式高超声速飞行器技术的工程实用化方面取得了重大进展。这2型高超声速飞行演示验证器的研制，为人类尽早突破高超声速技术奠定了坚实的基础。

吸气式高超声速飞行器由于机体与推进系统高度一体化，飞行器的前体与后体也是发动机的进气道与尾喷管，它们是发动机产生阻力和推力的主要部件；与此同时，进气道和尾喷管对飞行器的空气动力特性也产生很大影响。机体/推进一体化程度决定了吸气式高超声速飞行器的外形，一体化设计水平的高低也直接影响吸气式飞行器能否实现高超声速飞行和其经济性。由此可见，机体/推进一体化设计是高超声速飞行器的核心关键技术之一。从X-51A进行的4次飞行演示验证试验可以看出，飞行试验成功率较低，高超声速技术难度很大，还未完全突破。目前，世界上尚没有实用的吸气式高超声速飞行器型号问世，超燃冲压发动机与机体/推进一体化等关键技术创新性强，还需进一步攻关。

X-43A和X-51A这2类飞行器代表了当今世界吸气式高超声速技术的先进水平，有必要对这2类典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计的研究经验进行总结分析，从中获得有意义的启示，这对推动高超声速技术的快速发展具有重要意义。本文重点阐述吸气式高超声速飞行器气动/发动机性能耦合、飞行走廊、升阻比屏障以及气动热环境的主要特点，梳理飞行器推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等气动设计的主要问题，综合分析X-43A和X-51A这2类典型飞行器前体/进气道、后体/尾喷管和强制转捩装置的设计思路，并总结其设计方法，可为后续工程实用的吸气式高超声速飞行器技术研究提供重要参考。

1 高超声速飞行器特点

吸气式高超声速飞行器是以超燃冲压发动机为动力，在大气层内能够实现长时间、远航程、高超声速飞行，其主要气动特点是：采用机体/推进一体化的气动布局形式；在大空域飞行时存在飞行走廊；高超声速飞行器升阻比不高，存在升阻比屏障； 长时间在大气层中飞行，飞行器面临内外交困的燃烧热和严酷的气动加热环境。

1.1 气动/发动机性能耦合

图1 高超声速飞行器受力示意图[8]Fig.1 Schematics of forces on hypersonic vehicle[8]

由于超燃冲压发动机推力裕度小，采用机体/推进一体化的气动布局形式以实现飞行器的推阻平衡。如X-43A飞行器，将发动机系统布置在机身的下方，利用前机身作为进气道的压缩面，后机身下表面作为一个自由膨胀面，以获得较大的推力。这种布局使得作用在飞行器上的力、力矩与以往飞行器完全不同，发动机系统除了产生推力以外，还产生了推进升力( Propulsive Lift)和推进力矩(Propulsive Moment)，文献[8]中给出了这类飞行器各部件的受力特点，如图1所示。图中：α为迎角；V∞为来流速度；XT为飞行器轴向的质心位置；G为飞行器的重力；F1、F5和F6分别为前体压缩面、空气舵面、机身上所受的气动力；F2、F3和F4分别为外喷管、进气道、内喷管所受的力。其中：F2是由发动机喷流与自由来流空气相互作用而产生的力；F3是由前体压缩气流改变流动方向而产生的力；F4是由发动机尾喷管内流道而产生的力。发动机产生的推进升力为F2和F4在Y轴上的投影分量，F2和F4对飞行器均产生推进力矩，相对质心XT，F2对飞行器产生低头俯仰力矩，F4产生抬头俯仰力矩，其值大小受飞行器外流和发动机喷流的影响。

由此可见，吸气式高超声速飞行器外流与发动机内流的相互耦合作用直接影响飞行器的推力、升力、阻力、力矩配平、操稳特性匹配及总体性能，多学科强耦合是一体化高超声速飞行器的典型特征。

1.2 飞行走廊

图2 等动压飞行条件下高度与马赫数的关系曲线[10]Fig.2 Altitude vs flight Mach number trajectories for constant dynamic pressure[10]

高超声速飞行器在大空域飞行时存在飞行走廊，飞行马赫数与高度应合理匹配，使得动压值约束在一定范围内。超燃冲压发动机可以工作到Ma=12或更高[9]。考虑到发动机空气捕获流量对推力的影响，飞行高度H应在50 km以下。飞行器在进行高速飞行时受到超燃冲压发动机工作效率、飞行器升力/重力平衡能力、飞行动压、飞行过载以及热流密度等各类约束，高超声速飞行器须设计在相对窄的动压范围内飞行，动压一般设计在20～90 kPa范围内[10]，即存在飞行走廊。飞行器的飞行边界可以通过马赫数和高度构成的平面关系图来表述，如图2所示。飞行走廊的上边界由超燃冲压发动机的工作效率和飞行器升力/重力平衡决定，飞行走廊的下边界由基于飞行器热防护考虑的气动热流密度、基于结构承载能力考虑的过载以及基于气动面和弹体结构承载能力考虑的飞行动压等共同决定。如X-43A的飞行试验[2]，以Ma=7飞行时，飞行高度为29 km，动压为48 kPa；以Ma=10飞行时，飞行高度为33 km，动压为46 kPa。根据文献[4]可知，X-51A的第1次飞行试验最高马赫数达4.87，飞行高度为19 km，动压非常高，约为107 kPa，对结构要求非常苛刻，这主要是由于X-51A的超燃冲压发动机加速能力预计不足，使得飞行马赫数和高度的匹配没有按照理论设计值来实现，理论上X-51A以Ma=6飞行时，飞行高度约为24 km，动压约为75 kPa。因此，高超声速飞行器应按照飞行走廊条件来设计，使得飞行马赫数与高度匹配合理，动压控制在一定范围内。

1.3 升阻比屏障

高超声速飞行器存在升阻比屏障[11]，其最大升阻比约为6。为了提高飞行器的升阻比，吸气式高超声速飞行器可采用乘波体气动外形。乘波体是一种利用自身激波提高其整体性能的飞行器，它通过利用高超声速飞行器下部激波产生的高压气流，获得所谓的压缩升力。在设计状态下，这种飞行器的前缘乘在一个激波面上，上表面为自由流面，下表面处在激波之后的高压流场中，从而可以产生比较大的升力，减小阻力。由于压缩升力作用，极易于实现飞行器同推进系统的一体化设计，采用乘波体方法设计气动外形是吸气式高超声速飞行器气动研究的一个重要方向。例如：X-51A是带乘波体特征的超燃冲压发动机演示验证器(Scramjet Engine Demonstrator-WaveRider, SED-WR)，前体具有乘波体特征，采用尖化前缘骑波原则使激波附体，避免下表面高压气流溢流到上表面，其迎风面为激波压缩面，产生压缩性升力，背风面尽量保持自由流，减小阻力。

1.4 气动热环境

吸气式高超声速飞行器长时间在大气层中飞行，气动加热严酷，相对以往再入飞行器而言，它面临的气动热环境具有低焓、中等热流、加热时间长、动压高的特点。超燃冲压发动机工作时，飞行器面临内外交困的燃烧热(以Ma=7飞行时，温度可达3 000 K)和气动热(温度可达2 100 K)环境。为了实现飞行器长航时精确控制，飞行器需采用微烧蚀、维型式的防热设计；为了确保发动机进气道正常起动和提高飞行器升阻比，飞行器的头部、翼舵前缘等局部外形需要进行尖锐化设计，如X-43A以Ma=7飞行时的头部尖化前缘半径为0.75 mm，以Ma=10飞行时头部尖化前缘半径仅为1.2 mm[12]。尖前缘、飞行器局部干扰区附近等部位热环境更加严酷。为了确保进气道起动、发动机稳定工作，在前体压缩面需安装强制转捩装置，而强制转捩装置流动复杂，气动热环境预测难。

上述飞行器特有的热环境、防热设计目标和外形特点使它的热防护系统设计面临着与以往再入式飞行器完全不同的全新挑战。

2 飞行器气动设计的主要问题分析

由于高超声速飞行器机体和发动机强烈耦合，使得这类高度一体化的飞行器受力十分复杂。飞行器外流与发动机内流的相互耦合作用直接影响飞行器的推力/阻力、操稳特性和升阻比特性，是高超声速飞行器设计中必须重点解决的问题。

2.1 飞行器推阻匹配

超燃冲压发动机给飞行器提供的推力裕度较小，主要是发动机进出口冲量差小，由于发动机进口气流的冲量高，在尾喷管产生的出口气流冲量中，90%要用来抵消进口气流冲量和克服飞行器气动阻力，而只有约10%是作为净推力提供给飞行器作为动力的。可见，超燃冲压发动机的技术指标是约束气动布局的关键参数。飞行器气动设计时，首先必须实现推阻匹配，即在发动机推力有限的情况下，应尽量减小飞行器阻力，提高升阻比，并降低飞行器的质量。

燃油比冲和空气流量决定了发动机的推力性能。一方面，比冲是发动机性能的一项综合指标，要提高比冲性能，反映在飞行器内流道设计上即要求进气道压缩损失小、燃烧室燃烧完全、尾喷管膨胀充分。作为飞行器的推进装置，其设计也受到飞行器轮廓尺寸的约束。因此，前体/进气道一体化、后体/尾喷管一体化设计技术是关键，直接影响发动机性能的提高。另一方面，在比冲一定的条件下，捕获面积越大，发动机推力越大，则飞行器加速爬升时间越快。但是，捕获面积过大，会带来巡航时燃油当量比过小而导致组织燃烧困难的问题，也会造成飞行器外形设计的难度加大。因此，基于贫油燃烧可行性和加速爬升能力等方面的考虑，合理选择发动机的捕获面积，是一个非常重要的设计参数。

飞行器阻力主要影响飞行器2个任务的完成程度，即巡航经济性和末端速度可达性。巡航阻力越大，发动机推力需求则越大，在比冲不变的情况下，发动机油耗增加，相应巡航经济性变差。巡航阻力不仅与飞行器气动外形相关，同时平衡舵偏角的大小也直接影响阻力特性。因此，设计操稳特性时，应使巡航飞行平衡舵偏角最小，从而降低飞行器阻力。

此外，飞行器以高超声速飞行，气动热环境严酷，由于高超声速推力裕度小，对热防护质量设计要求苛刻，要实现推阻匹配，需减轻飞行器质量。

综上所述，飞行器推阻匹配是一个多学科耦合问题，需要通过开展超燃冲压发动机、前体/进气道一体化、后体/尾喷管一体化设计技术的研究，以提高发动机性能；通过优化气动布局，减小阻力，提高升阻比；并通过结构轻质化和设备小型化的研究，降低飞行器和导弹质量，最终解决推阻匹配问题。

2.2 飞行器操稳特性匹配

高超声速飞行器大空域、宽马赫数飞行，其气动性能变化大，同时受超燃冲压发动机不同工况的影响，给飞行器操稳特性匹配的设计提出了较为苛刻的要求。

从图1中飞行器的受力特点可以看出，由于前体下表面压缩产生很大的压力，即前体压缩面上产生的升力将给飞行器带来很大的抬头俯仰力矩，使飞行器纵向静不稳定。前体/进气道头部平面形状、宽度和最宽位置距飞行器头部的距离，以及进气道初始压缩角与前体长度等这些关键参数的选取，均直接影响抬头俯仰力矩的大小，需合理设计才能改善飞行器纵向稳定性。此外，由于前体下表面压缩强度强，使得飞行器上下外形不对称，零迎角时产生抬头力矩，从而带来飞行器配平力矩问题。可见，前体/进气道一体化设计对飞行器操稳特性匹配非常关键。

图1中F2是由发动机喷流与自由来流空气相互作用而产生的力，由于尾喷管的后体下表面的壁面压力对发动机的工作状态比较敏感，受来流条件的影响，后体下表面F2所产生的低头俯仰力矩会随发动机的工作状态而发生改变，从而严重影响整个飞行器的纵向操纵特性，同时对稳定性也有一定影响。此外，为了保证飞行器在发动机点火工作和关机变化过程中的俯仰力矩变化不大、飞行轨迹可控，应确保飞行器在转级点和巡航关机点的冷热态俯仰力矩变化量不大，且在空气舵能力的控制范围内，否则将使纵向静不定的飞行器难以控制。因此，后体/尾喷管一体化设计对飞行器操稳特性匹配也起着关键作用。

综上所述，采用腹部进气升力体布局的高超声速飞行器，由于前体压缩产生了一个很大的抬头俯仰力矩，纵向为静不稳定，给控制设计带来困难；后体/尾喷管随发动机的工作状态而发生改变，影响操稳特性，发动机产生的冷热态俯仰力矩变化量需控制在一定范围内。由此可见，必须通过开展前体/进气道一体化与后体/尾喷管一体化设计技术的研究，才能解决高超声速飞行器操稳特性匹配的难题。

2.3 升阻比特性

根据高超声速飞行器特点分析，飞行器存在升阻比屏障，但升阻比是实现飞行器航程指标的重要参数。如何提高升阻比特性是飞行器设计中面临的关键问题。吸气式飞行器在25～30 km空域内以高超声速巡航飞行时，空气密度非常稀薄，是海平面的1/30～1/60左右，飞行器要维持巡航飞行，必须具备较大的升力，以实现升力与重力的平衡。如果增加飞行器巡航时的飞行迎角，虽然也能增加升力，但同时会带来阻力的增大，由于超燃冲压发动机推力裕度小，这将可能影响飞行器推阻匹配的要求。另外，如果采用较大尺寸的升力面，虽然能保证飞行器升力与重力平衡，但需要解决飞行器尺寸受发射装置约束条件下的高升阻比气动外形设计问题；对于高超声速飞行器，由于气动加热严酷，巡航级飞行器如果采用大尺寸的升力面，将带来热气动弹性问题，同时也给助推加速级飞行器(或一级飞行器)的操稳设计带来很大困难。由此可见，高升阻比飞行器外形的设计，是一个多学科优化问题。

吸气式高超声速飞行器升阻比一般不高。根据文献[2]和文献[12]分析X-43A的相关气动性能，发现其升力不足，在巡航迎角α=2°时的升力大约只有5 194N，远远低于飞行器的总质量(约为1 350kg)，在Ma=7、α=2.0°～2.5°下飞行时，升阻比约为2。根据文献[4]中的分析，X-51A通气状态的升阻比也比较低，在Ma=6、α=4.0°～5.0°时，巡航升阻比基本在2.2～2.5之间。但毕竟X-43A和X-51A均是以超燃冲压发动机为核心进行设计的飞行演示验证器，作为适用的高超声速飞行器，为了实现远距离飞行，必须提高升阻比。文献[8]的研究结果表明，要达到1 500 km 巡航飞行距离，所需最小升阻比应大于3。

总之，提高升阻比是高超声速飞行器设计中需解决的关键问题。解决途径主要有：① 通过采用乘波体设计方法，优化气动布局，提高升阻比；② 在考虑升重平衡、推阻匹配等条件下，可通过选择合理的巡航飞行迎角，达到飞行器最大的升阻比；③ 在总体指标要求约束下，开展多学科优化设计，以提高升阻比。

3 由机体/推进一体化设计获得的启示

机体与推进系统一体化设计是实现吸气式高超声速飞行的关键，而机体/推进一体化的核心则是飞行器前体与进气道的一体化、后体与尾喷管一体化。此外，高超声速边界层转捩也是高超声速飞行器研制中一个非常重要的问题。X-43A和X-51A在前体/进气道一体化、后体/尾喷管一体化、边界层强制转捩装置设计等方面，开展了大量的研究工作，并成功地进行了3次飞行试验，在一定程度上验证了典型状态下所建立的设计方法。以下重点针对这几个方面，分析其研究思路，并给出相应的启示。

3.1 前体/进气道一体化设计

前体/进气道承担着为发动机燃烧室提供满足一定流量、压力和速度要求的高品质空气的重任，其性能好坏直接影响发动机的推力性能，同时也影响着整个飞行器的升力、阻力、配平力矩与稳定性等气动性能。可见，前体/进气道是飞行器外形设计的关键部件，需进行一体化设计。

高超声速进气道设计的一般要求为[13]：在满足燃烧室进口的压力、温度条件下，使压缩过程损失最小，效率最高；为保证燃烧室的正常工作，应使进气道出口流场尽量均匀；要求进气道正常工作范围尽可能宽，抗反压能力尽可能高。此外，高超声速进气道的压缩形式及构型设计直接影响飞行器的总体布局、升力/阻力特性、有效容积等。进行前体/进气道一体化设计时需高度关注的主要设计参数有：① 进气道头部平面形状与前缘形状的设计，其直接影响前缘热环境、飞行器阻力和发动机流场品质等；② 进气道宽度及最宽位置距飞行器头部的距离直接影响飞行器的前体抬头俯仰力矩和流量系数等；③ 进气道初始压缩角的选取是一个内外流耦合的关键量，一方面，它和进气道的压缩量、总压恢复系数、起动能力等性能息息相关，另一方面，它往往决定了前体/进气道的波阻大小，而且它也决定了前体/进气道的长度，从而影响飞行器的稳定性；同时，前体压缩角度还影响前设备舱的有效容积。

图3 X-43A 外形示意图[14]Fig.3 Schematics of configuration of X-43A[14]

X-43A和X-51A飞行器均采用基于二维压缩进气道的腹部进气前体构型，平面二维压缩的高超声速进气道具有结构简单、便于实现一体化设计等优点。根据文献[14]， X-43A飞行器外形扁平，前体构型的主要特点是，采用三级二维压缩，进气道压缩角总共为16°，总收缩比为6，头部近似楔形体，前体较宽，前体长度较长，约占飞行器总长的46%，如图3所示。文献[8]的研究结果表明，类似X-43A腹部进气升力体布局飞行器前体产生了很大的阻力与升力，在冷通流条件下，前体阻力约占飞行器冷通流总阻力的60%，前体升力约占总升力的70%。可见，前体会产生较大的抬头力矩，使得飞行器纵向静不稳定。X-43A飞行器研制过程中，在前体采用钨合金配重的方法，通过调整质心位置，使质心在气动压心前面，来实现纵向静稳定，从而降低了飞行器控制的难度，以满足飞行演示验证发动机工作的要求。

如图4所示[4]，X-51A头部采用局部乘波设计思路，进气道压缩角很小，总压缩角约为7°，总收缩比约为5，前体长度约占总长的42%。与X-43A相比，其外形为细长体外形，采用了纵向静不稳定的设计思路，技术上朝着实用的飞行器方向发展。为了减小进气道压缩面带来的抬头力矩影响，增加了前体上表面的压缩角，使得前体上下外形基本对称，减小零迎角时的抬头力矩，从而降低配平力矩所需的舵偏角，也减小配平阻力。

图4 X-51A外形示意图[4]Fig.4 Schematics of configuration of X-51A[4]

所得到的启示是：采用腹部进气升力体布局的高超声速飞行器，前体压缩产生了一个很大的抬头俯仰力矩，纵向为静不稳定；X-51A的前体设计更接近工程实用的飞行器，采用纵向静不稳定的设计思路，并被飞行试验验证，该项技术值得借鉴；在保证发动机需求条件下，前体可采用局部乘波，使阻力减小；前体压缩角小、宽度较窄，有利于降低前体的抬头力矩，从而改善飞行器的操稳特性设计。另外，采用飞行器上表面压缩角比下表面压缩角大的设计方法，一可以减小前体的抬头力矩，二可以增加飞行器容积，以满足飞行器总体布局要求。

3.2 后体/尾喷管一体化设计

高超声速飞行器在大空域宽马赫数飞行时，喷管的落压比变化范围较大，为扩大喷管的工作范围，减轻结构重量，多将飞行器后体一部分作为喷管的膨胀面，即采用斜切喷管，发动机喷流边界能够根据环境参数调整，以适应大空域宽马赫数飞行。由于超燃冲压发动机尾喷管的非对称性，后体/尾喷管不仅产生推力，同时对飞行器产生推进升力和推进力矩。可见，后体/尾喷管一体化设计是高超声速飞行器研究的重要内容，其设计水平直接影响飞行器的总体性能。后体/尾喷管一体化设计思路主要体现在以下2个方面：

1) 超燃冲压发动机尾喷管直接决定飞行器的最大机身横截面积，影响飞行器的推力和阻力特性，尾喷管横截面积的设计是飞行器设计的关键。超燃冲压发动机相对亚燃冲压发动机，其工作的马赫数更高，尾喷管的膨胀比要求更大，在相同捕获面积的情况下，超燃冲压发动机的尾喷管出口面积更大。超燃冲压发动机尾喷管出口截面一般就是高超声速飞行器机身的最大横截面，飞行器机身的最大横截面面积与阻力相关，而尾喷管出口面积与发动机推力相关。因此，需通过飞行器后体/尾喷管一体化设计，使得飞行器有最佳的推阻匹配特性。

2) 后体/尾喷管对发动机冷/热态俯仰力矩和升力有显著影响。进行一体化设计时，需将冷热态俯仰力矩差控制在一定范围内，以确保发动机工作与不工作变化时，飞行器操纵性均满足要求。

X-43A和X-51A代表2类采用不同后体/尾喷管的高超声速飞行器：X-43A采用了非对称斜切喷管，整个飞行器后体的下表面就是尾喷管的膨胀面；X-51A采用了尾部齐平的非对称喷管，喷管内壁面和后体外壁面是独立分开的。由于发动机内通道为超声速气流，气流拐弯损失大，很难像亚燃冲压发动机那样，采用完全对称的喷管，因此，超燃冲压发动机一般采用非对称喷管。但相对斜切喷管来讲，非斜切喷管减小了发动机排气对飞行器后体的影响，降低了飞行器气动与发动机性能的相互耦合程度，使冷热态的力矩差得到了改善。

为了更好地了解斜切喷管对飞行器力矩的影响，本文针对斜切与非斜切2种典型的非对称喷管进行了流场数值模拟。模拟来流的条件为Ma=6.5、H=27 km，给定喷管热态、冷态入口参数，热态参数为：总温Tt=2 835 K、总压Pt=317 kPa，定压比热容cp=1 408 J/(kg·K)；冷态参数为：Tt=1 880 K，Pt=1 500 kPa，cp=1 034 J/(kg·K)。采用理想气体模型，基于Navier-Stokes方程求解，湍流模型为k-ω剪切应力输运(k-ωSST)。图5和图6给出了热态情况下2种非对称喷管的压力云图与冷热态情况上下壁面的压力分布。

由图5可见，由于非斜切喷管上下膨胀面的非对称性，出口气流方向偏上，根据动量定理，喷管必然产生朝下的作用力，热态与冷态尾喷管对飞行器均产生抬头力矩。从上下壁面压力分布图也可看出，喷管冷态时流动处于过膨胀状态，上下壁面压力远小于热态的压力，下壁面压力高，产生抬头力矩，上壁面产生低头力矩，综合作用产生抬头力矩。由此可见，非斜切喷管冷热态力矩是2个抬头力矩相减，外流对内喷管流动影响小，并通过优化设计下壁面膨胀角，可改善尾喷管非对称性，减小上下壁面压力差，从而减小抬头力矩及冷热态力矩差。

图5 非斜切喷管的压力云图与冷热态上下壁面压力分布Fig.5 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of non-scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

图6 斜切喷管的压力云图与冷热态上下壁面压力分布Fig.6 Pressure contours and distributions on upper and lower walls of scarfed nozzle for scramjet powered and unpowered modes

从图6可见，由于斜切喷管下壁面较短，流动相对复杂，出口气流与外界来流相互作用，即发动机与外流耦合程度高。冷热态情况，喷管产生的力矩特性变化规律的机理与非斜切喷管相同，但由于下壁面短，相对非斜切喷管，可适当减小飞行器的抬头力矩，但冷热态力矩差受喷管型面与外流影响大，难以控制。此外，对于斜切喷管，其优点是，由于喷管下壁面短，发动机喷流边界能够根据自由来流的环境参数进行调整，适合宽马赫数飞行。

得到的启示是：X-43A和X-51A外形不同，X-43A是以大型尺度的高超声速飞行器为原型的缩尺飞行器，气动外形扁平，采用斜切喷管，发动机喷流边界能够根据环境参数调整，有利于发动机大空域、宽马赫数范围工作，同时也可以有效减小飞行器的尺寸和重量，适用于高超声速飞机与空天飞行器，但飞行器与发动机性能高度耦合。X-51A是一种小尺度的高超声速飞行器，类似于导弹的细长体外形，相对高超声速飞机和空天飞行器来讲，飞行马赫数和高度变化范围不大，采用非斜切喷管，机体/推进一体化耦合程度减弱，从而改善了发动机冷热态力矩差对飞行器操纵性的影响，导弹外形设计可以借鉴X-51A的设计思路。

3.3 强制转捩装置的设计

边界层转捩是吸气式高超声速飞行器所面临的关键问题之一，对高超声速飞行器的影响主要表现在以下方面：① 边界层转捩对飞行器的气动力性能和气动热环境有影响；② 边界层转捩对超燃冲压发动机进气道起动和发动机性能有重大影响。由于前体进气道存在复杂的激波-边界层干扰，当进气道的流动为层流时，容易在进气道压缩面的拐角和隔离段入口激波反射区产生分离，严重时会导致进气道不起动。提高进气道气动性能的一种有效方法就是在前体加装强制转捩装置，使流动从层流变为湍流，减少流动分离，提高流动抗反压能力，确保进气道的起动和超燃冲压发动机正常工作。同时，进入发动机的流动为湍流时，也有利于燃料的混合与稳定燃烧等，进而提高发动机的性能。由此可见，强制转捩对吸气式高超声速飞行器设计非常重要。

高超声速强制转捩装置最成功的研究和应用首先是在美国的X-43A项目上。X-43A飞行器对边界层转捩控制装置进行了全面系统的研究，并形成了强制转捩装置的经验设计准则，即利用横向排列的转捩带单元——漩涡发生器，产生系列反向旋转的涡对，转捩装置的高度适当低于预测的边界层高度[12]。Berry等[15]针对缩比的X-43A前体/进气道模型在美国Langley研究中心20 inch(1 inch=25.4 cm)、Ma=6风洞开展的风洞试验表明：X-43A进气道在层流时会在拐角处发生流动分离，影响进气道的起动。没有强制转捩装置时，由于在拐角处的分离，在第1个斜劈压缩面结束的地方只有1/3的表面流线进入了隔离段；安装了强制转捩装置后，基本消除了横向的分离，如图7所示。

图7 X-43A进气道有无强制转捩装置的壁面油流图[15]Fig.7 Oil-flow on X-43A fore-body model without and with forced transition device[15]

此外，X-43A飞行器针对钻石型、圆柱形、三角形和后掠斜坡型等不同涡流发生器构型开展了对比试验研究[15]，研究结果表明，钻石型和后掠斜坡型是比较好的2种构型。虽然钻石型的转捩效率比后掠斜坡型强，但是由于后掠斜坡型在热防护上的优势，最后优选并采用了后掠斜坡型的转捩装置，如图8所示[15]，并被飞行试验验证有效。自X-43A之后，后掠斜坡型强制转捩装置得到越来越多的应用，X-51A飞行器借鉴了X-43A的研究成果，也采用了后掠斜坡型强制转捩装置，如图9所示[16]。

图8 X-43A强制转捩装置照片[15]Fig.8 Photograph of the forced transition device on X-43A fore-body[15]

图9 与X-51A飞行试验比对研究的强制转捩装置[16]Fig.9 Layout of the forced transition device for comparative studies with X-51A flight test[16]

从X-43A和X-51A强制转捩装置的设计得到的启示是：采用强制转捩技术使流动转变为湍流，减少流动分离，对超燃冲压发动机进气道的起动与稳定工作起关键作用，特别是对于小尺度的吸气式飞行器必须安装强制转捩装置；强制转捩装置的设计目标是，保证进气道的流动是湍流，减少前体的横向溢流，同时还需考虑强制转捩装置的热防护要求、对阻力的影响和在飞行器上升段引起的对封闭进气道唇口附加热流的影响；强制转捩装置主要采用涡流发生器构型，防热性能比较好的后掠斜坡型涡流发生器适用于吸气式高超声速飞行器。

4 结 语

吸气式高超声速飞行器最显著的特点是气动与发动机性能高度耦合，机体/推进一体化设计水平直接影响飞行器的推阻匹配、操稳特性匹配及升阻比特性等飞行器总体性能，是高超声速飞行器的核心关键技术之一。而前体进/气道一体化与后体/尾喷管一体化设计是实现机体/推进一体化设计的关键。虽然X-43A和X-51A均是以超燃冲压发动机为飞行演示目的的飞行器，但其成功的飞行试验验证了该类典型吸气式高超声速飞行器一体化设计方法的合理性，其设计思路值得借鉴。通过对X-43A和X-51A机体/推进一体化设计技术的综合分析，得到的主要启示概括如下：

1)采用基于二维压缩进气道的腹部进气前体构型，其优点是结构简单、便于实现现一体化设计，适用于小尺度吸气式高超声速飞行器。但前体压缩面产生很大升力，使飞行器纵向静不稳定。在保证发动机需求条件下，前体采用局部乘波设计，可减小前体宽度，提高升阻比，降低前体的抬头力矩，从而改善飞行器的操稳特性设计。

2)吸气式高超声速飞行器采用斜切喷管，有利于发动机在大空域、宽马赫数范围工作，同时可以有效减小飞行器的尺寸和重量，适用于高超声速飞机与空天飞行器。采用尾部齐平的非对称全壁喷管，大大改善了发动机冷热态力矩差对飞行器操纵性的影响，机体/推进一体化耦合程度减弱，适用于导弹外形设计。

3)对于小尺度的吸气式高超声速飞行器，前体压缩面必须安装强制转捩装置，在保证进气道的流动是湍流条件下，防热性能比较好的后掠斜坡型涡流发生器适用于吸气式高超声速导弹。在强制转捩装置的设计方面，无论是在试验条件还是设计方法方面，我国还处于起步研究阶段，美国X-43A和X-51A飞行器通过开展大量的风洞试验和宝贵的飞行试验，所建立的强制转捩装置设计方法，值得我们借鉴。

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Tel: 010-68191238

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*Corresponding author. Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design

LUO Jinling1,*, LI Chao1， XU Jin2

1.BeijingAerospaceTechnologyInstitute,Beijing100074,China2.BeijingElectro-MechanicalEngineeringInstitute,Beijing100074,China

Airframe/propulsion integrated design is the key technology for hypersonic vehicles. The fore-body and the after-body of vehicles are not only aerodynamic surface, but also either the external-compression surface of engine inlet or the expansion surface of rear nozzle. Hence airframe/propulsion integrated design directly affects aerodynamic characteristics and performances of propulsion. In this paper, the main characteristics of hypersonic vehicle is introduced and crucial aerodynamics issues such as thrust matching with drag and lift-to-drag ratio, as well as maneuverability matching with stability etc., are reviewed. Through a comprehensive analysis of airframe/propulsion integrated design techniques, based on foreign typical hypersonic vehicles and aerodynamic design methods of critical components, the fore-body/inlet integration, after-body/nozzle integration and forced boundary-layer transition device etc., are summarized and some valuable inspirations are obtained. The conclusions could provide important references for the investigation of air-breathing hypersonic technology.

hypersonic vehicle; airframe/propulsion integrated design; fore-body/inlet; after-body/nozzle; forced transition device

2014-06-11； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-10-08； Published online： 2014-10-09 08:26

National Level Project

2014-06-11; 退修日期： 2014-09-12; 录用日期： 2014-10-08; 网络出版时间： 2014-10-09 08：26

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0226.html

国家级项目

Luo J L, Li C, Xu J. Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 39-48. 罗金玲, 李超， 徐锦．高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示[J]． 航空学报, 2015, 36(1): 39-48.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0226

V11

A

1000-6893(2015)01-0039-10

罗金玲 女， 博士， 研究员。主要研究方向： 飞行器设计。

*通讯作者.Tel.： 010-68191238 E-mail: 13601293188@139.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0226.html