超声速双翼机
——一种可能的低声爆构型

刘荣健 白 鹏

(中国航天空气动力技术研究院，北京100074)

自1947年10月14日耶格尔驾驶贝尔X-1突破音障，实现第一次载人超声速飞行以来，超声速飞行技术已经取得了巨大成就。A-12/SR-71成为第一种以马赫数3巡航飞行的实用飞行器。2004年11月16日，X-43A试验飞行器首次实现了约马赫数10的吸气式巡航飞行，标志着吸气式高超声速飞行取得了重大进展。相比航天和军用航空领域，民用航空领域的超声速飞行一直处于进展缓慢的状态，两种实用的超声速客机图-144和协和在短暂的辉煌之后已经退出了历史舞台(图1，图2)。究其原因就是当前超声速飞机很差的燃油效率导致的高运营成本以及超声速飞行所带来的声爆两大问题没有得到解决。而这两个问题背后的主要因素都是超声速飞行时产生的强激波。如何减弱超声速巡航飞行时的激波一直是空气动力学家的努力方向。

图1 超声速客机

图2 协和与图-144

1935年，在罗马召开的第五届雅尔塔会议上，普朗特的弟子，德国空气动力学家布兹曼 (Busemann)[1]首次提出了超声速双翼机的概念 (图 3)。其基本思想为利用平行放置的两个机翼产生的波系对消，达到减弱或完全消除超声速飞行时产生的强激波，进而大幅减小激波阻力的目的。由于当时人类尚未实现超声速飞行，因此该论文没有得到太多关注。在超声速飞行的早期，一些著名空气动力学家对这一概念进行了初步的理论研究和实验验证。由于超声速双翼机构型具有更小的阻力、更弱的声爆，进而具有更好的经济性和环境友好性，因此有望成为未来超声速运输机的可用形式。近年来，随着人们对超声速商业飞行的热切期盼，这一概念重新回到空气动力学家和航空工程师的视野中。纵观历史，超声速双翼机的研究历程可大致分为三个阶段：

第一阶段：1930s，概念提出阶段，布兹曼在理论研究的基础上提出了布兹曼双翼机的概念，但未获太多关注。

第二阶段：1940s–1950s，早期概念和试验研究阶段，一些著名流体力学专家，如莱特希尔(Lighthill)、费里(Ferri)[2]均对其进行过研究，费里在试验中观察到了壅塞和迟滞现象。我国流体力学家谈镐生[3]在1950年的报告中利用小扰动线性理论研究了三维布兹曼双翼。1955年，道格拉斯飞机公司的利歇尔(Licher)[4]进一步发展了布兹曼双翼机，提出利歇尔双翼机的概念。

第三阶段：2004年至今，日本东北大学的一些学者[5-14]在研究低声爆超声速运输机构型时重新重视了超声速双翼机的概念，开展了大量理论和试验研究，发表了多篇论文。之后，美国麻省理工学院、日本长冈技术大学、美国斯坦福大学以及以色列的一些学者，包括著名计算流体力学家詹姆森(Jameson)也进行了超声速双翼构型的研究[15-18]。2012年后，国内西北工业大学的叶正寅课题组、王正平课题组以及一些青年学者也开展了三维超声速双翼构型的机理研究及其在导弹减阻方面应用的研究[19-23]。西北工业大学的刘姝含等[24-25]将布兹曼双翼构型的适用范围拓展至高超声速领域。

图3 最早的布兹曼双翼构型[14]

1 超声速双翼机的原理

1.1 激波减弱效应

根据超声速线化理论，无黏、小攻角情况下平板翼型的升力和阻力系数可写为

式中α为攻角，M∞为来流马赫数。

考察由两个平板翼组成的双翼构型，忽略两个平板翼之间的干扰，如图4所示。由式(1)和式(2)易得：与单翼构型升力相等时，双翼构型的攻角为单翼构型的1/2。进而，双翼构型的阻力系数为单翼构型的 1/2(平板相对厚度为零，即由厚度导致的波阻忽略不计)。即，产生相同升力的情况下，双翼构型比单翼构型产生的激波大幅减弱了，进而减小了升致波阻。

图4 激波减弱效应[6]

1.2 激波消除效应

超声速双翼机真正的意义在于显著减小甚至消除由厚度产生的波阻。如图5所示，将传统的超声速菱形单翼从弦线分为相同的两半，再翻转对称放置，便形成了典型的布兹曼双翼构型。通过调节上下翼面的相对位置，使前缘产生的激波刚好打到另一侧机翼的肩点上，并与该处产生的膨胀波干涉，从而减弱(消除)激波。理论上，在设计马赫数下可以完全消除激波，而由厚度(容积)导致的波阻为零。

图5 布兹曼双翼构型的激波消除效应[19]

1.3 布兹曼双翼机的发展——利歇尔双翼机

上述的激波减弱效应为减小升致波阻，而激波消除效应为减小厚度导致的波阻，如果将两个效应结合起来将大幅减小超声速飞行时的阻力。1955年，道格拉斯飞机公司的利歇尔提出了结合上述两个效应的利歇尔双翼机概念[4]，如图6所示。

利歇尔双翼同时应用了平板双翼的激波减弱效应和布兹曼双翼的激波消除效应，研究结果表明，其波阻力为相同升力下平板翼型的2/3。

图6 利歇尔双翼构型原理[19]

2 超声速双翼机基本问题研究进展

2.1 非设计点特性

超声速双翼构型的一个特点是在设计点具有良好的气动特性，偏离设计点后性能会有很大变化[7]。如图7所示，偏离设计点后双翼构型内部的压力分布与设计点有很大不同，导致较大的波阻力。

图7 布兹曼双翼的设计点和非设计点工况[14]

图8对比了相同厚度的菱形单翼和布兹曼双翼构型的零升阻力[19]。该布兹曼双翼的设计点为马赫数2.5。图8显示，在设计点，布兹曼双翼构型的阻力系数最小，在马赫数0.5～1.9之间的区域，布兹曼双翼构型的阻力系数明显高于菱形单翼，马赫数1.9～3.0之间的区域里布兹曼双翼构型能够保持较低的波阻。

图8 布兹曼双翼和菱形单翼零升阻力特性对比[19]

超声速双翼的结构类似于超声速内压进气道。因此在非设计点工况，双翼构型会在较大马赫数范围内存在壅塞及相关的迟滞现象[6，8]。图9为一设计点为马赫数1.7的布兹曼双翼构型加速过程的压力云图[14]，可见壅塞问题是很严重的，壅塞时阻力大幅增加，气动特性急剧恶化。

图9 布兹曼双翼构型加速过程压力云图[14]

与超声速进气道类似，超声速双翼构型减速过程的流场往往与加速过程不重合，存在迟滞现象，如图10所示。

图10 布兹曼双翼构型的迟滞现象[14]

为解决壅塞及相关的迟滞现象，日本JAXA和东北大学的楠瀬、松岛等研究了喉部变形、机翼富勒延展、前后缘可动等一系列措施 (图 11)[7，14]。与超声速进气道启动问题类似，这些措施都是通过改变气流入口与喉部的面积比，进而改善壅塞及迟滞问题的。

从图12可以发现，采用变形措施后，布兹曼双翼的非设计点性能被大幅改善了，在宽马赫数范围均能保持低于菱形单翼的波阻力系数。在实际应用中，由于飞机要经历起飞、加速、巡航、减速、降落等过程，布兹曼双翼构型需要在多个设计点工作良好，尤其低速起降状态。因此，加装前后缘襟翼的布兹曼双翼更具工程应用价值，可以通过参数优化使其满足各典型状态的性能要求，如图13所示。

图11 一些变形措施[14]

图12 变形措施采用后的阻力特性对比[14]

图13 加装前后缘襟翼的布兹曼双翼[14]

国内，西北工业大学的华如豪等提出了与上述概念类似的可变形双翼概念[19]，如图14所示。而西北工业大学的朱宝柱等提出了上下双翼错动概念[22]，如图15所示。

图14 可变形双翼概念[19]

图15 前后错动双翼概念[22]

2.2 三维问题

以上研究的都是超声速双翼机的二维问题，即翼型问题。而实际飞行器都是有限翼展的三维实体，因此，研究三维超声速双翼构型的气动特性，设计真正的可用构型显得尤为重要。日本东北大学的丸山等系统研究了以梯形翼为代表的三维布兹曼双翼的稍根比、后掠角等机翼平面形状等对气动性能的影响，并针对翼稍高压气体泄露问题设计了翼稍端板[11，14]。如图16所示，最终优化的外形在设计点无黏升阻比达到了19.6，有黏升阻比达到了9.5，远高于现有的超声速飞行器。

图16 优化后的三维布兹曼双翼及其阻力特性[14]

在上述研究的基础上，日本东北大学课题组继续研究了机身和三维布兹曼双翼的干扰问题。研究发现，通过合理调整双翼位置，使其位于机身产生的膨胀波区域，所产生的有利干扰可使其设计点和非设计点性能较单独双翼构型进一步提升，且可以大幅改善壅塞特性[14]，如图17所示。

图17 布兹曼双翼与机体干扰特性研究[14]

如图18所示，西北工业大学的华如豪等[19]设计了平面形状为三角形的布兹曼双翼，并将其应用到超声速导弹上，使巡航状态下的波阻减小了42%。在此基础上改进设计的利歇尔双翼使得导弹巡航升阻比提高了22%。

图18 三角形布兹曼双翼[19]

以色列学者Igra等[18]研究了环形的布兹曼双翼构型，如图19所示，重点关注了半径对阻力的影响，非设计点性能和湍流对性能的影响。研究结果表明环形布兹曼双翼性能低于二维布兹曼双翼，但阻力明显低于单翼构型。阻力系数随半径与弦长之比R/c增加而减小。湍流情况下，布兹曼环形双翼构型的阻力仍然大幅低于单独机翼。

图19 环形布兹曼双翼[18]

3 超声速双翼机的工程应用

由于超声速双翼构型具有更小的阻力、更弱的声爆，进而具有更好的经济性和环境友好性，因此有望成为未来超声速运输机的可用形式。在超声速双翼机从原理向工程转化方面，日本和美国走在了前列。

2003年，波音公司在一篇报告中全面展示了其参与DARPA超声速静音平台项目所研究的各种方案，其中包括一种超声速双翼机[26]，如图20所示。

图20 波音公司的超声速双翼机方案[26]

2008年，日本东北大学的楠瀬课题组提出了基于超声速双翼构型的超声速旅客机方案。如图21所示，整机采用超声速双翼飞翼布局，四台发动机融合在双翼结构中。客舱在机体顶部，与机翼融为一体，双垂尾保证超声速飞行时的稳定性。该方案可将当前东京到纽约的飞行时间减少一半。

图21 日本东北大学的布兹曼双翼超声速旅客机方案

2009年，美国Ohio大学与NASA合作，共同提出了基于超声速双翼的鸭式布局小型超声速客机“旗鱼”，该方案的声爆强度小于70 dB，远低于现有超声速飞机 (图22)[27]。

图22 “旗鱼”超声速客机方案

2014年，长冈技术大学的山崎等提出了载客200人的超声速旅客机方案，机身长度62 m，巡航马赫数1.7，巡航高度18000 m，综合应用了超声速双翼和双机身构型，如图23所示。研究表明，相同容积和机身长度下，双机身构型可以有效减小波阻。以最大巡航升阻比和声爆向地面传播的压力峰值为综合优化对象，对基础构型进行优化设计，最终得到的优化外形比基础构型提高了23.5%的巡航升阻比，减小了8.2%的地面声爆压力峰值。研究表明，“膨胀-压缩-膨胀”的波系结构可以明显减弱传导向地面的噪声[16-17]。

图23 长冈技术大学布兹曼双翼机的应用研究[16-17]

通过以上叙述可知，尽管当前一些研究机构已经开展了超声速双翼机的工程应用研究，但方案大多停留在纸面上，概念从理论走向工程实际还有很长的路要走。

4 展望

作为一种潜在的低阻低声爆超声速巡航构型，超声速双翼机具有广阔的发展前景。展望未来，通过现代计算流体动力学方法结合数值优化方法可以方便地对超声速双翼机构型进行气动性能评估、噪声预测、优化设计。可以通过多学科多目标优化设计方法或反设计方法得到综合高升阻比、低阻力、低声爆的超声速双翼布局。当前，对超声速双翼机的试验研究报道不多，且主要停留在机理研究阶段，图24展示了日本东北大学在超声速风洞和弹道靶中对布兹曼双翼机的一些机理性试验研究[9，12]。下一步，需要对优化的外形在地面设备中进行气动力试验评估。对于声爆的评估，当前主要依靠数值手段，进一步的研究需要采用麦克风阵列进行试验评估。

图24 布兹曼双翼机的实验研究[9，12]

当前的文献资料中，还没有对超声速双翼机飞行力学特性以及飞行控制问题研究的报道，对于工程实用化的飞行器，飞行力学和飞行控制乃是重中之重，尤其加速/减速等变模态飞行时的动力学特性与控制问题，这些也应当是下一步研究工作的重点。楠瀬等在研究中发现，从亚声速到超声速，布兹曼双翼的气动中心(焦点)并不像传统机翼一样由约25%移动到约50%弦长，而是一直维持在25%～27%之间，预示了良好的操稳特性[14]。除加减速外，一些常见的机动过程，如滚转、偏航过程中双翼机构型性能的鲁棒性也是亟待研究的。当前研究结果表明，壅塞、迟滞等现象可以通过诸如采用前后缘襟翼、机翼变形、前后错动等方式解决。从工程角度来看，前后缘襟翼方案最为实用，且前后缘襟翼在起降阶段可以较好地改善飞行器的低速性能。当前研究中，主要关注超声速双翼构型的超声速性能，而真实的飞行器需要经历从速度零、高度零加速、爬升至巡航高度进行超声速巡航，以及减速、下降、着陆等整个历程。研究表明，目前的超声速双翼构型的低速失速迎角在20度左右，下一步的研究中需要综合优化包括低速起降、爬升、超声速巡航等各阶段的性能。

对于吸气式超声速巡航飞行器，其进气道与机体一体化设计也应该为研究重点，好的一体化设计能在提高气动性能的同时减轻结构重量，提高有效载荷。当前的文献中还未见相关研究报道。已有方案中，日本东北大学的超声速旅客机进气道设计方案较为理想。

当前公开的文献报道中，研究重点主要集中于超声速双翼机的超声速减阻问题。然而，当前的研究结果表明，采用超声速双翼机原理的飞行器虽然波阻较低，升阻比较高，但其升力系数普遍偏低，提高可用升力系数是下一步研究的重点。由于激波的消除效应，超声速双翼机表现出了优异的低声爆特性，但当前研究大多集中于满足气动性能后的声爆评估，对于控制声爆的主动设计报道较少。值得一提的是，研究人员发现，双翼构型可以通过合理设置，将激波反射至天空，从而减小向地面传播的激波强度，进而大幅减弱声爆[6]，如图25所示，但代价是降低了升力。因此需要综合考虑升力、阻力、声爆等因素进行设计折中。另外，双翼的采用大幅增加了飞行器的浸润面积，在降低波阻的同时增加了摩擦阻力，需要对各种阻力进行综合优化，以实现总阻力最低。

图25 激波反射效应[6]

对于新概念飞行器来说，进行缩比模型飞行试验是综合研究气动性能、飞控特性、降低研制风险的重要手段，工程化过程中可建造缩比超声速双翼机进行模型试飞验证。此外，超声速双翼机是尖前缘飞行器，对于长时间巡航飞行，需要考虑其前缘热防护问题。

总体来说，超声速双翼机构型已被研究证实为一种有潜力的低波阻、低声爆构型，有望成为未来超声速巡航飞机的实用构型。但当前的研究主要集中在理论、概念阶段，工程化还有很长的路要走。虽然存在很多问题，许多工作亟待开展，超声速双翼机概念仍然给人们带来了超声速飞行的新希望，是一种可能出现在未来天空中的低波阻、低声爆构型。