高超声速飞行器若干问题研究进展_陈予恕

国家自然科学基金重点项目(编号:10632040)
本文2009-03-10收到,陈予恕、郭虎伦分别系哈尔滨工业大学院士、博士生,钟顺系天津大学航空航天研究院博士生
高超声速飞行器若干问题研究进展
陈予恕 郭虎伦 钟 顺
摘 要 介绍了国外高超声速飞行器的发展现状,并
总结了未来一段时期高超声速飞行器的发展方向和趋势。

分析了高超声速飞行器的外形选择及其气动问题,发动机的选取与机体一体化问题和气动加热及防热问题。

最后提出了未来高超声速飞行技术发展的几个方向。

关键词 高超声速飞行器 气动弹性 机体一体
化 气动加热 防热
引 言
高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5.0的远程巡航飞行器,它综合了航空航天领域众多学科的新技术,代表了未来航空航天领域的研究发展方向,被认为是继隐身技术之后的又一重点技术领域。

按采用的动力装置不同,高超声速飞行器可分为火箭推进高超声速飞行器(Rocke-t Po w eredH yper -sonic Vehicle ,RP HV )和吸气式高超声速飞行器(A ir -B reath i n g H yperson ic V ehic l e ,AB HV )两类。

早期的高超声速飞行器,如X-15和X-20,均以火箭发动机为动力,属于RPHV 。

由于其性能不佳,后
续研究几乎没有开展。

随着对超燃冲压发动机研究的深入,AB HV 成为各航空航天大国的发展重点。

AB HV 包括吸气式运载器(A ir -Breath i n g Launch V e -h icle ,ABLV )和高超声速巡航飞行器(H yperson ic C r u ise V ehic le ,HCV )。

ABLV 又称为空天飞机(A erospace Plane ),主要执行入轨任务,可分为单级入轨和多级入轨系统。

H CV 主要指在大气层内飞行、执行巡航任务的飞行器,可用作高超声速飞机、战略攻击机和巡航导弹,均采用超燃冲压发动机作为动力系统。

高超声速飞行器具有以下优点[1]
:
1)高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间,因此突防概率高;
2)射程相同时飞行时间短,目标位置变化小,故飞行器的抗干扰能力强,命中目标的概率高;
3)飞行器在高超声速飞行时动能大,若设计与亚声速飞行器相当破坏力的战斗部,高超声速飞行器战斗部的质量可以减轻,从而减小了飞行器的设计载荷;
4)射程远,如国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米甚至几千千米以上。

1 高超声速飞行器国外发展现状
基于高超声速飞行器的上述优点,美、俄、法、德、日、印度等国都在进行这方面的研究,并制订了许多研制高超声速飞行器的计划[1-3]
,有些已经
做了大量的试验。

美国高超声速飞行器的研制在20世纪曾有过两次高潮:第一次是在20世纪60年代,当时研制了飞行器速度超过M a =6的X-15,但是由于使用
和经费上的困难以及技术上的难度,取消了该计划。

而后对高超声速技术的研究一直处于小规模的水平。

1986年,美国提出了国家空天飞机计划(NASP),当时人们称之为/高超声速技术复苏0,然而在1994年,由于在执行过程中遇到了技术、经费和管理上的一系列困难,对该计划进行了调整,但它却引发了一系列与高超声速飞行相关的研究计划。

美国的高超声速技术研究重点围绕高超声速飞行器试验(H yper -X)计划、高超声速技术(H y Tech)计划和高超声速飞行(H yF l y )计划等技术验证计划
展开。

H y Tech 计划以可攻击运动目标的机载高超声速导弹为任务目标,该计划的核心是验证一种可供导弹以M a =4~8的速度飞行、使用碳氢燃料、一次性使用的超燃冲压发动机。

H yFly 计划由美国海军研究办公室(ONR)和美国国防高级研究计划局(DARPA )联合开发,为期4年(2002)2006年),目的是验证由使用液体碳氢燃料的超燃冲压发动机推进的、以M a =6.5的速度飞行、27km 高度巡航、射程为1100km 的高超声速飞行器方案。

该高超声速飞行器为轴对称设计,采用双燃烧室超燃冲压发动机。

H yper -X 计划是NASA 重点实施的高超声速计划,该计划的主要目的是演示可用于高超声速飞机的超燃冲压发动机技术和一体化设计技术,扩展将来可以军用和民用的高超声速飞行的技术基础。

X-43A 作为美国NASA 航空与太空运输技术公司主持的H yper -X 计划的第一阶段的技术验证机,其飞行试验共历时8年,耗资2.3亿美元。

2001年进行了第一次试飞,由于导航系统故障以失败告终。

2004年3月,第二次试飞取得成功,以M a =6.8的速度飞行了近22km;同年11月,第三次试飞,在大约30km 高空,其飞行速度达到了M a =9.8,持续了大约10s 。

X-43A 的飞行试验成功标志着超燃冲压发动机技术正式从实验室研究阶段走向工程研制阶段。

预计到2015年,美国的高超声速巡航导弹将具备作战能力。

苏联/俄罗斯对超燃冲压发动机的研究可以分为两个阶段,1957)1972年为第一阶段,该阶段是超燃冲压发动机的早期基础研究阶段,重点探索超燃冲压发动机从原理上是否可能的问题;第二阶段是1972)1996年,研究超燃冲压发动机工作过程中的细节技术问题。

苏联/俄罗斯在超声速巡航飞行器方面占有绝对优势,巡航飞行器从亚声速、超声速向高超声速发展,具有循序渐进和系列化特点,成熟的冲压发动机技术对高超声速技术的研究,尤其是为超燃冲压发动机的开发奠定了基础,提供了宝贵经验。

在超燃冲压发动机的飞行试验研究方面,首次实现了超声速燃烧,已进入高超声速技术飞行验证阶段。

法国是高超声速技术研究比较先进的国家,制定了许多计划,其中多是采用变几何超燃冲压发动机方案,尚处于地面试验研究阶段。

此外,还实行了高超声速应用研究组合吸气式发动机计划(Japhar )、先进高超声速发动机研究计划(PREP HA)、ASCP 计划和马特拉高超声速隐身导弹计划等一系列计划。

德国高超声速导弹的主要性能指标为:飞行速度M a =6.5,采用高能、高密度的吸热型碳氢燃料,超燃冲压发动机推进,惯性+全球定位系统复合制导,射程1000k m 左右,命中精度在15m 以内,可从战斗机、战略轰炸机、水面战舰的垂直发射系统或潜艇上发射。

2002年初在德国一试验基地进行了一次低空飞行试验,导弹达到了M a =6.5的飞行速度。

英国在2001年8月推出了一个持久稳定的高超声速飞行试验(Shyfe)计划,曾计划在4~5年内进行首次飞行试验。

Shyfe 验证机长1.5m,质量为30kg ,由冲压发动机推进,旨在探索以M a >5的速度持续稳定飞行的高超声速飞行器一体化设计方法,到目前为止还没有进行试验的消息。

印度在研制一种效费比较为合理的可重复使用的高超声速巡航导弹,飞行高度为30k m ~40k m,巡航速度为M a =7,发射方式包括水平发射和垂直发射。

冲压发动机工作在亚燃模态时,速度达M a =3,转入超燃模态后,加速到M a =7。

日本也有一项先进计划,称为轨道飞机实验(HOPE )计划。

HOPE 的开发借助两个大型试验台:一个是HYFLEX(高超声速飞行实验),用于研究火箭助推器发射后的高超声速飞行;另一个是ALFEX (自动着陆飞行实验),它包括进行自动着陆试验的模型空天飞机。

日本目前正在研究的高超声速推进技术包括冲压发动机、超燃冲压发动机和液化空气循环发动机(LACE)。

LACE 在低空时液化空气,存储氧气以便高空使用。

H ySho t 国际研究计划由澳大利亚、美国、英国、德国、韩国、日本等国合作进行,目的是对氢燃料超燃冲压发动机进行飞行试验。

该计划始于1999年,目前已经分别于2001年10月30日和2002年7月30日在澳大利亚完成了2次超燃冲压发动机的飞行试验。

总结先进发达国家在高超声速技术的研究历程
和发展计划,可以简单归纳出未来一段时期的发展方向和趋势:
1)动力先行,以超燃冲压发动机为突破口,带动总体、气动、材料、信息与控制等相关技术领域协调发展;
2)技术验证,以飞行演示验证为重要技术手段,逐步掌握和验证高超声速技术的若干关键技术;
3)总体规划,分阶段突破有限目标,首先发展以超燃冲压发动机为动力的高超声速导弹,其次发展以组合冲压发动机为动力的高超声速飞机,最终实现以亚燃/超燃/火箭组合发动机为动力的空天飞机以及完全可重复使用的天地往返运输系统。

2高超声速飞行器研究中的若干问题
2.1高超声速飞行器的外形选择及其气动问题研究
高超声速飞行器的气动布局和外形选择是总体设计的前提和基础,是相当重要的部分。

与常规的飞行器外形相比,乘波体(W averider)具有很高的升阻比,在高超声速飞行范围内,乘波体已被公认为是最好的外形。

所谓乘波体,是指一种外形呈流线形、所有的前缘都具有附体激波的超声速或高超声速的飞行器。

它的设计与常规的由外形决定流场再去求解的方法相反,而是先有流场,然后再推导出外形,其流场是用已知的非粘性流方程的精确解来决定的。

目前,乘波体外形的设计方法主要有两种,一种是基于斜激波方程推导出的C翼及其各种C翼的组合;另一种是基于超声速锥流理论推导出的简单或复合锥形流场形成的乘波体外形[4](见图1)。

乘波体的概念是在1959年由Nonw e iler提出的,N onw e iler首先提出了由二元楔形流组成三元升力体的基本乘波体构想,后由Venn、F l o wer和N ar-do等研究出了C形乘波体,从此引起各国气动专家的注意,并于1990年在美国马里兰大学召开了第一届乘波体外形学术会议。

乘波体外形有三个显著的气动特性[4]:低阻、高升力和大的升阻比,特别是对于高超声速飞行器。

常规外形在超声速流中前缘大都是脱体激波,激波前后存在的压差使得外形上的波阻非常大,而乘波体的前缘及上表面与激波同面,所以不形成大的压差阻力,而下表面在设计马赫数下受到一个与常规外形一样的高压,这个流动的高压不会绕过前缘泄露到上表面,这样上下表面的压差不会像常规外形一样相互影响而降低下表面的压力,使得升力降低。

乘波体外形则因无此损失而得到大的升力,常规外形要得到同样大的升力,必须使用更大的攻角。

同时,乘波体的下表面常常设计得较平,相对常规轴对称外形,平底截面外形的上下压差要大得多,所以升力也大得多,升阻比也比常规外形要大得多。

因此,乘波体更适合于高超声速飞行器的外形设计。

但乘波体的容积利用率低,在发动机与机体结合、内部布局和外形加工等方面都存在困难。

实际应用时需要整形(如增大前缘钝化半径,削去部分尾部等),但整形后的乘波体气动性能明显降低,高升阻比特性大打折扣;另外,乘波体在非设计状态时的气动性能较之设计状态也有大幅度的降低。

因此,今后应深入地研究乘波体的设计及优化技术。

此外,动力装置的研究、数值模拟软件的编制和实验设备的完善也是乘波飞行器研究工作
的重要内容。

图1乘波体飞行器
高超声速飞行器在飞行过程中,在大攻角气流分离产生的机翼、尾翼、鸭翼的抖振、极限环振荡(LCO)、失速颤振和操纵面嗡鸣;激波与边界层相互作用诱导的机翼的抖振、LC O、颤振及高低空大气特性的巨大差异等情况下,气动特性将出现严重的非线性。

另外,弹性结构非线性因素对气动弹性
的影响日显突出,机翼大变形、机翼与外挂之间的摩擦和间隙、操纵系统间隙、阻尼等结构非线性因素也会引起严重的非线性气动弹性问题。

此外,由高超声速飞行引起的气动加热也使得材料、几何和气动中的非线性问题十分突出。

常规的、以线性小扰动为基本假设的气动弹性分析理论,由于无法正确地揭示非线性气动弹性现象发生的机理,因此,对在结构或者气流中考虑了非线性效应的一类非线性气动弹性问题显得无能为力。

为此,必须建立和发展相应的处理非线性气动弹性问题的分析理论与技术。

下面分别介绍非线性气动弹性问题中的气动非线性和结构非线性。

气动非线性主要由气体粘性产生,如激波与附面层相互作用、流动分离、不稳定涡流等均会引起气动非线性。

20世纪80年代初期,法国航空航天研究院(ONERA)为研究机翼在大攻角非定常动力失速下的气弹特性,首次提出一个半经验、非定常和非线性的二维气动力模型,后经改进,目前已成为一种比较公认的非线性气动力模型,称之为ONERA 气动模型。

飞行器结构部件,如机翼、旋翼、壁板的非线性结构建模,通常采用非线性梁和非线性板两种典型的结构模型
[5]。

在非线性板和非
线性壁板颤振计算中,使用最多的气动模型是超声速拟定常一阶活塞理论。

另外,Peters -Johnson 有限
状态气动力理论,已用于分析具有大变形梁类机翼全机在亚声速下的非线性气弹特性。

气动弹性系统中的结构非线性主要有:弹塑性等因素引起材料非线性;大变形、大应变等引起几何(或刚度)非线性;结构中间隙引起间隙非线性(刚度不连续);材料或结构阻尼非线性以及部件之间摩擦等产生阻尼非线性。

Lee B H K [6]
总结了一些可能的结构非线性以及它们对由于空气弹性变形所导致的振动的影响,可将结构非线性分为分布结构非线性和集中结构非线性两种。

一般情况下,分布结构非线性是由有全局影响的弹性动力控制,而集中结构非线性则受有局部影响的弹性动力控制。

集中结构非线性一般存在于操纵机械或机翼、塔门、发动机以及外挂的联接处。

集中结构非线性通常可以用三种经典结构非线性模型中的一种来近似表示:即立方非线性、双线性非线性和滞后效应非线性。

分析结构非线性气动弹性系统的方法大体上可分为三类。

一类是频域方法,在模型的使用范围
内,可以运用线性的稳定性理论进行气动弹性分析。

希尔道生运用非定常理论导出了在不可压缩流中作简谐运动的二元平板的气动力表达式,后人结合V-G 法、P -K 法等颤振分析方法,广泛地用于低速气动弹性问题的计算和分析。

基于线化理论的升力面方法也被广泛地用来计算机翼作简谐运动的频域气动力。

频域方法的优点是可以方便地与传统控制理论相结合,能够给出系统整体特性的描述,并且计算量少。

缺点是由于运用了很多的线化假设,很难处理高超声速、大攻角等含有强气动力非线性系统和大变形、间隙、摩擦等结构非线性的气动弹性问题。

另外,频域方法不能实现气动弹性问题的静动态一体化分析,一般仅能提供机翼的临界响应的信息。

一类是时域方法,即在时域内采用数值积分的方法得到响应的时间历程,这类方法的优点是时域气动弹性的建模比较方便,相对于频域而言更容易实现结构模块、气动模块(气动力求解)和控制模块的结合,此外,随着计算机性能的大幅提高,这类方法也得到了广泛的应用。

时域方法的不足之处是精确的时域气动力不易得到,通常是采用频域到时域的拟合法求解时域气动力,另外不稳定的极限环也无法通过该方法得到。

另外一类是解析方法与实验方法相结合的方法。

常用的解析方法有摄动法(如平均法、多尺度法等)、谐波平衡法和描述函数法等。

由于摄动法采用的是颤振方程的渐近解,因此气动力只能采用简单的定常气动力。

谐波平衡法的优点在于处理复杂非线性气动弹性系统的能力及易于工程实现,其缺点是忽略了非线性项中高次谐波对气动弹性系统的影响。

Shahrzad P 和M ahzoon M
[7]
用谐波平衡法、中心流形、范式理论
及数值积分的方法研究了在定常、非定常流作用下机翼的颤振,比较了不同情况下的临界流速和振
幅。

Y ang Z C 和Zhao L C [8]
采用谐波平衡法及风洞实验研究方法对二元机翼的极限环颤振进行了较为详细的研究,并提出了一种直观的颤振判稳方法,使得谐波平衡法的适用范围得到了扩大。

Zhao L C 和Yang Z C [9]
研究了二元机翼在不同参数下的混
沌运动,并采用一种二步近似分析方法揭示了混沌运动产生的机理。

Y ang Y R[10]应用KB M方法的一次、二次近似理论研究了机翼外挂系统以及三角机翼两种模型的极限环颤振,并与实验结果进行了比较。

L i v i u Librescu[11]等利用活塞理论研究了超声速流中具有结构和气动非线性二元机翼的稳定性问题,给出了系统颤振速度的解析表达式及稳定性判据的李雅普诺夫函数。

文献[12-13]应用规范型直接法推导出了高超声速流中机翼的颤振方程H opf 分岔的规范型,得出随着马赫数的提高,H opf分岔由超临界形式变成亚临界形式;然后应用w ash-out 滤波器技术进行主动控制,将危害性较大的亚临界H opf分岔变为危害性较小的超临界H opf分岔;并引入轨迹追踪技术和改进的胞映射方法,分析了初始条件对含双线性结构刚度因素的机翼颤振的影响。

目前,对于由结构非线性因素导致的比一般意义下极限环颤振更为复杂一些的颤振响应如次谐响应、超谐响应乃至混沌运动的研究大多仅限于数值方法讨论简单的不可压缩流中的二元机翼。

对于高超声速条件下,气动非线性与结构非线性耦合的复杂模型的动力学响应还有待深入研究。

气动弹性分析的另一个重要问题是非定常气动力的计算。

目前,求解高超声速非定常气动力的方法主要有二阶活塞理论、Van Dyke理论、牛顿碰撞理论、Van Dyke/牛顿碰撞混合理论以及统一高超声速升力面理论。

四种方法有各自的特点:活塞理论一般只能计算零攻角状态,只在当地气流方向与来流方向的夹角D和飞行马赫数M a的乘积M a#D<1的情况下才有效,对分析大攻角的情况存在困难;V an Dyke理论可得到高超声速气动力的近似表达式,能够考虑翼型厚度效应,但不适用于M a\7和大攻角情况;牛顿碰撞理论既可适用于大攻角和高马赫数(M a\7)情况,又可以考虑攻角的影响,但不能考虑厚度效应;V an Dyke/牛顿碰撞混合理论是V an Dyke理论和牛顿碰撞理论的结合,可以在M a\2.5的情况下应用,该方法既可考虑厚度效应,又可考虑攻角的影响;统一高超声速升力面理论是近年来发展的新方法,能够同时考虑下洗的影响和翼型厚度的影响,适用范围在M a=1.2~20。

对大攻角非定常气动力的研究可追溯到1936年StuderH L对大攻角所引起的流动分离对升力面颤振影响的研究。

然而,对这个领域的大量研究要推迟到20世纪的70年代末到80年代初,航天飞机和高超声速飞行器的发展推动了大攻角颤振问题以及与之直接关联的大攻角非定常气动力的研究。

与零攻角颤振不同,大攻角颤振的气动力是一个高度复杂的非线性非定常流动问题,无论是亚、跨、超声速,都不能再用势流理论处理。

1990年,文献[14]在活塞理论的基础上,用翼型表面的当地流场速度代替无穷远来流速度作为参考速度,用微振动产生的附加下洗代替下洗速度,创立了当地流活塞理论,使原来仅适用于零攻角薄翼的活塞理论可推广用于超声速和高超声速条件下、较大攻角和相对厚度较大的小展弦比翼面。

1995年,文献[15]利用激波膨胀波理论计算当地流参数,应用当地流活塞理论推导了超声速前缘激波不脱体条件下大攻角翼面的非定常压力分布计算公式以及用模态坐标表示的广义气动力表达式,完成了带攻角全动舵面风洞颤振试验模型的颤振计算,计算结果与风洞试验结果较好吻合。

以后又将当地流概念推广于小扰动线化理论,将当地流活塞理论和当地流小扰动线化理论分别用于前缘激波脱体条件下大攻角翼面的局部超声速区和局部亚声速区的非定常压力分布计算,从而使基于当地流概念的工程快速算法拓展到来流为超声速的更大攻角范围[16]。

随着计算机技术的发展,国内外学者越来越倾向于数值求解N-S方程。

描述大攻角非定常流的N-S方程是一组双曲-抛物型方程,加上时间变量,是一组高度非线性的四维空间方程,而且边界条件随时间变化,直接进行数值求解十分困难,通常还需要作某些简化假设才能求解[17]。

为了满足工程设计的实际需要,目前国内外也出现了一些简化的快速工程计算方法,如用于亚声速的非线性涡格法和改进的势差法,用于超声速的二维精确理论与片条理论相结合的方法、基于面元法的谐波梯度法等。

2.2发动机的选取与机体一体化问题
超燃冲压发动机结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好,具有高超声速导弹要求高比冲、高速度和大续航推力的特性,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速
图2 机体/发动机一体化简图
动力续航飞行。

因此,采用超燃冲压发动机或者是超燃冲压发动机和其它发动机的组合,并利用固体火箭助推器把飞行器加速到冲压发动机工作所需的速度是目前公认的高超声速飞行器动力装置的最优选择。

高超声速飞行器设计的一个关键难点是,在提供高效气动产生高效推进的同时,配合飞行器的高容积率、结构的有效性、可控性以及好的热防护性的一体化要求。

其中,高超声速飞行器最显著的特点是机体与超燃冲压发动机之间的耦合,与传统飞行器机体与发动机之间的耦合有很大不同。

以火箭发动机为动力的传统飞行器(运载器)将推进系统作为独立系统设计,在进行机身和内部布局设计时,只需为其预留一定的安放空间即可。

而高超声速飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道的外压段型面和尾喷管的膨胀型面。

此外,在高超声速飞行条件下,超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,超燃冲压发动机对飞行状态和姿态的变化也非常敏感,它的推力/速度特性是影响飞行器飞行品质和动态特性主要因素之一,会使飞行/推进一体化系统在飞行包线内表现出复杂的非线性特性。

因此,高超声速飞行器的设计必须采用一体化设计技术(见图2)。

从发动机研究角度出发,机体/发动机一体化主要研究发动机在飞行器中的布局、飞行器前体对发动机进气道性能的影响以及飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响。

高超声速飞行器和超燃冲压发动机一体化设计的难点主要表现在两方面:一是其外形尺寸和发射质量的选择不仅与气动-结构-隐身设计一体化有关,而且将受到其发射平台的发射环境和运载能力的严重制约;二是超燃冲压发动机推进性能与飞行器其它分系统如制导系统、战斗部系统等在性能要求上的兼容性。

高超声速进气道设计要求能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力(抗反压能力)等性能,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。

进气道设计在结构上的特点是:几何形状固定,以避免设置调节系统以及伴随产生的连接、密封等复杂问题;进气道为中等收敛比,可以减少进气道内部内力和外阻力,顺利地吸入飞行器前体表面的附面层,防止气流分离,并减少发动机结构质量和冷却要求。

后体/尾喷管一体化设计要求将后体作为发动机喷管膨胀面的组成部分,从而可以减小发动机的质量,降低外阻力。

喷管是推进系统产生推力的主要部件,对发动机的推力和耗油率及飞行器的控制产生很大的影响。

实际上,喷管性能对飞行器性能的影响比它对发动机性能的影响更大。

发动机对机体的耦合主要体现在飞行器的后体上,它主要包括两部分内容:第一部分是由于推力不过质心而产生的额外俯仰力矩;第二部分是尾喷管的外流场与飞行器后体的耦合。

2.3 气动加热及防热问题
高超声速飞行器在高马赫数飞行中,壁面附近气温很高。

高温空气不断向壁面传热,气动加热效应大,在飞行过程中承受着巨大的定常与非定常气动力载荷和气动加热引起的热载荷。

结构的弹性力、惯性力、气动力和热应力之间的相互作用引发。