一種未來大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)氣動(dòng)方案

向先宏，錢戰(zhàn)森，李雪飛，李春鵬

(1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽 110034；2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034)

0 引 言

2011年7月21日5時(shí)，隨著美國“亞特蘭蒂斯號”航天飛機(jī)順利降落在肯尼迪航天中心，運(yùn)行長達(dá)30年之久的航天飛機(jī)時(shí)代就此終結(jié)。這類大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)被迫退出歷史舞臺(tái)引發(fā)了世界各國航空航天學(xué)者的大量反思，并積極尋找各種替代方案，例如各種新型單級、雙級，甚至三級入軌的研究計(jì)劃——美國5噸級近地軌道載人往返系統(tǒng)、XS-1試驗(yàn)性空天運(yùn)載器項(xiàng)目、俄羅斯新一代載人飛船“羅斯號”、已于2015年2月成功試飛的歐空局首艘可天地往返航天飛行器IXV、計(jì)劃于2020年左右進(jìn)行首次飛行試驗(yàn)的“云霄塔”(SKYLON)、SpaceX公司的可回收火箭計(jì)劃等[1-12]，都無不迸發(fā)出人類對征服空天和宇宙的渴求。分析美國航天飛機(jī)退役的原因，其昂貴的單位載荷運(yùn)輸成本是導(dǎo)致其生存失敗的主要因素(考慮發(fā)射前后的維護(hù)維修等成本，每次飛行需至少花費(fèi)15億美元，大大超出預(yù)期)，因此如何降低該類天地往返系統(tǒng)平臺(tái)的運(yùn)行成本已成為其未來發(fā)展的關(guān)鍵。

氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)作為飛行器研發(fā)的“先行官”，直接決定著飛行器的整體氣動(dòng)效率和使用成本，需予以首要考慮和重點(diǎn)突破。對于未來可直接水平起降、重復(fù)使用的大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)(運(yùn)載能力需超過上一代航天飛機(jī))，其氣動(dòng)布局涵蓋了從低/亞/跨/超/高超到極高超聲速、馬赫數(shù)從0到20+、飛行高度從0至100+ km、穿越空域從對流層/平流層到臨近空間高層大氣的典型氣動(dòng)問題，所涉及的寬速域、大空域范圍內(nèi)的氣動(dòng)力特性和氣動(dòng)熱防護(hù)匹配等問題均非常復(fù)雜。同時(shí)結(jié)合該類飛行器所需采用的渦輪/沖壓/火箭發(fā)動(dòng)機(jī)多動(dòng)力組合推進(jìn)系統(tǒng)以及考慮整個(gè)飛行走廊內(nèi)的操穩(wěn)和飛行軌跡優(yōu)化等因素，對其整體氣動(dòng)布局研究提出了相當(dāng)高的挑戰(zhàn)，需要采用使用范圍更加寬廣的新型氣動(dòng)布局綜合設(shè)計(jì)體系與之相適應(yīng)。因此，亟需在現(xiàn)有研究成果的基礎(chǔ)之上結(jié)合未來相關(guān)技術(shù)的發(fā)展水平開展新型氣動(dòng)方案探索研究。

1 未來空天飛行器氣動(dòng)方案分析探索研究

1.1 現(xiàn)有氣動(dòng)方案存在的主要問題分析與思考

航天飛機(jī)作為已有的大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)飛行器的典型代表，盡管已退出歷史舞臺(tái)，但仍為人類探索空天和宇宙留下了大量寶貴財(cái)富。通過分析，其氣動(dòng)方案主要存在以下幾方面問題。

1)在能量運(yùn)行本質(zhì)上存在著無法回避的缺陷

從能量角度來看，目前常規(guī)空天飛行器整體布局方案以及與之相適應(yīng)的整個(gè)飛行軌跡方式所帶來的能量轉(zhuǎn)換和運(yùn)行過程始終存在著難以回避的缺陷。例如，其在起飛爬升至入軌階段的過程中通過消耗大量燃料化學(xué)能才得以轉(zhuǎn)化為所期望的飛行高度勢能和極高超飛行馬赫數(shù)的動(dòng)能，在再入返回階段卻需要被迫以摩擦氣動(dòng)加熱和熱輻射等方式盡快耗散浪費(fèi)掉。以航天飛機(jī)為例(見表1)，其燃料消耗占到了發(fā)射總重量的85%以上(約1780 t)。因此，是否存在其它更好的方式對這一能量轉(zhuǎn)化過程和轉(zhuǎn)化速率加以控制，甚至合理利用？即除了從提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖效率外，可否進(jìn)一步考慮從能量回收利用等角度降低成本?

表1 美國航天飛機(jī)主要參數(shù)Table 1 Main parameters of American space shuttle

2)所配備的熱防護(hù)系統(tǒng)付出的代價(jià)太大

由于返回再入過程中的嚴(yán)重氣動(dòng)加熱問題，整個(gè)飛行器需采用與之相匹配的能扛住極高熱流峰值的氣動(dòng)布局外形、隔/防熱結(jié)構(gòu)以及相關(guān)控制系統(tǒng)。該隔/防熱系統(tǒng)一方面直接帶來了設(shè)計(jì)、生產(chǎn)制造以及維護(hù)保養(yǎng)等成本的增加。例如航天飛機(jī)防熱瓦，由于容易脫落，所以必須精心安裝，1架航天飛機(jī)需使用31000 t防熱瓦，總重量達(dá)到7.1 t，占到航天飛機(jī)軌道器結(jié)構(gòu)總重量(68 t)的10.4%，從而進(jìn)一步降低了其有效載荷。另一方面，復(fù)雜的隔熱/防熱結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)也帶來了更大的再入安全風(fēng)險(xiǎn)和隱患(例如“哥倫比亞”號航天飛機(jī)的解體墜毀事故)。此外，基于極高溫?zé)岱雷o(hù)以及快速被動(dòng)減速等多方面因素考慮，其氣動(dòng)布局需采用更為苛刻的鈍化處理和特殊外形(高阻低升)，從而限制了其低速氣動(dòng)特性的提高。這種氣動(dòng)力性能需求與氣動(dòng)熱防護(hù)之間的相互匹配等難題嚴(yán)重制約了未來大型天地往返空天飛行器的研制和發(fā)展。因此，值得我們?nèi)ニ伎际欠窨梢酝ㄟ^采用適當(dāng)放寬熱防護(hù)的方式去開展新型氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)研究。

3)多采用垂直發(fā)射方式，成本過高，同時(shí)受環(huán)境因素制約嚴(yán)重

仍以航天飛機(jī)為例，由于采用垂直發(fā)射方式，因而無法利用高升阻比布局氣動(dòng)效率優(yōu)勢降低對發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需求。同時(shí)，由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)受工作時(shí)間的限制，需直接利用大推力和大過載盡快完成加速以達(dá)到所需速度。這種超大推力和過載加速度所帶來的發(fā)射劇烈振動(dòng)以及對結(jié)構(gòu)的影響，使得每次飛行完成后都需要花費(fèi)大量時(shí)間對飛行器加以檢修，導(dǎo)致運(yùn)行成本異常昂貴。

此外，盡管火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有推力大、推重比高等優(yōu)點(diǎn)，但由于其比沖較低，因此需耗費(fèi)更多燃料，有效載荷占比進(jìn)一步下降。例如從表1可知，航天飛機(jī)有效載荷僅占其2000 t起飛總重量的1.5%左右。同時(shí)，由于垂直發(fā)射需要配置與之相關(guān)的發(fā)射系統(tǒng)平臺(tái)，整個(gè)成本進(jìn)一步上升，而整個(gè)發(fā)射窗口也受到天氣環(huán)境等因素的顯著制約。另外，火箭動(dòng)力在發(fā)射過程中如遇到緊急情況不能中途終止任務(wù)也帶來了額外的安全隱患(例如“挑戰(zhàn)者”號航天飛機(jī)的發(fā)射事故)。因此，未來大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)采用可重復(fù)使用、水平起降的方式具有一定優(yōu)勢，同時(shí)在較低馬赫數(shù)和較為稠密的大氣層內(nèi)采用更高比沖的渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力模式，亦可顯著降低運(yùn)行成本。

1.2 可能的新型設(shè)計(jì)理念和氣動(dòng)方案分析

根據(jù)上述分析思考，針對現(xiàn)有航天飛機(jī)方案所存在的主要問題，可集中考慮從如何提高全速域氣動(dòng)性能、降低熱防護(hù)需求代價(jià)以及提高整個(gè)飛行過程中燃料化學(xué)能、飛行器動(dòng)能、勢能、氣動(dòng)加熱的熱能等能量轉(zhuǎn)化和運(yùn)行效率入手，探索新型氣動(dòng)設(shè)計(jì)理念和方案。圖1為一種可能的氣動(dòng)方案主要分析邏輯，具體包括以下幾方面。

圖1 未來新型空天飛行器氣動(dòng)方案分析Fig.1 Aerodynamic scheme analysis of innovative aerospace vehicle in future

1)基于放寬氣動(dòng)熱防護(hù)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

飛行器氣動(dòng)加熱的最大熱流區(qū)域主要位于頭部和機(jī)翼前緣等區(qū)域，且與鈍化半徑直接相關(guān)。為了降低最大熱流分值，通常采用大的鈍化半徑，從而導(dǎo)致阻力過大，難以利用高升阻比氣動(dòng)特性獲得升重平衡并降低對發(fā)動(dòng)機(jī)推力要求。因此，在通過其它方式降低氣動(dòng)熱防護(hù)需求的前提下，可采用基于放寬氣動(dòng)熱防護(hù)開展氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，減小鈍化半徑，提升全飛行包線內(nèi)的氣動(dòng)力性能。

2)全速域變體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

采用全速域變體空天飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)可兼顧低/亞/跨/超/高超到極高超聲速氣動(dòng)特性，通過對全機(jī)后掠角、升力面面積等進(jìn)行變體控制可獲得高性能的寬速域氣動(dòng)力性能。例如起降高升力、加速爬升階段高升阻比、再入返回高升高阻等，均可有效提高空天飛行器外流氣動(dòng)效率并拓展其飛行高度包線范圍。目前國內(nèi)外已在較窄的速域范圍內(nèi)開展了較多的寬速域氣動(dòng)布局和變體布局研究，例如以常規(guī)超聲速布局和乘波體為基礎(chǔ)的寬速域飛行器氣動(dòng)布局研究等[13-14]。變體飛機(jī)氣動(dòng)布局方面則以機(jī)翼旋轉(zhuǎn)、折疊、伸縮，甚至智能可變形等[15]為主。

3)全速域組合動(dòng)力系統(tǒng)/機(jī)體一體化設(shè)計(jì)

采用渦輪/沖壓/火箭發(fā)動(dòng)機(jī)三動(dòng)力組合的全速域推進(jìn)系統(tǒng)相比航天飛機(jī)單純采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可有效提高比沖和燃料能量的利用效率(飛行器內(nèi)流整體氣動(dòng)效率)。此外，由于渦輪和沖壓工況需利用進(jìn)氣道從大氣中吸取氧化劑，因此，其在吸氣式條件下推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)直接影響著飛行器在超/高超聲速范圍內(nèi)的內(nèi)外流整體氣動(dòng)性能，目前已成為制約高超聲速飛行器氣動(dòng)性能提高的關(guān)鍵瓶頸技術(shù)。國內(nèi)外學(xué)者已開展了大量研究工作[16-17]，例如采用各類新型高超聲速機(jī)體氣動(dòng)布局和進(jìn)氣道開展機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)等[18-21]。

4)加速爬升階段采用基于動(dòng)能轉(zhuǎn)化為勢能的飛行軌跡控制

針對吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)，飛行器緩慢加速爬升時(shí)在馬赫數(shù)8+、飛行高度40～60 km的層流/湍流轉(zhuǎn)捩區(qū)域包線內(nèi)長時(shí)間氣動(dòng)加熱以及嚴(yán)峻熱防護(hù)等問題，可采用特殊的飛行軌跡控制：在飛行器加速到馬赫數(shù)8左右，增加爬升航跡角，此時(shí)由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力難以匹配阻力和重力，從而緩慢減速，但飛行高度快速增加，即利用飛行動(dòng)能轉(zhuǎn)化為勢能的方式快速穿越該空域，降低對飛行器頭部及機(jī)翼前緣等部位的熱防護(hù)需求。

5)再入階段在稠密大氣層邊緣采用“跳躍式”盤旋減速飛行方式

由于引入全速域變體設(shè)計(jì)技術(shù)，在再入階段可獲得較高的升力，使得在稀薄大氣層區(qū)域內(nèi)實(shí)施“跳躍式”盤旋減速成為可能。通過該飛行方式對其高動(dòng)能和高勢能逐步加以耗散，亦可降低進(jìn)入大氣層主要?dú)鈩?dòng)加熱區(qū)域的飛行馬赫數(shù)，從而有效降低最大熱流峰值，與基于放寬氣動(dòng)熱防護(hù)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)相呼應(yīng)。

6)氣動(dòng)熱能回收利用

由于再入段“跳躍式”盤旋減速飛行軌跡控制能有效延長再入飛行時(shí)間，飛行器的高動(dòng)能/勢能轉(zhuǎn)化為氣動(dòng)熱能的速率顯著下降，從而為熱能回收利用創(chuàng)造了較好的先決條件。例如未來熱電轉(zhuǎn)換以及等離子體吸氣式電推進(jìn)等技術(shù)的快速發(fā)展等[22-23]。

2 氣動(dòng)布局方案概念設(shè)計(jì)

2.1 整體氣動(dòng)方案

綜合上述分析結(jié)果和設(shè)計(jì)思想，探索獲得一種低運(yùn)行成本、可重復(fù)使用、水平起降的大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)概念設(shè)計(jì)方案(Larger affordable and reusable space transportation system，LAR-STS)。其整體氣動(dòng)布局初始外形如圖2所示。

圖2 LARSTS概念設(shè)計(jì)方案示意圖(初始外形)Fig.2 Sketch map of LARSTS (Initial configuration)

LARSTS整體機(jī)身和尾翼布局等主要采用常規(guī)方式，機(jī)翼采用寬速域乘波翼設(shè)計(jì)，同時(shí)放寬氣動(dòng)熱防護(hù)布局設(shè)計(jì)，有效降低阻力和提高全速域升阻比氣動(dòng)性能。具體外形尺寸主要基于現(xiàn)有常規(guī)機(jī)場的起降能力和美國航天飛機(jī)參數(shù)(見表1)等進(jìn)行預(yù)估給定。其中，機(jī)體長71.6 m，寬32.6～87.7 m(全速域變體，飛行器展長隨之變化，起降過程參考A380限定為80 m)，高17.6 m。

LARSTS變體方式將主要采用機(jī)翼繞固定軸旋轉(zhuǎn)，其中，轉(zhuǎn)軸與水平面夾角約為87°。另外，機(jī)翼將利用嵌套結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想，在旋轉(zhuǎn)機(jī)翼時(shí)能拉伸出所覆蓋的面積，并保證具有一定結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。該變體思想不僅能有效改變機(jī)翼的后掠角，也能有效改變整個(gè)飛行器的升力面和翼載荷大小。此外，LARSTS采用四臺(tái)全速域渦輪/沖壓/火箭三動(dòng)力組合發(fā)動(dòng)機(jī)，在全速域范圍內(nèi)進(jìn)氣系統(tǒng)也將根據(jù)飛行速度對進(jìn)氣道外壓縮唇板和內(nèi)型面進(jìn)行旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，改變其進(jìn)氣入口面積和內(nèi)收縮比等參數(shù)，以確保組合發(fā)動(dòng)機(jī)在低/亞/跨/超/高超聲速范圍內(nèi)均可正常工作。

2.2 不同速域變體氣動(dòng)方案

2.2.1起飛階段

起降階段由于需要大的升力系數(shù)，將機(jī)翼內(nèi)嵌部分逐漸向外旋轉(zhuǎn)45°，增加機(jī)翼面積的同時(shí)，減小后掠角，有效提高升力和升阻比。該部分機(jī)翼結(jié)構(gòu)需具備較高的強(qiáng)度，以匹配其所承受的較高翼載荷。此外，進(jìn)氣道入口全開，內(nèi)型面隨之調(diào)節(jié)，確保獲得合適的內(nèi)收縮比，為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提供所需氣流，提供足夠推力順利完成起飛。圖3為LARSTS水平起降階段變體示意圖(俯視)。其中(橙色型面為進(jìn)氣道唇口外壓縮部分；銀灰色型面為主機(jī)體；紫紅色為機(jī)翼內(nèi)嵌套結(jié)構(gòu)往外旋轉(zhuǎn)張開的部分；藍(lán)色型面為垂尾和平尾主要操作舵面。后同。)

圖3 LARSTS水平起降階段變體示意圖(機(jī)翼前緣外轉(zhuǎn)45°)Fig.3 Sketch map of the morphing scheme of LARSTS in low speed range (Leading edge of wing externally rotating 45°)

2.2.2加速爬升

完成起飛后，在加速階段，隨著馬赫數(shù)的逐漸增加，為減小阻力，提高升阻比，逐漸將機(jī)翼旋轉(zhuǎn)收回。例如在亞聲速階段將機(jī)翼旋轉(zhuǎn)至30°左右的外轉(zhuǎn)位置(見圖4)，在滿足升/重匹配的前提下，確保阻力最小，氣動(dòng)力效率最優(yōu)，盡快加速爬升。

圖4 LARSTS亞聲速飛行變體示意圖(機(jī)翼前緣外轉(zhuǎn)30°)Fig.4 Morphing scheme of LARSTS in subsonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 30°)

在超聲速加速階段，機(jī)翼繼續(xù)旋轉(zhuǎn)收回。與亞聲速階段類似，在升重匹配的前體下，按照最大升阻比軌跡加速爬升。圖5為飛行馬赫數(shù)2.0左右機(jī)翼旋轉(zhuǎn)收回至外轉(zhuǎn)15°位置時(shí)的示意圖。此時(shí)飛行器前緣后掠角逐漸增大，對激波阻力和氣動(dòng)加熱等問題進(jìn)行有效控制。

圖5 LARSTS超聲速飛行變體示意圖(機(jī)翼前緣外轉(zhuǎn)15°)Fig.5 Morphing scheme of LARSTS in supersonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 15°)

隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)提高，機(jī)翼按照最大升阻比優(yōu)化軌跡繼續(xù)往回旋轉(zhuǎn)。同時(shí)，進(jìn)氣道外壓縮段唇板也將隨馬赫數(shù)的增加而逐漸旋轉(zhuǎn)關(guān)閉，確保飛機(jī)頭部壓縮激波恰好打到唇板位置，獲得最優(yōu)的內(nèi)外流場品質(zhì)。圖6為不同飛行馬赫數(shù)下進(jìn)氣道外壓縮唇板的轉(zhuǎn)動(dòng)位置。達(dá)到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)上限后唇板完全關(guān)閉形成光滑氣動(dòng)型面，利于接下來由火箭模態(tài)接力繼續(xù)爬升飛行。

圖6 LARSTS高超聲速飛行變體(進(jìn)氣道唇板逐漸收回)Fig.6 Morphing scheme of LARSTS in hypersonic speed range (Inlet lip position reback gradually)

2.2.3入軌

經(jīng)過三動(dòng)力組合發(fā)動(dòng)機(jī)火箭模態(tài)的持續(xù)工作，LARSTS逐漸達(dá)到預(yù)定軌道高度和速度，四臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作，隨后將通過小型姿態(tài)調(diào)節(jié)火箭加以控制并完成入軌。

2.2.4再入返回

LARSTS完成任務(wù)后，在再入返回前將首先實(shí)施變體，變體后的外形示意圖如圖7所示。主要通過轉(zhuǎn)動(dòng)嵌套機(jī)翼結(jié)構(gòu)，同時(shí)從嵌套機(jī)翼中拉伸出耐高溫柔性翼面結(jié)構(gòu)，并交替布置完成氣動(dòng)型面合圍。配合轉(zhuǎn)軸與水平面所成的夾角可圍成174°大鈍角的類圓錐面特殊外形，在氣動(dòng)載荷彈性變形后錐角減小，增強(qiáng)飛行靜穩(wěn)定性。此外，兩邊的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)在機(jī)頭前方采用高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)相連形成有機(jī)整體，進(jìn)一步提高其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，同時(shí)獲得最大升力面積。

圖7 LARSTS再入階段機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置示意圖Fig.7 Morphing scheme of LARSTS in reentry condition

待完成上述變體布置后，通過小型姿態(tài)調(diào)節(jié)火箭控制LARSTS降低飛行高度，并調(diào)整好迎角姿態(tài)(30°左右)。由于巨大的升力面積，LARSTS在很高的高度即可達(dá)到“升力+離心力”與重力的平衡(簡稱升重平衡，后同)。例如當(dāng)氣動(dòng)加熱使得機(jī)體結(jié)構(gòu)熱容接近飽和時(shí)，LARSTS將“跳躍”爬升高度，降低氣動(dòng)熱載荷和最大熱流峰值，同時(shí)熱電轉(zhuǎn)換系統(tǒng)繼續(xù)將部分氣動(dòng)熱能轉(zhuǎn)化為電能。由于跳躍和下降周期較長，該過程可足夠機(jī)體總熱量耗散，并獲得新的蓄熱能力。此時(shí)LARSTS可繼續(xù)下降沖入稠密大氣層中利用氣動(dòng)阻力減速，如此反復(fù)幾個(gè)周期，速度和高度逐漸下降，LARSTS再入總動(dòng)能和勢能逐漸耗散掉，并部分轉(zhuǎn)化為電能回收。隨著高度下降，動(dòng)壓逐漸增加，過大的翼載會(huì)對LARSTS的大錐面氣動(dòng)結(jié)構(gòu)造成損傷，因此，在最后一次向上“跳躍”過程中，機(jī)翼嵌套結(jié)構(gòu)逐漸旋轉(zhuǎn)收回。至此，完成氣動(dòng)加熱最嚴(yán)酷的再入主減速段飛行。

2.2.5減速著陸

完成上述過程后，繼續(xù)減速著陸階段直接按照加速爬升和起飛階段進(jìn)行逆向操作即可(詳略)。此飛行過程可以采用無動(dòng)力滑翔，亦可啟動(dòng)三動(dòng)力組合發(fā)動(dòng)機(jī)的沖壓/渦輪模塊，實(shí)時(shí)改變飛行軌跡，降落至所需機(jī)場。

3 全速域氣動(dòng)性能初步分析驗(yàn)證

3.1 氣動(dòng)力特性分析

對LARSTS全速域典型飛行包線內(nèi)的升、阻力氣動(dòng)性能采用工程估算方法進(jìn)行初步評估[24-25]，其中高超聲速飛行條件下采用牛頓流模型、超聲速時(shí)采用小擾動(dòng)理論等方法進(jìn)行近似評估。為考慮離心力的影響，LARSTS總質(zhì)量再入初始階段按180 t、起飛初始階段按800 t進(jìn)行初步計(jì)算(燃料消耗速率等暫未詳細(xì)考慮)，具體數(shù)據(jù)如表2所示?？梢园l(fā)現(xiàn)LARSTS在氣動(dòng)力特性方面可有效滿足起飛、爬升階段的升力需求以及再入過程中升重平衡。

其中，LARSTS在馬赫數(shù)25時(shí)(7 km/s)，迎角30°即可達(dá)到升重平衡，此時(shí)高度85 km。而美國航天飛機(jī)在該速度下對應(yīng)的高度為70 km，且飛行迎角達(dá)到38°。類似地，對比其主要再入階段升重平衡時(shí)的速度-高度參數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，LARSTS具有明顯的飛行高度優(yōu)勢(15 km以上)。另外，由于LARSTS升力面更大，通過調(diào)節(jié)迎角進(jìn)一步增加升力可具備“跳躍”飛行能力，整個(gè)再入過程時(shí)間更長，從而可對其動(dòng)能損失速率進(jìn)行控制,利于將氣動(dòng)熱能通過熱電轉(zhuǎn)化系統(tǒng)加以疏導(dǎo)和利用。

值得深入探討的是，盡管LARSTS由于采用全速域變體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)而擁有優(yōu)異的升、阻力等氣動(dòng)力特性，但同時(shí)整個(gè)飛行包線內(nèi)氣動(dòng)焦點(diǎn)移動(dòng)范圍過大等問題也帶來了更為突出的飛行控制難題，尤其在再入返回過程中和高超聲速飛行條件下飛行器的飛行姿態(tài)控制和操穩(wěn)特性等方面將面臨更強(qiáng)的非線性、更復(fù)雜的耦合、更嚴(yán)重的彈性振動(dòng)以及更嚴(yán)格的控制約束等挑戰(zhàn)[26-27]，對現(xiàn)有的控制手段提出了更高的要求，未來需結(jié)合氣動(dòng)力/熱/彈、飛行力學(xué)、推力矢量、變體結(jié)構(gòu)全機(jī)重心優(yōu)化以及智能控制等方法對LARSTS深入開展全速域飛行姿態(tài)控制和操穩(wěn)研究。

表2 LARSTS全飛行包線主要?dú)鈩?dòng)力參數(shù)估算結(jié)果Table 2 Aerodynamic performance estimation of LARSTS in full flight envelop

3.2 氣動(dòng)熱特性分析

采用氣動(dòng)熱工程估算方法[28]對LARSTS方案的氣動(dòng)熱特性進(jìn)行了初步評估，主要估算全飛行包線內(nèi)的最大熱流峰值(見表3)。由于引入放寬氣動(dòng)熱防護(hù)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)思想，LARSTS方案在馬赫數(shù)不太高時(shí)采用小迎角飛行，機(jī)頭和機(jī)翼前緣駐點(diǎn)半徑較小，在極高超馬赫數(shù)再入飛行階段采用大迎角飛行時(shí)駐點(diǎn)半徑顯著增大，因此表3中分別列出了駐點(diǎn)半徑為0.25 m，1.0 m，5.0 m時(shí)的熱流峰值結(jié)果對比?？梢园l(fā)現(xiàn)，大迎角飛行再入階段氣動(dòng)熱防護(hù)所對應(yīng)的熱流峰值可控制在200 kW/m2以內(nèi)。對于主要采用吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的小迎角飛行軌跡，在馬赫數(shù)8～12，飛行高度35～55 km的包線內(nèi)氣動(dòng)熱防護(hù)問題嚴(yán)峻，最大熱流峰值甚至達(dá)到MW/m2量級，該階段的氣動(dòng)熱防護(hù)需重點(diǎn)考慮。

由于40～60 km以上的高空主要為層流，中間為轉(zhuǎn)捩區(qū)，以下為湍流區(qū)，同等條件下在湍流區(qū)飛行的熱載荷將急劇增大。因此，再入階段需利用高升高阻特性結(jié)合“跳躍式”飛行軌跡方案在60 km高度以上空域完成主減速；在起飛爬升階段則將采用

表3 LARSTS全飛行包線氣動(dòng)熱特性估算Table 3 Aerothermal performance estimation of LARSTS

降低在35～60 km高度空域范圍內(nèi)飛行馬赫數(shù)的方式，即當(dāng)通過沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加速至馬赫數(shù)8.0左右時(shí)，操縱方向舵增加LARSTS的飛行迎角，增加升力以提高飛行航跡角繼續(xù)爬升，但此時(shí)阻力顯著增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力不足以平衡阻力和重力在推力方向上的分量，因此LARSTS將緩慢減速，從能量運(yùn)行角度將部分飛行動(dòng)能轉(zhuǎn)化為高度勢能。由于在該空域飛行速度降低，熱流峰值隨之下降，從而避開35～60 km空域范圍內(nèi)的嚴(yán)重氣動(dòng)熱防護(hù)問題。待飛行高度超過60 km，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，LARSTS開始加速直至預(yù)定軌道。圖8為LARSTS在起飛爬升階段馬赫數(shù)-高度軌跡控制示意圖。

圖8 LARSTS起飛爬升階段馬赫數(shù)-高度飛行軌跡控制示意圖Fig.8 Sketch map of flight trajectory control of LARSTS during take-off and acceleration stage

3.3 整體氣動(dòng)效能分析

空天飛行器的整體氣動(dòng)效能主要由氣動(dòng)外形的升阻比等外流氣動(dòng)效率和動(dòng)力系統(tǒng)的比沖Isp等內(nèi)流氣動(dòng)效率共同決定，需結(jié)合飛行器氣動(dòng)布局特點(diǎn)、所采用的發(fā)動(dòng)機(jī)類型以及飛行方式等因素予以綜合考慮。此處定義飛行器內(nèi)/外流整體氣動(dòng)效能κ正比于發(fā)動(dòng)機(jī)比沖、反比于用來匹配飛行阻力和加速度所需推力與重力的比值來進(jìn)行初步分析。LARSTS和航天飛機(jī)的整體氣動(dòng)效能比值π以及所需推力η比值具體如式(1)～(3)所示。

(1)

(2)

(3)

其中，腳標(biāo)“1”和“2”分別表示LARSTS和航天飛機(jī)方案，g為重力加速度常數(shù)。由于LARSTS在渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)下采用小迎角和小航跡角水平起飛、加速和爬升，因此，所需推力T可簡化為阻力與用于獲得加速度a的推力之和，升力近似等于重力，阻力則按升阻比和重力計(jì)算獲得。同時(shí)，LARSTS升阻比K1隨馬赫數(shù)變化，由表2中的方法計(jì)算得到。采用垂直發(fā)射起飛方式的航天飛機(jī)阻力主要由氣動(dòng)外形迎風(fēng)面積以及表面浸潤面積的大小決定，根據(jù)氣動(dòng)外形和飛行方式特點(diǎn)，航天飛機(jī)阻力與LARSTS阻力的比值可按照飛行馬赫數(shù)和飛行高度h的函數(shù)f(Ma,h)計(jì)算擬合得到，此處開展初步估算時(shí)按常數(shù)1/3初步給定。航天飛機(jī)所需推力可簡化為重力、飛行阻力以及用于獲得加速度的額外推力三者之和。渦輪/沖壓/火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖均為飛行馬赫數(shù)和高度的函數(shù)，此處按照文獻(xiàn)[29]中碳?xì)淙剂辖Y(jié)果近似給定，其中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖按較高的恒定值350 s近似計(jì)算。

圖9 LARSTS在水平起飛爬升階段與垂直發(fā)射的航天飛機(jī)方案的整體氣動(dòng)效能比值Fig.9 Aerodynamic efficiency ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle(vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

圖10 同質(zhì)量條件下LARSTS在水平起飛爬升階段所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力與垂直發(fā)射的航天飛機(jī)方案所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力比值Fig.10 Necessary thrust ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle (vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

對LARSTS和航天飛機(jī)方案進(jìn)行評估，爬升加速度從0.1g到1.0g變化范圍的計(jì)算結(jié)果如圖9和圖10所示?？梢园l(fā)現(xiàn)LARSTS采用水平起降小迎角爬升方式，相比航天飛機(jī)具有數(shù)量級上的顯著氣動(dòng)效能優(yōu)勢，隨著馬赫數(shù)增加，升阻比和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖均下降，氣動(dòng)效能優(yōu)勢也隨之下降，但仍保持在8倍以上。從所需推力來看，LARSTS方案相比航天飛機(jī)垂直發(fā)射方案明顯下降，尤其在較小的加速度情況下更為顯著。例如當(dāng)加速度恒定為0.2g時(shí)，LARSTS從起飛到加速至高超聲速階段的所需推力只相當(dāng)于航天飛機(jī)方案的25%～33%。詳細(xì)的整體氣動(dòng)效能和所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力對比分析可根據(jù)飛行軌跡優(yōu)化開展細(xì)致評估。

4 結(jié) 論

1)已有的航天飛機(jī)等天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)方案在能量運(yùn)行本質(zhì)上存在著難以回避的缺陷：耗費(fèi)巨大的燃料化學(xué)能所換來的高勢能高動(dòng)能入軌飛行，在再入被動(dòng)減速階段卻需要被迫以摩擦氣動(dòng)加熱和熱輻射等方式盡快耗散浪費(fèi)掉。不僅提高了運(yùn)行成本，同時(shí)也帶來了嚴(yán)峻氣動(dòng)熱防護(hù)問題，值得深入思考。

2)對于采用吸氣式動(dòng)力的大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)，如何充分發(fā)揮該類空天飛行器內(nèi)/外流整體氣動(dòng)效能和控制氣動(dòng)熱防護(hù)代價(jià)是降低其未來運(yùn)行成本的關(guān)鍵?？杉锌紤]從如何提高全速域氣動(dòng)性能、整個(gè)飛行過程中燃料化學(xué)能與飛行器動(dòng)能、勢能、氣動(dòng)加熱熱能等能量之間的相互轉(zhuǎn)化和運(yùn)行效率入手，探索新型設(shè)計(jì)理念和氣動(dòng)方案。

3)采用放寬氣動(dòng)熱防護(hù)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、全速域變體、組合動(dòng)力系統(tǒng)/機(jī)體一體化設(shè)計(jì)、基于爬升階段動(dòng)能轉(zhuǎn)化為勢能的飛行軌跡控制以及再入階段在稠密大氣層邊緣“跳躍式”盤旋減速飛行軌跡控制等設(shè)計(jì)思想開展未來大型天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)平臺(tái)氣動(dòng)布局概念設(shè)計(jì)很可能獲得一種行之有效的氣動(dòng)方案。所設(shè)計(jì)的LARSTS全飛行包線氣動(dòng)力/熱特性初步評估結(jié)果表明其相比航天飛機(jī)方案具有顯著的整體氣動(dòng)效能優(yōu)勢，值得開展深入研究。