先進空間運輸系統(tǒng)氣動設計綜述

左光，艾邦成

1.中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094 2.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

20世紀60年代初，人類開始了天地往返的太空之旅，航天員利用多級火箭動力助推入軌，利用無翼的鈍頭體返回艙或者有翼升力體構型的航天飛機重返大氣層，其發(fā)展沿革先后經歷了返回式衛(wèi)星、載人飛船/貨運飛船、采用升力體構型的可重復使用飛行器的發(fā)展歷程。冷戰(zhàn)后，以航天飛機退役為代表事件，先進天地往返系統(tǒng)的研究經歷了一段時間的沉寂[1-4]。

作為目前唯一在役的載人天地往返運輸系統(tǒng)，火箭垂直發(fā)射垂直傘降返回的鈍頭體飛船被視為最可靠的天地往返系統(tǒng)；垂直發(fā)射水平滑翔返回的航天飛機則因為可重復使用防熱結構的脆弱性和使用維護成本的居高不下被暫時擱置；但是基于對低成本和舒適性的追求，對可重復使用升力體式天地往返運輸系統(tǒng)的探索一直沒有停止。

在未來發(fā)展的眾多可重復使用升力體式天地往返飛行器方案中，目前技術上具備可行性或看得到技術前景的，主要包括以下幾種飛行器：垂直發(fā)射水平返回軌道飛行器(VTHL)、水平起飛水平著陸(HTHL)天地往返系統(tǒng)、可重復使用垂直發(fā)射垂直返回(VTVL)天地往返系統(tǒng)(包括變種亞軌道飛行器)[5-8]。

1 背景與需求

實施便捷高效低成本的入軌飛行及再入返回或以高超聲速進行長距離旅行或者進行物資投送，是未來空天技術發(fā)展的重要方向，同時也可能是未來顛覆人類出行方式的一個科技熱點，圖1展示了未來航天港想象圖[9]。

除了往返地面和近地軌道的任務外，天地往返飛行器另外一個技術分支是升力體形態(tài)的亞軌

圖1 垂直發(fā)射航天港[9]Fig.1 Vertical launch spaceport[9]

道飛行器，其商業(yè)遠景以研發(fā)客、貨運亞軌道飛行器，實現(xiàn)全球高超聲速旅行為目標，實現(xiàn)數(shù)小時內上萬公里的跨洋客運飛行，實現(xiàn)商業(yè)旅行及緊急貨物運輸?shù)臅r間革命。如果能實現(xiàn)馬赫數(shù)5以上高速客機的商業(yè)飛行，那會給航空運輸業(yè)帶來革命性的變革。

對于未來先進的天地往返航天器，為追求滑翔距離和機動性，一般為升力體外形，可充分利用氣動力進行減速和調整落點。采用水平降落方式，過載小，對乘客身體負擔小，乘客的適應范圍大，也不需長時間的適應性訓練。飛行器為多次可重復使用，生產完成投入使用后只需每次飛行后進行維護即可進行下一次飛行，每次飛行的成本主要是維護和燃料等成本。運轉周期短、綜合成本低廉；可以在具備條件的各個機場起降，使用安排的靈活度非常高。

考慮能夠從出發(fā)地起飛、可快速進入軌道或亞軌道、安全返回地面的水平起降飛行器是先進空間運輸系統(tǒng)的理想方式。目前，人們對可重復使用天地往返運輸飛行器主要期望技術指標如下：

1) 可將數(shù)十人或以噸計的有效載荷送入近地軌道。

2) 可在普通機場跑道降落或者垂直緩沖定點著陸。

3) 從國內機場起飛可進入任意傾角亞軌道航跡。

4) 任務響應時間小于1天，每天可出勤1次以上。

5) 重復使用數(shù)10次以上。

6) 飛行費用不高于1 000萬美元/次。

2 發(fā)展歷程及趨勢

2.1 發(fā)展歷程

從冷戰(zhàn)時期開始，美國、俄羅斯等空天強國在空天飛行方面進行了對各種起飛-飛行-再入返回-著陸方式不同組合的不懈探索，如圖2所示[9]，其中橫坐標為時間，經過歷史發(fā)展和技術淘汰與迭代，勝出的是以火箭動力為基礎研發(fā)出的垂直發(fā)射垂直返回的載人飛船和垂直發(fā)射水平返回的航天飛機，同時在亞軌道飛行、單級入軌、二級入軌等方面也研制出多種驗證飛行器，對各種空天飛行方式進行了各種嘗試，圖3～圖5展示了德國在二級入軌飛行器方面的探索[10-11]。然而，最理想的方式莫過于空天飛行器像飛機一樣在普通機場跑道起飛加速后進入軌道或進行洲際飛行，但經過近40年的研究，吸氣式組合動力仍然無法滿足飛行器總體設計需求。盡管近年來，隨著超然沖壓動力技術在巡航彈領域的突破，組合動力水平起降飛行器又成為研究熱點，但依然無法在短時間內克服“推力銜接鴻溝”等技術難點，一些前沿的科研企業(yè)和機構又重新把目光轉回相對比較成熟的液體火箭動力，研究以可重復使用火箭動力構建高速飛行器[10-16]。

圖2 人類對于空天飛行的探索歷程[9]Fig.2 Human exploration of space flights[9]

圖3 水平起降方式的探索[10]Fig.3 Exploration of horizontal take-off and landing configuration[10]

圖4 持續(xù)40年的桑格爾研究計劃[11]Fig.4 Sanger project for 40 years[11]

圖5 桑格爾飛行器構型圖[11]Fig.5 Diagram of Sanger aircraft configuration[11]

2.2 發(fā)展趨勢

1) SpaceX的垂直起飛垂直著陸方案

星際飛船(Starship)原名大型獵鷹火箭(BFR)，SpaceX計劃未來用它進行載人繞月飛行、前往火星等太空探索。

2019年1月6日，SpaceX首席執(zhí)行官埃隆·馬斯克(Elon Musk)在社交媒體上曝光了星際飛船的模擬圖，當時宣稱計劃在4～8周內進行試驗飛行器的首次垂直下降著陸測試[17-20]。近期由于大型儲箱壓力試驗進展不利，進度多有拖延，圖6 ～圖10為星際飛船想象圖以及目前進展[20-22]。

圖6 SpaceX的Starship構型[22]Fig.6 Configuration of Starship of SpaceX[22]

圖7 客運版入軌示意圖[20]Fig.7 Schematic diagram of Starship entering orbit[20]

圖8 “星艦”再入過程示意圖[20]Fig.8 Schematic diagram of re-entry process of Starship[20]

圖9 洲際客運點對點飛行系統(tǒng)[21]Fig. 9 Intercontinental passenger point-to-point transport system[21]

圖10 Starship垂直起降測試施工現(xiàn)場[22]Fig.10 Starship assembly site[22]

2) SpaceLiner垂直起飛水平著陸方案

SpaceLiner(見圖11[23])是德國航空航天中心于2007年提出的速度為聲速30倍的空天飛機計劃，屆時乘客可以在90 min內從倫敦飛達悉尼。

SpaceLiner由2個可重復使用的部分組成:客運軌道飛行器、采用液態(tài)氫和氧等環(huán)保燃料的火箭助推器(見圖12[23])。助推器將在10 min升至聲速的20多倍，在大約8 min后在離地80 km的高層大氣與飛行器分離，而后飛行器將進入滑行模式，以15 000 mph(約24 140 km/h)的速度滑行到目的地。

德國航空航天中心表示如果能籌得330萬美元資金，該計劃能在未來幾十年內成功。如果研發(fā)成功，美歐航行時間將減少在1 h以內。

圖11 德國SpaceLiner遠程客運飛行器方案[23]Fig.11 German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

圖12 德國SpaceLiner遠程客運飛行器方案發(fā)展歷程[23]Fig.12 Development process of German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

SpaceLiner的發(fā)射場地和運行路線將經過精心安排，以防音爆擾民。推進器在脫離后也將會被回收再使用。SpaceLiner的最終設計將受歐盟資助的FAST20XX研究影響，維珍銀河等航空企業(yè)也將密切關注SpaceLiner。與StarShip不同，方案采用傳統(tǒng)的輪翼結構滑跑著陸。

3 技術途徑選擇

綜上所述，未來天地往返系統(tǒng)以吸氣動力水平起降和火箭助推入軌+再入滑翔飛行為主要發(fā)展方向，后者可能采取輪翼模式水平著陸也可能采取緩沖的垂直著陸。后者的一個變種就是亞軌道飛行器，基于可重復使用的液體火箭動力，垂直發(fā)射，不追求入軌，在臨近空間滑翔飛行，實現(xiàn)長距離遠程飛行也是未來的一個發(fā)展方向。

各國研究人員對垂直發(fā)射的液體火箭動力和水平起飛吸氣動力飛行器進行深入對比分析，如圖13所示。其中，ΔV為速度增量，Isp為比沖，g為重力加速度，MI/MF為火箭質量比。圖14展示了不同飛行器的飛行包線，其中1 ft=0.304 8 m，發(fā)現(xiàn)盡管吸氣動力可以利用稠密大氣內的氧氣提升發(fā)動機比沖，但是因為在大氣層內過長時間的阻力做功已經將比沖優(yōu)勢消耗了很多，同時對于沖壓發(fā)動機飛行器，在容積率、氣動一體化構型、主動防熱方面要求極高，造成了飛行器設計的困難。因此經過分析發(fā)現(xiàn)，沖壓動力更適合小尺寸飛行器等高等速的巡航飛行，對于上升段，缺乏足夠有效的手段實現(xiàn)可重復使用。

圖13 吸氣組合動力和液體發(fā)動機垂直起飛方案優(yōu)劣對比Fig.13 Comparison between air-breathing combined engine based spacecraft and vertical take-off configuration using liquid propellant rocket engine

圖14 不同種類空天飛行器飛行包線示意圖Fig.14 Schematic diagram of flight envelope of different types of spacecraft

同時，在針對長距離高速飛行方面，考慮剔除入軌的高速度增量的需求，合理規(guī)劃飛行包線，可大大降低飛行器對動力的需求，同時也可充分降低防熱系統(tǒng)的設計難度，更利于工程實現(xiàn)。

通過對2種飛行器研制方向的對比分析可以看出，近期未來天地往返運輸系統(tǒng)仍將以液體火箭動力為主，助推+滑翔的技術路線，而對于水平起飛水平著陸的吸氣沖壓組合動力的技術路線，有著非常大的技術誘惑，是人類未來空天飛行的遠景發(fā)展方向，但仍需等待動力裝置的成熟發(fā)展才能有所突破。同時，考慮防熱設計等技術門檻，先實現(xiàn)亞軌道飛行，經過多次無人試驗飛行提升其可靠性到被接受的程度后，再進行客運及入軌飛行也是技術發(fā)展的必由之路。

4 兩種飛行器氣動設計的共性問題

基于多次可重復需求、在大氣層內采用滑翔彈道長距離飛行、普通機場水平著陸的可重復使用空天飛行器面臨著寬速域飛行工況，空氣動力學設計需在亞聲速、超聲速、高超聲速各個飛行階段持續(xù)提供飛行器所需的性能[24-26]。

可重復使用天地往返飛行器的寬速域飛行工況，決定了飛行器的氣動布局必須同時兼顧高、低速性能，既要在高馬赫數(shù)條件下具有較高的升阻比，也要在低速飛行條件下，能夠產生較大升力，使飛行器具備水平返場能力。因此，氣動布局設計技術是可重復使用運載器設計中的一項關鍵研究內容，也是存在一定技術難度的關鍵技術。

飛行器氣動布局如何兼顧不同任務階段的高升阻比要求，如何滿足飛行穩(wěn)定性要求，如何協(xié)調操縱控制力和高升阻比之間可能存在的矛盾，都是需要重點解決的關鍵工程科學問題。設計中必須結合對飛行器氣動布局氣動特性的分析，提出一套能夠兼顧低、高速性能的飛行器氣動布局，并通過計算仿真評估其氣動性能、飛行加速性能、操控穩(wěn)定性等[27-29]。

對于寬域飛行的空天飛行器，其寬域、高速、重復使用的需求直接影響飛行器推力、阻力、重量，導致性能(重量)與裝載容積率(體積)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，遠多于現(xiàn)有飛行器面臨的設計矛盾。自由往返空天飛行器的研制經驗仍需要多年的積累。

對于未來的天地往返飛行器，采用大升阻比外形，至少要可實現(xiàn)軌道器完全重復使用，可適應多種發(fā)射方式(包括采用火箭垂直發(fā)射或載機水平發(fā)射等)，可進行大范圍軌道機動，采用滑翔升力式再入，水平著陸。需要開展的關鍵技術研究主要包括以下方面：

1) 多模式入軌及動力方式選擇。

2) 高升阻比氣動外形設計與布局技術。

3) 與運載助推融合高超聲速多級入軌氣動設計與分離技術。

4) 滑翔再入返回著陸技術。

5) 快速加注或動力模塊可重復使用技術。

6) 可重復使用設計、試驗、評估技術。

7) 升力式再入熱結構可重復使用技術。

對于天地往返的高速飛行器，都面臨著共性技術難題的挑戰(zhàn),在氣動設計方面要重點開展以下工作：

1) 必須實現(xiàn)大升阻比氣動設計。

2) 兼顧高超聲速與進場著陸雙重約束。

3) 氣動設計必須兼顧氣動效能與控制。

4.1 高升阻比氣動設計

因為有航程需求，升阻比被認為是飛行器氣動布局最核心的技術指標之一。在飛行器的無動力滑翔段，其飛行距離與初速和升阻比正相關:

(1)

式中：Vc為第一宇宙速度；V0為飛行器初速度；Ve為飛行器末速度；L/D為升阻比?；杈嚯x與升阻比的關系如表1所示。

目前采用乘波氣動設計能夠提升一定的升阻比性能，但是因為在無動力滑翔段飛行器馬赫數(shù)不斷下降，激波位置必然不斷移動，以固定的氣動外形去追求乘波的效率非常困難，所以乘波體設計更適合有動力的定高定速高超巡航飛行的總體設計。

表1 滑翔距離與升阻比的關系Table 1 Glide distance versus lift-drag ratio

同時在具體的工程實踐中發(fā)現(xiàn)，升阻比不僅是個氣動性能指標，而且是受到各系統(tǒng)約束的綜合指標，實際工程設計中制約升阻比提高的主要因素有容積率防熱結構、操穩(wěn)特性等因素，如圖15所示。

圖15 最大升阻比與容積率的關系Fig.15 Volume ration versus maximum lift-drag ratio

熱防護結構的特征尺寸導致飛行器前緣不可能無限制減小，減阻因素必然有一個瓶頸，因此限制了阻力的下限，也即限制最大升阻比。

同時升阻比受到操穩(wěn)特性的約束，升力面調整破壞縱向靜穩(wěn)定性，與靜穩(wěn)定相關聯(lián)的舵面配平產生附加阻力，影響升阻比。

4.2 氣動效能與飛控設計

高超聲速飛行器完全依靠氣動力進行飛行和控制，氣動布局決定了飛行器的氣動性能，進而影響飛行器的飛行性能，因此飛行器氣動布局設計需要一開始就考慮控制的需求，保證飛行器在氣動穩(wěn)定性和可操縱性上具備良好的特性。對于高升阻比外形，通過升力改變速度方向，通過傾側實現(xiàn)側向機動，通過橫側向氣動布局設計實現(xiàn)飛行器對傾側角的有效控制。

亞軌道可重復使用飛行器會在高超段飛行，高超聲速飛行器往往構型復雜、機體局部突起和控制舵面不可避免；尤其是在大攻角狀態(tài)下，前體壓縮面?zhèn)染墶⒕植繖C身突起及控制舵面會誘導產生大范圍的流動分離，形成復雜的分離渦結構。分離渦具有很強的非定常特性，會對飛行器性能產生重要影響：

一方面，在特定的大攻角范圍內，分離渦會對飛行器巡航級舵面或存在串聯(lián)助推的助推級舵面產生強烈的干擾。分離渦干擾破壞了舵面隨攻角線性變化的氣動特性，從而導致飛行器整體氣動特性非線性變化，嚴重影響飛行器的操控性能。

另一方面，分離流動具有強烈的非定常特性，當分離渦的渦脫落頻率與飛行器材料的固有頻率一致時，會引發(fā)飛行器共振，甚至會造成飛行器的損壞。同時，分離渦對舵面的干擾會造成舵面壓力脈動過大，嚴重時會導致飛行器控制舵面失效。

高超聲速流動的強烈非線性特點及激波、膨脹波對氣動控制面的干擾影響，通常會帶來一系列氣動操控問題，高超聲速飛行氣動操控方面要重點在以下幾方面進行攻關：靜穩(wěn)定性的非線性、靜穩(wěn)定性的匹配問題、舵面效率的非線性、舵面鉸鏈力矩問題、氣動操縱耦合問題等。

4.3 耦合優(yōu)化設計

氣動布局設計多系統(tǒng)多目標的綜合設計性任務，必須統(tǒng)籌規(guī)劃，互相協(xié)調，實現(xiàn)綜合優(yōu)化，在設計中要依賴參數(shù)化幾何建模和網格生成能力去大量仿真迭代，不斷發(fā)展精確的啟動性能預測方法、優(yōu)化算法，提高計算效率，在此基礎上優(yōu)化問題的物理模型，以實現(xiàn)該類飛行器的優(yōu)化設計。

4.4 氣動熱設計

天地往返飛行器在全飛行過程中飛行高度范圍寬、流態(tài)差異大，層流、轉捩、湍流等轉換不可避免，頭部和翼前緣直徑受到局部高熱流區(qū)域的熱防護需求的約束苛刻，防熱面積大又有長時間防熱的需求，使熱防護材料和結構對氣動布局和性能影響很大[30-32]。

高超聲速飛行器的氣動熱預測與材料結構密切相關，在高馬赫數(shù)飛行條件下，考慮化學非平衡、真實氣體效應、壁面高溫輻射及催化效應會使邊界條件復雜化，材料的導熱率、熱容以及結構壁面分層熱阻、連接形式都會對氣動加熱產生影響，增加了熱環(huán)境的預測難度。

考慮高超聲速飛行器大空域、寬空域飛行不可避免地涉及轉捩、湍流、稀薄流等各類復雜流動現(xiàn)象，通過單一模型無法獲得準確結果，要求所用于CFD的物理模型具有多元化的準確模擬能力，對物理模型的建立提出了更高要求。

高超聲速飛行器在飛行過程中溫度較高，大多數(shù)材料的熱傳導系數(shù)不再是常數(shù)，而是溫度的未知函數(shù)，同樣需要用多種手段來確定。因此，除了仿真分析外，整個熱流分析問題需要與飛行試驗數(shù)據(jù)的辨識手段相結合，如圖16～圖18所示。

圖16 氣動熱分析流程Fig.16 Process of aerothermal analysis

圖17 典型飛行器整體及局部熱環(huán)境分析云圖Fig.17 Contour of overall and local thermal environment of typical aircraft

圖18 氣動防熱設計技術途徑Fig.18 Technological approaches of aerothermal design

4.5 水平起降吸氣組合動力天地往返運輸系統(tǒng)氣動設計的特殊性

以吸氣沖壓為核心的組合動力飛行器除了具有以上天地往返飛行器的技術難點，還有一些獨有的技術特性。采用水平起飛二級入軌(TSTO)方式實現(xiàn)天地往返目的的飛行器，初衷主要是采用吸氣式的發(fā)動機，重復利用30 km以下稠密大氣中的氧氣來提升比沖，這種思路將成為未來的主流，但是該思路在飛行器設計上也存在缺點和短板。

對于水平起飛水平著陸的寬域飛行空天飛行器，其寬域、高速、重復使用的需求直接影響飛行器推力、阻力、重量，導致性能(重量)與裝載容積率(體積)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，遠多于現(xiàn)有空天飛行器和航空器面臨的設計矛盾。對于以吸氣沖壓發(fā)動機為核心的組合動力飛行器，必須突破高超聲速內外流一體化氣動設計、非燒蝕防熱結構、高速巡航及進場著陸控制等核心技術瓶頸，通過助推發(fā)射，實現(xiàn)基于吸氣組合動力的高超聲速機動飛行。因此，高超聲速飛行器研制具體需要突破的關鍵技術如下：

1) 在氣動/推進一體化設計方面，由于發(fā)動機進氣道的存在，必須與飛行器整體外形綜合考慮，所以相比火箭動力的助推滑翔飛行器，對于以吸氣沖壓為核心的組合動力飛行器，影響飛行器方案可行的因素多、設計的可行域窄、權衡關系復雜。在氣動/推進一體化設計中需重點分析飛行器參數(shù)之間的耦合特性，力爭全系統(tǒng)均衡是解決總體設計的關鍵。需要依托大量的氣動外形/進氣道一體化復雜耦合流場結構仿真、試驗驗證和發(fā)動機起動特性分析，保證發(fā)動機可正常起動，增壓比、流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)等主要參數(shù)滿足設計要求。

2) 需要從任務需求出發(fā)，對飛行器任務剖面、動力性能、氣動性能以及飛行器、組合動力的幾何尺度、重量等多個參數(shù)進行協(xié)調匹配和指標權衡，確定基本飛行剖面、飛行器總體參數(shù)、組合動力頂層設計參數(shù)及主要分系統(tǒng)的指標需求，提供全面合理的飛行器方案設計。確定外形和升阻特性設計，進行進氣道起動特性分析及其氣動性能設計，利用仿真分析驗證飛行器高速巡航段舵面效應設計。

3) 由于超燃沖壓發(fā)動機的推力所限，能實現(xiàn)大剖面的推阻平衡已屬不易，飛行器一體化設計過程中必須解決低推重比情況下的飛行剖面和飛行策略問題。在設計中必須重點優(yōu)化多約束下的飛行剖面和軌跡策略。

4) 通過在氣動設計中重點解決水平起降操縱、跨聲速配平阻力、高超聲速操縱特性等寬域飛行器質心、焦點和飛控/舵面匹配問題，解決跨速域操穩(wěn)匹配的問題。

5 結 論

對于天地往返領域的未來探索，是火箭動力助推上升滑翔再入和吸氣組合動力水平起飛水平返回為主的2類形態(tài)長期共存的發(fā)展格局，在氣動設計方面兩者既有共性又有相對明顯的區(qū)別，飛行器設計留給空氣動力學的難題依然很多。

目前，為實現(xiàn)以吸氣沖壓動力為核心的組合動力為基礎的寬速域寬空域天地往返飛行器的工程研制，在動力系統(tǒng)方面出現(xiàn)了多種組合模式，包括TBCC、ATR、PATR、RBCC等，但是其核心部分依然是吸氣式超燃沖壓動力。在這個領域，涉及到推進-動力一體化設計的耦合難題，在解決推阻平衡的同時，大多數(shù)情況下還要引入渦輪機械的組合，模式轉換、進氣道匹配、容積率緊張、長時間的再生冷卻熱防護，是此類飛行器的發(fā)展障礙。在總體設計層面，除了依賴空氣動力試驗分析手段的進步，也要求與新型復合材料、動力機械、熱物理、高超飛行控制等學科緊密耦合，運用多學科分析能力去評估和設計，才有希望實現(xiàn)工程上的可行性。

[21] Intercontinental passenger point-to-point transport system[EB/OL].[2019-12-18]. https:∥www.gravitationinnovation.com.