HIFiRE项目中气动/推进一体化高超声速飞行器设计研究

邓 帆, 叶友达, 焦子涵, 刘 辉

(1. 中国运载火箭技术研究院 空间物理重点实验室, 北京 100191; 2. 中国空气动力研究与发展中心 国家计算流体力学实验室, 四川 绵阳 621000; 3. 谢菲尔德大学 机械工程学院, 谢菲尔德 S13JD)

HIFiRE项目中气动/推进一体化高超声速飞行器设计研究

邓 帆1,3,*, 叶友达2, 焦子涵1, 刘 辉1

(1. 中国运载火箭技术研究院 空间物理重点实验室, 北京 100191; 2. 中国空气动力研究与发展中心 国家计算流体力学实验室, 四川 绵阳 621000; 3. 谢菲尔德大学 机械工程学院, 谢菲尔德 S13JD)

美澳通过HIFiRE项目在高超声速飞行器的气动、推进和控制等领域进行了深入探索，并对一体化设计有动力飞行器的高速性能进行了评估。以单项验证、步步推进的系列飞行试验方式，对乘波体布局以及不同动力方式开展原理研究，结合飞行试验对设计状态进行验证，取得一系列有价值的飞行数据和阶段性成果。通过梳理气动/推进一体化过程中相关飞行试验，提炼出总体设计中的关键技术和试验结论，并对有动力飞行器的发展趋势作了分析。研究显示发生转捩的单位雷诺数范围在3×106～4×106之间，适应小迎角高升力特点的乘波体与超燃冲压发动机的组合成为优选方案，所取得的成果为带超燃冲压发动机高速飞行器总体方案设计提供了一定的参考。

气动布局；推进系统；一体化设计；高超声速；飞行试验

0 引 言

近年来以美国为主的西方大国加速了对临近空间的探索，在技术转化目标上，主要瞄准中远程高速打击武器，X-43系列及HyFly项目的失利使得美国开始重视高超声速领域重点专业的基础理论研究，同时为提升效率和分担风险，美国空军研究实验室(AFRL)和澳大利亚国防科技机构(DSTO)牵头于2006年启动了HIFiRE(Hypersonic International Flight Research Experimentation Program)项目，多国国防机构以及科研单位参与，如图1所示，旨在采用“经济、可行、原理性试验手段”研究重要的高超声速现象，从而加速远程精确打击飞行器的技术发展，项目定位于为X-51以及后续全球远程高速打击武器(HSSW)积累技术基础[1-2]。近期目标为战术巡航导弹(5～10年)，中期目标为高超声速飞机(10～20年)，远期目标为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机(20～30年)。

在HIFiRE项目中，总体目标是对带超燃冲压发动机的乘波体飞行器高超声速性能进行验证，按照不同专业及层级分为3部分，第1部分是系统测试、转捩机理研究以及乘波体布局设计，包括HIFiRE-0、HIFiRE-1、HIFiRE-5、HIFiRE-5B、HIFiRE-4；第2部分是对超燃冲压发动机模态转换、燃料注入方式以及进气道性能的验证，分别为HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7、HIFiRE-7B；第3部分是采用自适应控制策略的一体化设计飞行器无动力滑翔及有动力巡航的性能验证，即HIFiRE-6、HIFiRE-8，同时系列试验中涉及防隔热材料及结构设计等技术的验证，项目具体情况如表1所示。

表1 HIFiRE项目飞行试验Table 1 Flight test of HIFiRE project

目前已完成8次飞行试验，截至2017年预计还将开展3次飞行试验(考虑HIFiRE-7失败后增加的HIFiRE-7B)。作为近10年来在探索临近空间有动力飞行器技术方面国际参与度最高、系列试验次数最多、获取飞行试验数据量最大的项目，在气动布局设计和推进系统研发等多方面取得一系列有价值的数据。本文围绕气动/推进一体化技术，聚焦气动、动力和控制等专业，梳理相关飞行试验研究成果。

1 乘波体设计及控制策略验证

在30km左右高度飞行的高超声速飞行器气动方面首要面临的问题是转捩，在一定雷诺数、高度、姿态下，由于转捩导致的气动热及压心位置变化对飞行器的材料和控制系统均有关键性影响，为此在经过HIFiRE-0对发射、遥测系统的测试过后，采用同样的二级助推Terrier-Orion将7°半锥角的圆锥体有效载荷送入30km高度的试验段，为研究激波边界层干扰载荷尾部带33°外扩圆柱，在弹道下降段进行了转捩试验[3-6]，如图2所示。

为研究升力体外形的转捩特点，HIFiRE-5载荷设计为长短轴之比为2∶1的椭圆锥，使得三维效应和横向流动更加明显[7-9]，飞行弹道如图3所示，采用二级助推VS-30发射，由于二级火箭未成功点火，试验失败，后续的HIFiRE-5B进入试验窗口几秒后因为舵面烧蚀产生滚动发散，造成飞行器失控，取得了部分试验数据。

飞行试验结果显示，圆锥体外形上横向流动和Mack第二模态的不稳定性是引起转捩的主要因素，而椭圆锥外形上流动特点为沿中心线的第二模态以及前缘和中心线之间的横流涡诱导转捩[10-12]；转捩位置从后体向前端推进，横流失稳导致的转捩过程中背风面先于迎风面转捩；圆锥体外形随着迎角的增加横流增大，而椭圆锥表面变化趋势恰好相反；转捩发生的单位雷诺数范围在3×106～4×106之间，热敏传感器显示激波边界层的干扰使得飞行器扩张段转捩后热传导数值迅速上升4倍。

在临近空间的飞行器布局设计时，需要综合考虑装填比和升阻特性[13]，高升阻比是设计优先目标，升力体和乘波体在这两方面各有优劣，作为带动力飞行器，还需要满足推进系统正常工作的姿态约束，升力体的高升阻比主要体现在中等迎角，相比较而言，乘波体在小迎角范围的高升阻特性与超燃冲压发动机进气道对迎角的需求匹配度更高，同时，不同方法构造的乘波体外形中，密切锥面乘波体在与进气道外形的融合及综合气动性能方面表现较好[14]，因此HIFiRE-4方案设计中采用了密切锥面乘波体，全长1.989m，宽0.512m，底部平面高0.289m，重心位置Xcg=0.586。主翼外沿截断以适应整流罩边界尺寸，两侧的竖直平面在保证航向稳定性的同时可防止翼尖三维效应产生泄压而造成升力损失，更好体现出乘波体的高升阻比优势，Ma=7、q=35kPa时乘波体在5°迎角附近达到5.6的最大升阻比，在进行大迎角机动时2左右的升阻比也与常规旋成体外形相当[15]，由于飞行器滑翔飞行段主要在30km以及Ma3以下，因此材料上设计为铜制迎风前缘，铝制大面积体身，弹道规划如图4所示。

除了对乘波体的气动特性进行验证外，HIFiRE-4另一个目的是测试高超声速助推滑翔飞行器大气层内的姿态控制能力[16-17]。方案设计中2个相同的飞行器“背靠背”安装，沿弹道下降过程中在29.5km高度弹道倾角-70°，通过气动控制25°大迎角拉起到33km高度，速度降为Ma4，在高度27km以6°迎角实现水平滑翔，其后2个飞行器开展各自机动，DSTO飞行器控制实现大迎角拉起，Boeing飞行器验证水平滑翔控制。在大迎角机动过程中，为保证飞行器的姿态可控，需要在弹道规划上重点关注动压和迎角，如图5所示，拉起后转为平衡滑翔的过程控制设计为2步:迎角先从25°降到10°，待动压降到合适值后再减小到-5°，同时通过滚转产生体身倾侧以减小升力从而避免弹道爬升趋势。

通过HIFiRE-1、HIFiRE-5的飞行试验，形成并验证了转捩的预示手段，积累起对飞行器表面摩擦阻力的计算方法，在HIFiRE-4的布局设计过程中，因为经费和进度的限制未开展地面试验，采用了以无粘欧拉数值方法搭配摩阻修正的方式搭建全套气动数据库，并且在飞行试验中得到有效验证。

2 推进系统设计及工作性能评估

超燃冲压发动机作为HIFiRE项目的推进系统，飞行试验中设计了HIFiRE-2、HIFiRE-3、HIFiRE-7分别研究发动机模态转换，RF(Radical Farming)燃料注入技术以及REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)进气道性能。

HIFiRE-2采用三级助推Terrier-Terrier-Oriole发射，进入试验段然后三级点火[18-20]，在86.2kPa的恒定动压下将马赫数从5.5加速到8.5，如图6所示，发动机实现从亚燃到超燃的模态转换，燃烧物浓度通过TDLAS(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy)完成测量[21]。

为抑制内流场的流动分离，提高流动抗反压的能力，确保进气道正常工作，压缩面边界层在进入内流道前需要完成转捩[22-23]，HIFiRE-2的进气道在距前缘端头381mm处设置了强制转捩带，如图7所示，带碳氢燃料超燃冲压发动机的试验飞行器在30km高度、Ma=6～8的加速飞行条件下工作了12s，成功完成模态转换测试。

HIFiRE-3由二级火箭VS-30 Orion助推，弹道高点345km，下降过程中第二级火箭带飞，试验段加速达到Ma8、高度30km，有效载荷为轴对称外形超燃冲压发动机，三级压缩内转式锥形进气道，采用RF燃料注入技术[24]，通过飞行试验验证氢燃料超燃冲压发动机高收缩比进气道以及燃烧室的性能。

超燃冲压发动机在飞行器上的实用化关键问题是发动机需要产生净推力，在设计上通过优化燃烧室长度尽可能减小内流道摩阻及自身结构重量。结合HIFiRE-3飞行试验，在“RF”燃料注入技术的基础上，如图8所示，发展出2种不同的燃料喷射方式：多孔介质燃料喷射PMFI(Porous Media Fuel Injection)和离散孔燃料喷射DPFI(Discrete Porthole Fuel Injection)[25-26]。

DPFI方式由于射流和高速来流干扰形成强弓形激波，导致大的总压损失，同时造成喷射器附近的流动分离，如图9所示，PMFI方式射流和高速来流相互作用形成弱斜激波，从而在燃烧室内形成更强的激波串，有效增强燃料/空气混合，提升燃烧效率[27-28]；与DPFI相比，PMFI方式下燃料在燃烧室内分布更均匀，由燃烧导致的压力上升也更高，减小了总压和温度损失，在载荷设计上，采用PMFI方式达到相同的燃烧效率，燃烧室长度可缩短25%。

HIFiRE-7由二级火箭VSB-30发射，进气道及有效载荷如图10所示，为尽可能减少气动力和推力的轴向不对称性，2台超燃冲压发动机对称分布，同时其流道具有相同的燃料时间表。飞行试验用于验证采用REST进气道的乙烯燃料超燃冲压发动机[29-31]，并测量发动机产生的净推力。试验飞行段Ma8.5，高度26～32km，HIFiRE-7的上升段和大部分的再入段工作正常，在试验段飞行结束前15s，遥测数据丢失，评估可能是遥测系统中的电压调节器过热，在飞行初期接收的数据表明，飞行器工作正常，飞行轨迹符合预期，超声速流场在燃烧室成功建立。

在试验段为达成REST超燃冲压发动机的最大推力性能，首要关键是阻力最小，UQ(University of Queensland)提出通过边界层内燃烧减阻的方式，涉及燃料喷射以及超声速湍流边界层内的氢燃烧[32-33]，燃烧释放热量，升高边界层内温度，降低了边界层密度和雷诺应力，从而减少燃烧室摩阻，通过附面层内的燃料燃烧，燃烧室内的摩阻最大可减小61%，有效提高推进系统工作性能。

3 乘波体/超燃冲压发动机一体化设计

按照总体规划，依次完成无动力高升阻比乘波体气动、控制特性研究,发动机工作性能验证后，气动/推进的一体化设计成为关键技术攻关的重点[34]，为控制项目风险，分为2步进行，第1步是一体化设计通流状态无动力的带飞行试验HIFiRE-6[35]，第2步是有动力巡航飞行试验HIFiRE-8。HIFiRE-6主要验证气动/推进一体化设计的高超声速飞行器的控制能力，弹道规划如图11所示，采用Terrier-Terrier-Oriole三级助推，试验段内速度Ma6～7，维持50kPa动压进入无动力巡航阶段。

飞行器全长2.229m，翼展0.776m，三级助推直径0.56m，在主动段采用保形整流罩，进入试验段后抛罩，在通流条件下探索进气道的启动范围，并测试自适应飞行控制系统AFCS(Automatic Flight Control System)高超声速阶段的控制能力[36]。气动方面主要关键点为带大升力面飞行器的全弹稳定性设计[37-38]，如图12所示，通过CFD手段进行布局优化来保证高速阶段的操稳性能，同时此类飞行器的抛罩及分离安全性均与旋成体飞行器的特性不同，需要大量数值及地面试验的支撑。

HIFiRE-8采用二级火箭VS-40助推[39]，在与乘波体进行匹配的进气道方案选择中，考虑到在一体化设计上的整体性能，REST进气道由于其外形上方转圆的特点，前段和乘波体的扁平头部能实现几何面上的整体贴合，同时乘波体迎风面能保证对来流的有效预压缩，和轴对称进气道比较有明显优势，HIFiRE-8在一体化外形设计的基础上，目的是验证带动力飞行器的巡航及加速性能，飞行弹道与HIFiRE-6相似，如图13所示，试验计划2017年完成Ma7、55kPa动压条件下30s的巡航飞行。

4 高超声速有动力飞行器发展趋势

在HIFiRE项目进行过程中，低成本(采用探空火箭发射)、有一定技术风险的试验方案是其基本特点，由此试验开展均是对重点专业技术的验证和外部环境边界的探索。提取与布局设计和动力性能测试相关的飞行试验，按照高度和马赫数整理，如图14所示，可见关注重点空域22～38km，速域Ma4～8，对于超燃冲压发动机推进技术和高超声速自适应控制系统而言，来流马赫数和动压直接影响推进系统的正常工作，因此在超燃冲压发动机测试的飞行试验中，基本保持50kPa左右的恒定动压，同时，这个区域中转捩和气动加热并存，对飞行器气动性能的需求以及结构材料的约束也影响着飞行走廊的制定，综合考虑气动、推进系统的验证要求，高度上边界主要由进气道对空气的需求量限制，下边界由飞行器的结构载荷及气动阻力限制，通过飞行试验积累起大量此区域的飞行数据，形成对转捩特性的预示方法以及飞行器气动性能的快速评估手段，完成超燃冲压发动机工作性能评估以及对外部环境(迎角、侧滑角、动压等)边界的探索。

美国在超燃冲压发动机高超声速飞行器方面有强大的技术积累[40-42]，从时间纵向上可见，项目的制定有明显的技术延续性特点，如图15所示，图中横轴是时间，纵轴是飞行高度，飞行器下方是飞试马赫数及研制单位，Hyper-X以及HyTech对双模态超燃冲压发动机的模态转换和高超声速工作性能进行了前期验证，HyFly研究了双燃烧室超燃冲压发动机在高超声速导弹上的应用，HyShot以及HyCAUSE的成功使得美澳基本掌握了Ma4～10超燃冲压发动机的工程实用性技术，同时，在项目进行过程中注重有效固化阶段性成果，做到技术有一定独立性及拓展性，HIFiRE在开展的同时，美国还与德国联合开展HIFEX项目，在转捩的研究上共用HIFiRE-1外形，扩充高超声速外形气动数据库，并在气动和材料结构研究方面共享成果；通过HIFiRE项目的稳步推进，在高速战术导弹技术方面支撑X-51以及后续HSSW。

5 结 论

临近空间范围的高速飞行器具有高高度、低阻力的飞行优势，为提升航程和机动性，带动力的高超声速飞行器是未来的主要发展方向，根据对HIFiRE项目系列飞行试验的梳理，得出以下结论：

(1) 临近空间环境下，高超声速飞行器的转捩与多种因素相关，目前相对可靠的判断依据是雷诺数大小，通过HIFiRE-1和HIFiRE-5的验证，转捩起始单位雷诺数在3×106～4×106之间，米量级飞行器发生转捩的高度在25～35km，需要指出的是，具体情况还需考虑飞行姿态、飞行器结构材料以及物面粗糙度等；在布局设计上通过对转捩的准确预示可支撑总体方案气动布局及防隔热材料的设计，同时，通过飞行试验验证，形成了一套快速建立气动数据库的数值方法，有效提升了布局设计水平及效率。但从HIFiRE-5B因舵面烧蚀造成飞行器失控的现象可见，在激波干扰以及热流预示等方面还需要进一步完善数值评估方法；

(2) 推进系统方面，通过对模态转换、燃料注入方式、进气道设计和燃气混合效率的测试，全面掌握超燃冲压发动机的高超声速工作性能及外部环境边界；通过进气道注入燃料、提升燃烧效率、边界层内燃烧减阻等方式缩短发动机长度，以低阻高推力为目标优化发动机，瞄准关键部件的设计和拓宽工作马赫数范围，从而提升飞行器的加速性能；

(3) 在气动/推进一体化设计过程中，气动外形设计主要考虑满足远射程的高升阻比特性以及适应动力系统的工作模式，适应小迎角高升力特点的乘波体与超燃冲压发动机的组合成为最优方案；飞行试验验证了一体化设计外形的高升阻比特性，在后续试验中，对大升力面弹头和主动段分离稳定性、高升阻比飞行器在有/无动力阶段转换过程中的操控性将继续验证带动力飞行器的飞行性能，作为有动力飞行器设计的重点之一，自适应的飞控系统需要在不同外部条件的飞试中进行考验和优化。

最后，作为一款瞄准战术打击武器的研究项目，超燃动力在工程实用化上面临的最大问题是有效载荷的装填效率，针对减阻目标设计的气动/推进高度一体化外形使得飞行器内部装填空间严重受限，在实用化过程中，需要其余系统的集成化、小型化以及配合总体设计的部件异形化做支撑。

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(编辑：张巧芸)

Research on HIFiRE project’s hypersonic vehicle integrated design of aerodynamic and scramjet propulsion

Deng Fan1,3,*, Ye Youda2, Jiao Zihan1, Liu Hui1

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100191, China; 2. National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 3. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S13JD, UK)

By the HIFiRE project, America and Australia have deeply investigated the aerodynamics, propulsion and controlling system of hypersonic aircrafts. The high-speed ability is evaluated for the integrated design of aircrafts with propulsion system. A series of valuable flight-data and staged achievements are obtained by the flight tests of single-target evaluation and step-by-step improvement, the principal study of waverider shapes and different propulsion systems, and the verification of designing condition by flight tests. The key technique and experimental conclusion are summarized for the overall design by organizing the flight tests of dynamics/propulsion integrated processes. Moreover, the developing trend is analyzed for the aircraft with propulsion system. The results show that the unit Reynolds number of the transition is between 3×106and 4×106, and a combination of scramjet and waverider with high lift characteristics at small attack angle is the optimized design, which gives some suggestions for the overall design of high-speed aircrafts with scramjet.

aerodynamic layout;propulsion system;integrated design;hypersonic;flight test

2016-08-25;

2016-09-30

留学基金委航天国际化创新型人才培养项目(留金法[2015]5138)

DengF,YeYD,JiaoZH,etal.ResearchonHIFiREproject’shypersonicvehicleintegrateddesignofaerodynamicandscramjetpropulsion.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 73-80. 邓 帆, 叶友达, 焦子涵, 等.HIFiRE项目中气动/推进一体化高超声速飞行器设计研究. 实验流体力学, 2017, 31(2): 73-80.

1672-9897(2017)02-0073-08

10.11729/syltlx20160125

V211.7;V423.9

A

邓 帆(1982-)，男，四川绵阳人，高级工程师。研究方向：高速飞行器设计。通信地址：北京9200信箱89分箱11号(100076)。E-mail: dengfan@sina.com

*通信作者 E-mail: dengfan@sina.cn