雙向飛翼空天飛行器概念外形研究

劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥

(北京空天技術(shù)研究所,北京 100074)

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雙向飛翼空天飛行器概念外形研究

劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥*

(北京空天技術(shù)研究所,北京 100074)

空天飛行器飛行速域?qū)?，氣?dòng)外形需同時(shí)考慮起飛高升力與超/高超聲速高升阻比需求，給飛行器的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)帶來很大難度。雙向飛翼飛行器概念具有兩個(gè)互相垂直的對(duì)稱面，在亞聲速時(shí)以大展弦比模態(tài)飛行，可獲得足夠的升力，超/高超聲速時(shí)以小展弦比模態(tài)飛行，可盡量降低激波阻力，飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換的轉(zhuǎn)換通過機(jī)身旋轉(zhuǎn)90°實(shí)現(xiàn)，可能解決寬速域高升阻比設(shè)計(jì)矛盾。本文據(jù)此構(gòu)建了一種雙向飛行空天飛行器外形，并開展了CFD數(shù)值仿真。結(jié)果表明，與Sanger類常規(guī)布局的空天飛行器相比，雙向飛翼概念外形的亞聲速時(shí)最大升阻比為16，提升30%～50%；高超聲速段升阻比性能基本相當(dāng)，最大升阻比4，說明該外形是一種有潛力的空天往返飛行器方案。在此基礎(chǔ)上，從飛行器技術(shù)實(shí)現(xiàn)角度，系統(tǒng)梳理了雙向飛翼飛行器方案面臨的三大技術(shù)難點(diǎn)，并提出了可行的解決途徑或可能的攻關(guān)方向。針對(duì)飛行器縱向靜不穩(wěn)定度偏大問題，提出調(diào)整機(jī)身平面形狀和剖面形狀等，可使靜不穩(wěn)定度降低至10%以內(nèi)；針對(duì)飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制困難問題，創(chuàng)新性地提出了一種基于非對(duì)稱垂尾的控制方法，在飛行器兩個(gè)飛行模態(tài)下各安置一片垂尾，在提供了足夠的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制力矩的同時(shí)，改善了飛行器的橫航向穩(wěn)定性；針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)耦合設(shè)計(jì)問題，提出了一種新的渦輪和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立垂直布置的方法，降低了空天飛行器對(duì)組合動(dòng)力技術(shù)的依賴性，有助于雙向飛翼空天飛行器的早日實(shí)現(xiàn)。

雙向飛翼；空天飛行器；高升阻比；穩(wěn)定性；飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換

0 引 言

隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)體/推進(jìn)一體化技術(shù)的不斷發(fā)展，發(fā)展空天往返飛行器已經(jīng)成為當(dāng)前研究的熱點(diǎn)，是高超聲速技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的必然方向。該類飛行器要求具有盡可能高的亞/跨/超/高超聲速升阻比特性，兼顧起降段最大升力特性以及寬速域下的穩(wěn)定性、控制性，對(duì)飛行器的外形設(shè)計(jì)提出了新的挑戰(zhàn)。

對(duì)于需跨亞/跨/超/高超聲速飛行的空天飛行器而言，變后掠翼可能是解決高/低速條件下高升阻比外形需求矛盾問題的一種途徑，它可以顯著改善起降及高速飛行階段的氣動(dòng)性能；但變形過程將帶來飛行器壓心的急劇變化，增大了控制難度；同時(shí)，實(shí)現(xiàn)變后掠往往需要復(fù)雜的控制結(jié)構(gòu)，由此使得飛行器的需用容積和重量增加，考慮到空天飛行器對(duì)于結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比要求極為苛刻，變后掠翼可能并非空天飛行器的最佳方案。

“雙向飛翼”概念可能是解決飛行器寬速域氣動(dòng)特性需求矛盾的有效途徑，它最早由美國邁阿密大學(xué)查葛城教授提出[1]。其平面基本外形近似為菱形：亞聲速狀態(tài)下，飛行器以大翼展比姿態(tài)飛行，以保證足夠的升力；超聲速狀態(tài)下，飛行器以小翼展比姿態(tài)飛行，以降低激波阻力；高、低速飛行模態(tài)的轉(zhuǎn)換通過飛行器90°實(shí)現(xiàn)，如圖1所示。

圖1 “雙向飛翼”超聲速飛行器概念圖Fig.1 Supersonic bi-direction flying wing vehicle

概念提出后，國內(nèi)外對(duì)該布局形式進(jìn)行了一定研究[3-8]。Zha G C等[1]通過數(shù)值仿真給出了雙向飛翼超聲速客機(jī)的基本氣動(dòng)特性與音爆特征，指出雙向飛翼飛行器在亞/跨聲速均具有良好的氣動(dòng)特性和音爆特性。李占科[7]等人初步分析了雙向飛翼平面形狀和剖面形狀對(duì)激波阻力的影響，指出細(xì)長的平面幾何形狀對(duì)雙向飛翼大/小展弦比兩種飛行模態(tài)下的低阻力設(shè)計(jì)都非常有利。楊威對(duì)機(jī)身旋轉(zhuǎn)的飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換方案開展了非定常過程氣動(dòng)特性分析，指出當(dāng)旋轉(zhuǎn)角速度較小時(shí)，飛行器周圍流場的非定常效應(yīng)較弱，可以按準(zhǔn)定常過程處理。但上述研究多集中于概念層面，并且對(duì)實(shí)現(xiàn)空間裝載與氣動(dòng)性能的匹配設(shè)計(jì)、飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換等的研究相對(duì)薄弱；另一方面，研究主要集中于超聲速客機(jī)方面，對(duì)飛行空速域范圍更大、動(dòng)力系統(tǒng)復(fù)雜、氣動(dòng)熱環(huán)境嚴(yán)酷的空天飛行器的應(yīng)用研究較少。 本文結(jié)合水平起降高超聲速飛行器的總體裝載和動(dòng)力系統(tǒng)需求，構(gòu)建了基于雙向飛翼的飛行器概念外形，計(jì)算并驗(yàn)證了飛行器在寬速域條件下的升阻比特性。在此基礎(chǔ)上，從飛行器的技術(shù)實(shí)現(xiàn)角度出發(fā)，系統(tǒng)梳理了雙向飛翼飛行器面臨的技術(shù)難題，如亞聲速縱向靜不穩(wěn)定度過大、飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)難度大、飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合難度大等，通過分析給出解決途徑或攻關(guān)方向，其中創(chuàng)新性地提出了一種新型的非對(duì)稱垂尾控制方法和一種新型發(fā)動(dòng)機(jī)組合布置形式，為雙向飛翼空天飛行器的實(shí)用化提供技術(shù)支撐。

1 概念外形構(gòu)建

結(jié)合總體技術(shù)指標(biāo)需求，初步完成了飛行器的概念外形，如圖2所示。飛行器外輪廓尺寸為25 m×10.5 m×1 m。低速大展弦比外形，內(nèi)側(cè)前緣后掠角34°，外側(cè)機(jī)翼前緣后掠角13°，名義展弦比2.38；高速小展弦比外形，內(nèi)側(cè)前緣后掠角77°，外側(cè)機(jī)翼前緣后掠角56°，名義展弦比0.42。

飛行器的飛行軌跡示意如圖3所示。飛行器以大展弦比模態(tài)在馬赫數(shù)0.3起飛并加速至高亞聲速，在馬赫數(shù)0.8時(shí)完成飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換，并以小展弦比模態(tài)實(shí)現(xiàn)超/高超聲速飛行；此后減速降落，在馬赫數(shù)0.8時(shí)再一次飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換，以大展弦比模態(tài)降落。

圖2 雙向飛翼空天飛行器概念外形圖Fig.2 Bi-direction flying wing space shuttle concept

圖3 雙向飛翼空天飛行器飛行軌跡示意圖Fig.3 Trajectory of bi-direction flying wing vehicle

2 計(jì)算方法說明

本文主要借助數(shù)值仿真手段分析飛行器的基本氣動(dòng)特性。使用Fluent求解RANS方程組，求解器選擇為基于密度求解器、AUSM通量格式，湍流模型選擇為SSTk-ω模型，離散格式采用二階迎風(fēng)格式。計(jì)算采用的相關(guān)設(shè)置經(jīng)過亞跨聲速標(biāo)模DPW-V和高速風(fēng)洞驗(yàn)證[9-10]，如圖4所示，計(jì)算精度良好。

(a) DPW-V標(biāo)模阻力特性算例

(b) 高速標(biāo)模升阻比特性算例圖4 計(jì)算方法驗(yàn)證算例與驗(yàn)證精度說明Fig.4 Validation and accuracy of computing method

計(jì)算參考面積為飛行器法向投影面積114.2 m2，參考長度選擇低速大展弦比姿態(tài)下的機(jī)身長度10 m。

3 飛行器寬速域升阻比特性分析

圖5分別給出了飛行器在亞聲速(Ma=0.6)、超聲速(Ma=1.5)和高超聲速(Ma=6.0)時(shí)的升/阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線，其中亞聲速計(jì)算模型為大展弦比模態(tài)，超/高超聲速計(jì)算模型為小展弦比模態(tài)。

(a) 升力系數(shù)特性

(b) 阻力系數(shù)特性圖5 雙向飛翼空天飛行器寬速域升阻特性分析Fig.5 Aerodynamic characteristics of bi-directional flying wing vehicle

從升力系數(shù)特性對(duì)比圖中可以看出：同一攻角下，亞聲速升力系數(shù)約為高超聲速狀態(tài)下的7～10倍，而空天飛行器在高超聲速飛行時(shí)的動(dòng)壓大約是亞聲速時(shí)的5～10倍，意味著較常規(guī)飛行器而言，雙向飛翼布局的不同速域動(dòng)壓/攻角匹配設(shè)計(jì)裕度更大，適合寬速域飛行。

圖6給出的雙向飛翼飛行器升阻比特性隨升力系數(shù)的變化規(guī)律也證實(shí)了這一點(diǎn)。圖中，各速域下的設(shè)計(jì)點(diǎn)定義為滿足飛行器升重平衡點(diǎn)。可以看出，飛行器在各速域下設(shè)計(jì)點(diǎn)均位于飛行器最大升阻比位置附近，意味著雙向飛翼具有高的使用升阻比。

圖6 雙向飛翼空天飛行器設(shè)計(jì)點(diǎn)升阻比分析Fig.6 Lift-drag ratio of bi-directional flying wing vehicle at designed point

圖7給出了雙向飛翼空天飛行器在不同馬赫數(shù)下的最大升阻比，并與典型固定幾何飛行器Sanger進(jìn)行了對(duì)比[11]。從圖中可以明顯看出，兩種布局在高超聲速段的最大升阻比均為4左右，但雙向飛翼飛行器在亞聲速時(shí)最大升阻比可達(dá)20，較Sanger飛行器大1倍以上，具有一定優(yōu)勢。

圖7 雙向飛翼與固定幾何飛行器最大升阻比對(duì)比Fig.7 Comparison between bi-directional flying wing vehicle and convention aircraft

綜上所述，從分析結(jié)果來看，與常規(guī)固定翼面飛行器相比，雙向飛翼飛行器在亞/跨/超/高超聲速段均具有良好的升阻比特性，可能是一種有潛力的空天飛行器布局。

4 雙向飛翼布局技術(shù)難點(diǎn)分析

雙向飛翼布局通過飛行器旋轉(zhuǎn)90°實(shí)現(xiàn)不同速域下氣動(dòng)外形與性能需求間的匹配，與常規(guī)飛行器相比，設(shè)計(jì)理念截然不同：飛行器具有兩個(gè)互相垂直的對(duì)稱面，且質(zhì)心通常布置于機(jī)身正中央。雙對(duì)稱設(shè)計(jì)、強(qiáng)質(zhì)心約束、飛行過程中姿態(tài)轉(zhuǎn)換等特點(diǎn)給飛行器的外形設(shè)計(jì)帶來極大挑戰(zhàn)，制約了雙向飛翼布局的應(yīng)用。 下面針對(duì)影響雙向飛翼布局設(shè)計(jì)的三個(gè)關(guān)鍵難點(diǎn)：大展弦比模態(tài)縱向靜不穩(wěn)定度過大、飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)困難、飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合設(shè)計(jì)難度大等展開分析，提出可行的解決途徑。

4.1 大展弦比模態(tài)縱向靜穩(wěn)定度問題

雙向飛翼飛行器以大展弦比模態(tài)飛行時(shí)，可近似看成一段小后掠的梯形翼，根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)理論，低速時(shí)焦點(diǎn)位置大致位于25%弦長處，而此時(shí)質(zhì)心處于在50%弦長位置，如圖8所示。以機(jī)身為參考長度，飛行器的縱向靜不穩(wěn)定度可達(dá)25%，給飛行器的操穩(wěn)控制設(shè)計(jì)帶來極大困難[12-14]。

圖8 亞聲速飛行模態(tài)剖面焦點(diǎn)連線與質(zhì)心位置對(duì)比Fig.8 Comparison between sections′ aerodynamic center line and center of gravity at subsonic flying mode

通過研究，初步提出了兩種解決該問題的途徑：剖面形狀優(yōu)化及質(zhì)心位置隨動(dòng)調(diào)節(jié)。

剖面形狀設(shè)計(jì)需以焦點(diǎn)位置后移為主要優(yōu)化目標(biāo)，兼顧考慮飛行器的升阻比特性。

圖9給出了前期4種剖面形狀下飛行器的靜不穩(wěn)定度和升阻比特性。從圖中可以看出，改變剖面形狀確實(shí)可以改善飛行器的縱向靜不穩(wěn)定度，且采用較小的前緣鈍度可獲得相對(duì)更好的結(jié)果，以6th-wing4為基準(zhǔn)剖面構(gòu)建的雙向飛翼外形靜不穩(wěn)定度可降低至12%左右。

圖9 剖面形狀對(duì)飛行器靜不穩(wěn)定度和升阻比影響Fig.9 Influence of profile curve on portrait stabilization and lift-drag ratio

上述對(duì)剖面形狀的設(shè)計(jì)基于剖面左右對(duì)稱的假設(shè)。更激進(jìn)的，可采用非對(duì)稱剖面，僅維持機(jī)身平面形狀對(duì)稱，有可能獲得更好的縱向穩(wěn)定特性。

質(zhì)心位置隨動(dòng)調(diào)節(jié)方法則需借助機(jī)體內(nèi)部燃油調(diào)節(jié)，在大展弦比模態(tài)時(shí)使質(zhì)心位置相對(duì)前移，盡量減小飛行器焦點(diǎn)與質(zhì)心間的距離，如圖10所示。

圖10 雙向飛翼轉(zhuǎn)移燃油調(diào)節(jié)質(zhì)心方案示意Fig.10 Modifications of center of gravity by moving fuel tank

4.2 飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換問題

大展弦比姿態(tài)和小展弦比姿態(tài)之間的模態(tài)轉(zhuǎn)換是雙向飛翼飛行器的特有過程，如何實(shí)現(xiàn)飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的穩(wěn)定可控是必須解決的問題。Zha G C[1]等人建議借助阻力式方向舵的手段實(shí)現(xiàn)該過程，但對(duì)該過程并未開展細(xì)致分析。

本文針對(duì)飛翼布局航向中性穩(wěn)定的特點(diǎn)，提出了一種利用空氣舵面進(jìn)行飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換的新思路，在飛行器兩種飛行姿態(tài)下的尾部附近各配置一個(gè)可轉(zhuǎn)動(dòng)范圍極大的全動(dòng)垂尾，在高低速模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中提供偏航力矩。

正常飛行時(shí)，機(jī)身尾部附近垂尾起橫航向增穩(wěn)和控制作用，翼稍附近的垂尾沿順氣流方向布置，以盡量減小其對(duì)飛行器的附加阻力和非對(duì)稱氣動(dòng)力影響；飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，首先借助機(jī)身尾部垂尾進(jìn)行偏航控制，在偏航角度增大到一定數(shù)值后，兩片垂尾共同完成偏航控制，直至飛行器完成飛行模態(tài)轉(zhuǎn)變，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的操控如圖11所示。

圖11 雙向飛翼飛行器飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)原理示意圖Fig.11 Flying mode conversion of bi-directional flying wing

該方法不但可獲得飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的偏航力矩，還可在正常飛行過程中借助垂尾增加飛行器的橫航向穩(wěn)定性，極大地改善雙向飛翼飛行器的操穩(wěn)特性。 通過參考美國典型客機(jī)B-737和典型戰(zhàn)斗機(jī)F-16飛行器的垂尾設(shè)計(jì)[15]，圖12給出了初步構(gòu)建的帶非對(duì)稱垂尾的雙向飛翼飛行器外形。

圖12 帶垂尾雙向飛翼空天飛行器概念外形三視圖Fig.12 Different views of the vehicle concept with vertical tail

以低速大展弦比模態(tài)為參考，開展了馬赫數(shù)0.8、0°攻角下不同側(cè)滑角的定常狀態(tài)數(shù)值計(jì)算。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，兩片全動(dòng)舵面同時(shí)偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)規(guī)律如圖13所示。從圖中可以看出，隨飛行器側(cè)滑角增大，舵偏角度迅速增大，但對(duì)應(yīng)的舵面與氣流偏轉(zhuǎn)角度始終維持在±15°，分析認(rèn)為在該氣流夾角范圍內(nèi)，舵面具備控制能力。

圖13 飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中舵面偏轉(zhuǎn)示意Fig.13 Rudder deflection in flying mode conversion

圖14給出飛行器在飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中偏航力矩系數(shù)變化規(guī)律。從圖中可以看出，初步設(shè)計(jì)的舵面可以實(shí)現(xiàn)飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的穩(wěn)定可控。

圖14 機(jī)身偏航力矩變化及舵面控制能力圖Fig.14 Airframe yawing moment and the control limit of rudder in flying mode conversion

加裝非對(duì)稱垂尾后飛行器不再具有面對(duì)稱特征，以大展弦比姿態(tài)或小展弦比姿態(tài)飛行時(shí)，會(huì)產(chǎn)生非對(duì)稱偏航力矩，有必要分析飛行器非對(duì)稱舵面對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

針對(duì)圖12給出的飛行器外形，通過數(shù)值仿真，針對(duì)無攻角、無側(cè)滑狀態(tài)，開展了大展弦比模態(tài)和小展弦比模態(tài)帶舵面氣動(dòng)性能計(jì)算，分析了飛行器非對(duì)稱氣動(dòng)力矩大小及所需的配平舵偏角，結(jié)果如表1所示。

表1 非對(duì)稱舵面對(duì)偏航力矩影響及所需垂尾舵偏Table 1 Yaw moment caused by asymmetric vehicle tail and needed deflect angle

從表1中可以看出，飛行器在大展弦比模態(tài)和小展弦比模態(tài)下，非對(duì)稱偏航力矩均較小，所需的垂尾配平舵偏在1.5°以內(nèi)，對(duì)飛行器常規(guī)姿態(tài)飛行影響不大。 圖15給出了飛行器在典型工況下的表面壓力分布云圖，從圖中可以看出，加裝非對(duì)稱舵面后，由于舵面順氣流放置，其對(duì)飛行器流動(dòng)干擾較弱，飛行器表面壓力分布仍呈現(xiàn)近似對(duì)稱的特征，偏航力矩主要由非對(duì)稱舵面的阻力產(chǎn)生，量值較小。

4.3 飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合設(shè)計(jì)問題

目前空天飛行器的主要?jiǎng)恿π问绞墙M合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)，若將其安裝于雙向飛翼飛行器上，則必須要求發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)身相對(duì)旋轉(zhuǎn)，增加了飛行器系統(tǒng)的復(fù)雜性。如何實(shí)現(xiàn)飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的耦合設(shè)計(jì)是影響飛行器方案成立的關(guān)鍵因素。

(a) Ma=0.3

(b) Ma=0.8

(c) Ma=3.0 (d) Ma=6.0圖15 加裝舵面后飛行器上表面壓力系數(shù)云圖對(duì)比Fig.15 Pressure coefficient contours of upper surface at different Mach numbers

本文基于雙向飛翼的實(shí)際特點(diǎn)，提出了一種“發(fā)動(dòng)機(jī)組合”的方案：在飛行器相對(duì)垂直軸線上放置兩臺(tái)獨(dú)立發(fā)動(dòng)機(jī)，低速發(fā)動(dòng)機(jī)采用高性能渦輪或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，工作于大展弦比姿態(tài)；高速發(fā)動(dòng)機(jī)采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或RBCC，工作于小展弦比姿態(tài)。圖16給出了一種渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合的雙向飛翼飛行器概念外形。

圖16 適用于雙向飛翼的“發(fā)動(dòng)機(jī)組合”方案示意圖Fig.16 New idea of engine-combination for bi-directional flying wing vehicle

與發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)身相對(duì)旋轉(zhuǎn)模態(tài)的方式相比，該方案降低了空天飛行器對(duì)組合動(dòng)力技術(shù)發(fā)展的要求，有利于空天飛行器的早日實(shí)現(xiàn)，對(duì)雙向飛翼空天飛行器而言，可能是一種較好的動(dòng)力形式；然而考慮到該方案顯著改變了飛行器上表面外形，可能影響飛行器的寬速域氣動(dòng)特性，有必要針對(duì)雙向飛翼和進(jìn)排氣系統(tǒng)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)。

5 結(jié) 論

本文在總體基本指標(biāo)需求的前提下，完成了雙向飛翼空天飛行器的概念外形設(shè)計(jì)。數(shù)值仿真結(jié)果證實(shí)了雙向飛翼空天飛行器在寬速域條件下具有一致高升阻比特性，可能是一種有潛力的寬速域高超聲速飛行器布局形式。

在此基礎(chǔ)上，從實(shí)現(xiàn)雙向飛翼飛行器方案可行的角度出發(fā)，提出了飛行器設(shè)計(jì)面臨的三大技術(shù)難題，亦即大展弦比模態(tài)縱向靜不穩(wěn)定度偏大、飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換困難、飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合設(shè)計(jì)難度大，并有針對(duì)性的提出了可能的解決途徑：

1) 針對(duì)縱向靜不穩(wěn)定問題，提出了修改剖面形狀、甚至考慮非對(duì)稱剖面形狀的優(yōu)化手段和質(zhì)心位置調(diào)節(jié)的方法。

2) 針對(duì)飛行模態(tài)問題，提出了一種新型的基于非對(duì)稱舵面的飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制方法。在兩個(gè)飛行方向上布置全動(dòng)垂尾，不僅可實(shí)現(xiàn)雙向飛翼飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的穩(wěn)定可控，同時(shí)會(huì)改善飛行器航向穩(wěn)定性，且不會(huì)對(duì)常規(guī)飛行模態(tài)帶來太大的非對(duì)稱偏航力矩。

3) 針對(duì)飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合問題，提出了一種新型的“發(fā)動(dòng)機(jī)組合”的方案。在飛行器相對(duì)垂直軸線上放置兩臺(tái)獨(dú)立發(fā)動(dòng)機(jī)，低速發(fā)動(dòng)機(jī)工作于大展弦比姿態(tài)，高速發(fā)動(dòng)機(jī)工作于小展弦比姿態(tài)，降低了雙向飛翼空天飛行器對(duì)組合動(dòng)力技術(shù)的要求。

必須指出的是，當(dāng)前對(duì)雙向飛翼飛行器概念外形的研究仍處于起步階段，對(duì)布局設(shè)計(jì)問題的解決途徑僅僅停留在初步驗(yàn)證階段，有待后續(xù)進(jìn)一步深化研究。

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Research on bi-directional flying wing space shuttle configuration

LIU Xiaobin, XU Kezhe, ZHU Guoxiang*

(BeijingAerospaceTechnologyInstitute,Beijing100074,China)

The inconsistency between high-lift requirement at taking off and high lift-drag ratio requirement at supersonic/hypersonic flying often confuses aerospace shuttle designers.Bi-directional flying wing concept consists of a symmetric diamond planform.This wing flows with a high aspect ratio shape at subsonic speed, while changes its flying mode by rotating the aircraft 90° around vertical axis.It finally flows with a low aspect ratio shape at hypersonic speed.This concept is considered as a new way to overcome the design conflict between subsonic and hypersonic flight.By using the new concept, this paper constructed an aerospace shuttle.The CFD result shows that, compared with German TSTO vehicle, i.e., Sanger, the new concept aircraft has a 30%-50% higher lift-to-drag ratio at subsonic speed, reaching 16 while maintains a high lift-to-drag ratio at hypersonic speed, reaching 4.It has been indicated that bi-directional flying wing configuration is a potential option for space flight.Furthermore, three main problems have been pointed out in designing this new concept vehicle.These problems are longitudinal stability issue at subsonic speed, conversion disorders in changing flying model, and difficulties in coupling airframe and engine design, respectively.For each problem, one or more applicable solutions were proposed.Particularly, a new flying conversion mode was indicated by installing

two asymmetrical vertical fins at the tail the fuselage to provide enough control moment and improve lateral stability for the aircraft.In addition, a new power plant, i.e., the installment of individual orthogonal engines in different direction was proposed to reduce the requirements of combined power.These means may contribute to the realization of the bi-directional flying wing concept.

bi-directional flying wing; space shuttle; high lift-drag ratio; portrait stabilization; flying mode conversion

0258-1825(2017)03-0415-07

2017-01-12

2017-01-22

劉曉斌(1988-)，男，山東青島人，工程師，研究方向：飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E-mail：xiaobin0625@126.com

朱國祥*(1976-)，男，湖北武漢人，研究員，研究方向：飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E-mail: zhuguoxiang@163.com

劉曉斌, 徐柯哲, 朱國祥.雙向飛翼空天飛行器概念外形研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(3): 415-420, 443.

10.7638/kqdlxxb-2017.0021 LIU X B, XU K Z, ZHU G X.Research on bi-directional flying wing space shuttle confi-guration[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 415-420,443.

V411.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0021