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2022年11月3日 14:16

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谢赞周灿灿赵振涛黄伟

（国防科技大学空天科学学院，长沙 410073）

DOI： 10.16338/j.issn.2097-0714.20220062

摘要水平起降、可重复使用的高超声速宽速域飞行器具有宽速域、大空域飞行全包线的适用性，具有飞行轨迹自由、能低成本快速入轨等优势。对水平起降、可重复使用的高超声速宽速域飞行器的研究进展进行综述，主要介绍了国外宽速域飞行器项目的研究进展和现状，阐述了国内宽速域飞行器的研究情况，得出了涡波效应-乘波构型、机翼-乘波构型和变形/组合构型三大类布局是发展水平起降宽速域飞行器主要思路的结论。介绍了未来水平起降、可重复使用的高超声速宽速域飞行器在升阻特性匹配、稳定性、减阻降热、推进技术和一体化设计方面的技术研究难点，提出了宽速域飞行器的后续研究发展方向，以期对宽速域飞行器的研究有一定的参考作用。

关键词宽速域；水平起降；高超声速；气动布局；乘波构型

1 引言

随着航空航天事业的不断发展，临近空间这一空域逐渐成为各个国家的探索新目标^［1］。为完成临近空间乃至轨道空间的运载任务，降低起飞要求和成本，适用于临近空间飞行的水平起降、可重复使用的高超声速飞行器成为了21世纪航空航天领域的前沿研究热点。从飞行环境和任务目标可知，该类飞行器需要具有飞行速度从亚声速到高超声速范围，飞行高度从海平面到临近空间的宽速域、大空域飞行全包线的适应性，这给飞行器的气动布局设计提出了很大的挑战。

乘波体凭借前缘线与激波紧密贴合的设计思想，充分利用激波与飞行器间的相互作用，从而使得飞行器在高超声速下具有高升阻比优势，有效突破了升阻比屏障难题。自从Nonweiler^［2］教授提出乘波体的概念之后，多年来，许多学者围绕乘波体设计方法^{［

3-6}^］、外形优化^{［

7-10}^］、稳定性^{［

11-12}^］等各个方面进行大量研究，获得了丰硕的研究成果。将乘波构型应用在适用于临近空间飞行的高超声速飞行器设计是目前进行宽速域飞行器设计的重要研究方向。尽管乘波体拥有优异的高超声速气动性能，但不同速域的最佳气动外形在其他速域的气动性能差别巨大，要实现水平起降、可重复使用的宽速域飞行器必须综合考虑飞行器在低速范围和高速范围的气动性能。对此，国内外许多公司和学者已经做了大量的相关研究。

本文将总结国外有关宽速域飞行器的研究现状和进展，结合国内研究情况对宽速域飞行器的主要构型进行归纳分析，针对宽速域飞行器存在的主要技术难点进行阐述，希望对未来水平起降、可重复使用的宽速域高超声速飞行器研究提供参考。

2 国外宽速域飞行器项目研究

2.1 美国

北美航空公司1957年设计的XB-70高空高速战略轰炸机（见图1 ），采用鸭式、无平尾、大三角翼以及全动垂尾设计的总体布局，具有快速水平起飞优势，并达到了马赫数3的试飞效果 ^［13］。该轰炸机的前缘向下倾斜，鸭翼在大迎角飞行时产生的脱体漩涡可有效改善起降性能。尾部翼尖在高速飞行时可向下折动25°~65°，高速飞行时向下偏转的翼尖可以捕获位于机身腹部的进气道产生的二维斜激波，有效防止高压气流外泄，从而在机身和机翼下表面形成稳定的高压区，提高飞行器高速飞行时的升阻比，这也是“乘波”思想初步应用在飞行器设计上的体现。1963年，美国洛马公司臭鼬工厂研制的SR-71侦察机采用脊形前体、边条机身、无平尾带边三角翼的翼身高度融合双垂尾布局，最大飞行马赫数可达3.5，如图2 所示。该布局的脊形前体在满足总体气动力设计的前提下有效提升飞行器的容积，大三角翼和边条机身设计在低速时产生的涡升力有助于提高水平起降时的性能，纤薄的翼型和高度的翼身融合设计在高速飞行时可有效降低部件之间的干扰，减弱激波阻力。SR-71在服役中的出色表现是实现宽速域飞行具有重要意义的有力佐证。

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图1 XB-70^[13]

Fig.1 XB-70^[13]

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图2 SR-71

Fig.2 SR-71

20世纪80年代，美国国防部和国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）开展国家空天飞机（National Aero-space Plane，NASP）^［14］计划，提出了X-30可重复使用的空天飞机研究机的试验方案。如图3所示，X-30尺寸大小类似SR-71，气动构型采用尖头前体、大后掠三角翼来减少高速飞行时产生的阻力。X-30动力方面计划采用从水平跑道起飞到马赫数5左右的涡轮发动机、再加速到Ma=4~25的超燃冲压发动机和入轨时使用的火箭发动机三种发动机组合，并在机体的后半部分与发动机采用一体化设计，从而实现水平跑道起降、单级入轨（Ma=25）的目标。由于资金耗费巨大、技术复杂等问题，1993年X-30项目被迫中止，但X-30的规划对后续空天飞机研究具有十分重要的价值。

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图3 X-30概念图^[14]

Fig.3 X-30 concept map^[14]

2003年，美国空军和国防预先研究计划局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）开展猎鹰（Force Application and Launch from Continental United States，Falcon）计划^{［

15-16}^］，提出要研发水平跑道起降、可重复使用的高超声速巡航飞行器（Hypersonic Cruise Vehicle，HCV）的目标。该系列的飞行器采用了乘波构型机身，腹部的冲压发动机进气道与乘波机身高度融合。目前已试飞的HTV-2在首次试飞时，在与火箭分离后以马赫数20进行了9 min的无动力滑翔后坠入太平洋，改进后的HTV-2进行第二次试飞时，实现了3 min的高马赫数稳定飞行，后由于强烈的气动加热作用导致飞行器失控而坠毁。虽然两次试验均失败，但仍为研制水平起降的高超声速飞行器提供了宝贵的经验和数据。

2007年，美国洛马公司发布的SR-72侦察机^{［13，

17-18}^］，如图5所示。该机型涵盖完整的侦察系统，从常规跑道起飞，并且可在超高至临界空域携带新型武器，预计最快飞行马赫数为6。从公布的概念图来看，SR-72采用乘波前体、高脊背大长细比机身、边条大后掠小展弦比中单薄梯形机翼、翼身融合单垂尾布局形式，兼顾了亚声速到超声速乃至高超声速气动性能的要求，并且发动机进气道和机身的一体化设计有利于对高超声速来流进行预压缩。洛马公司2017年公开具有SR-72验证机的研制能力后^［19］，波音公司公布其高超声速情报监视侦察/打击飞机和民用飞机概念及研制方案，其中高超声速民用飞机方案采用大三角翼和双垂尾脊形上表面布局，预计巡航马赫数为5，采用涡轮冲压动力形式^［20］，如图6所示。此外，2016年，美国基于佩刀动力系统提出两级入轨空天飞行器概念方案。

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图4 猎鹰计划^[16]

Fig.4 Falcon project^[16]

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图5 SR-72侦察机概念图

Fig.5 Concept map of SR-72 reconnaissance aircraft

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图6 波音公司高超声速客机构想图^[20]

Fig.6 Boeing's hypersonic passenger agency^[20]

从20世纪末至今，美国相继开展了HyTech 计划^［21］、Hyper-X计划^［22］和超燃冲压发动机演示（Scramjet Engine Demonstrator， SED）计划^［23］对超燃冲压发动机进行研究和验证。2016年启动“先进全域发动机”（AFRE）项目用于验证涡轮机组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）工程化的可行性^［19］，为后续高超声速飞行器的发展提供动力支持。此外，美国积极进行减阻防热、轻质耐高温材料等方面的研究，大力开展地面试验和飞行验证试验来攻克高超声速技术难题。

2.2 俄罗斯

俄罗斯是世界上的另一大航空航天强国，从苏联时期多次突破飞行记录的米格-25战斗机^［24］，如图7所示，采用中等后掠上单翼、两侧进气、双发双垂尾的气动布局能达到马赫数3的最大飞行速度开始，到后面的彩虹D2计划^［25］和鹰31计划^［26］，更快更高的宽速域飞行器成为大国实力竞争的另一追求。2018年，俄罗斯透露高超声速第六代战机的研制工作正在积极开展^［27］。在动力方面，俄罗斯于1991年在高空试验中实现超声速燃烧^［28］，在高超声速技术的飞行验证阶段取得了巨大的成果。

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图7 米格-25^[24]

Fig.7 Mig-25 fighter^[24]

2.3 其他国家

近年来，水平起降高超声速飞行器以其能低成本快速入轨和飞行器轨迹自由等优点受到了各个国家的关注。1992年，法国公布Prepha计划用来推进高超声速和超燃冲压发动机技术改进和实现近轨道飞行器系统研究^［29］，如图8所示。同时，德国的Sanger计划提出两级入轨航天运载器计划^［30］，并在上述两项计划技术后德、法两国合作JAPHAR计划研究双模态超燃冲压发动机技术和推阻平衡问题^［31］。英国2014年公布其佩刀发动机验证机的发展方案，该发动机的深度预冷技术是解决涡轮冲压发动机推力陷阱的有效手段。日本早年间提出发展基于火箭和吸气式发动机组合动力系统的可重复使用运载器计划^{［

32-33}^］，并进行了一系列的轨道再入和高速飞行验证试验。近年来，日本PD航空航天公司和太空漫步者公司发展商用空天往返飞行器^［20］，其中PD航空航天公司提出了水平起降、可重复使用的运载飞行器方案（见图9）和发动机技术同步研究的计划，而太空漫步者公司则主要瞄准亚轨道样机试验发展。印度于1998年启动AVATAR的小型可重复使用空天飞机计划，该空天飞机动力系统采用涡轮冲压/超燃冲压/火箭组合循环发动机，目前印度大力发展高超声速技术和超燃冲压发动机技术，并取得了一定的研究进展^［34］。总的来说，国外宽速域飞行器研究是从军用到民用、飞行器气动设计和推进动力同步发展的。

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图8 法国Prepha计划^[29]

Fig.8 French Prepha program^[29]

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图9 日本PD公司可重复使用飞行器概念图^[20]

Fig.9 Concept image of Japan's PD Aerospace reusable aircraft^[20]

3 国内宽速域飞行器研究

目前，国内有关宽速域飞行器的研究以气动布局的理论研究较多，且主要分为两个方面。一方面是通过组合拼接乘波体或拓展乘波设计方法来提升乘波飞行器在宽速域范围的气动性能。王发民等^［35］将高马赫数乘波体和低马赫数乘波体通过一个连接段进行组合拼接，使该飞行器构型在马赫数飞行包线内具有良好的气动特性；李世斌等^［36］以8和4的设计马赫数分别生成高、低马赫基准构型，并以此提出了“串联”和“并联”的两种基本方法，验证了该方案生成的飞行器在马赫数4~12的气动特性；丁峰等^［37］提出高超声速滑翔-巡航两级乘波的设计方法并满足了巡航状态的进气道激波封口设计要求，该方案在一定高超声速范围具有较高的升阻比；赵振涛^［38］、刘珍^［39］等提出变马赫数和变激波角的乘波体设计方法来拓宽乘波体的速域范围；刘传振等^{［

40-41}^］提出的双后掠乘波体设计方法和定平面乘波体设计方法，探讨了通过定制适当的平面形状引入涡波效应的飞行器在低速和高速范围内的升阻特性。考虑到容积率、操纵性等实际问题，并且实现高超声速必须要经过亚声速、跨声速和超声速阶段，因此将适合低速和高速的气动构型合理结合也是目前宽速域研究的另一思路。张阳等^［42］从机翼和翼型的方面考虑了高超声速飞行器的宽速域翼型优化问题，提出翼型设计对实现宽速域仍具有重要研究价值的观点；同时有学者提出通过机翼组合变形^{［

43-45}^］、两级飞行器组合^{［

46-47}^］的方式使得飞行器在亚声速到高超声速范围内有良好气动性能的设计方法。综上可知，优化乘波构型和变形、组合飞行器是目前国内研究宽速域飞行器的主要思路。

4 宽速域飞行器主要构型

组合拼接乘波体构型^{［

35-37}^］或者采用变马赫数^［38］、变激波角^［39］的乘波设计方法可一定程度提升飞行器在高超声速甚至全速域范围的气动性能，但这些设计方法均有一定的局限。根据现有宽速域飞行器的研究进展，可以清楚地知道单纯的乘波体构型高超声速飞行器是难以达到水平起降到高超声速巡航整个飞行包线内的气动要求的，需要通过其他设计和乘波构型合理结合来改善乘波布局的飞行器在低声速下的气动性能^［48］。

4.1 涡波效应-乘波构型

涡升力乘波体是洛马公司的Rodi^［49］提出的，这种飞行器在平面上有近似三角翼/边条翼形状，起初只是通过特定的平面形状使得飞行器背风面产生涡升力，从而提升乘波体在高超声速下的气动性能，并未考虑涡波效应在亚声速下对乘波飞行器的作用。随后段焰辉^［50］、刘传振^{［

40-41}^］等人对定制平面形状产生涡波效应的乘波体的生成和设计方法进行了研究，并且众多学者开始考虑如何利用涡效应使得飞行器在亚声速到高超声速范围内的气动性能得到改善。刘传振等^［40］提出双后掠乘波体的概念，并基于吻切锥理论生成钝头和钝头双后掠外形乘波体，文献［40］中详细比较了不同后掠角乘波体在高速、低速时的性能特点，不同后掠角外形如图10所示。

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图10 不同后掠角乘波体外形^[40]

Fig.10 Shape of waverides with different sweep angles^[40]

宋赋强等^［51］通过研究表明具有大后掠角前缘的乘波体在低速下有较好的气动性能；刘传振等^［41］研究定平面乘波体设计方法生成的尖头和弯头乘波体在亚声速时性能的结果表明，如图11所示，大后掠前缘作用下产生的漩涡使乘波体在低速状态下具有良好的气动性能；Zhao等^{［

52-53}^］基于吻切锥乘波体设计方法比较尖头、定后掠、常规乘波体在亚、超、高超声速的工况性能结果也说明了大后掠前缘在低速大攻角下产生的漩涡效应对改善乘波体在低速下的气动性能有一定的作用。然而，在实际飞行过程中，涡波效应变化复杂，关于漩涡的生成、发展机理和规律尚不清晰。

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图11 尖头、弯头乘波体低速涡结构^[41]

Fig.11 Low-velocity vortex structure of pointed and elbowed waveriders^[41]

该类乘波体在高超声速大攻角下具有明显的非线性增升现象，对于该现象的原因目前有两种观点：一种观点认为是涡升力作用导致飞行器有非线性增升现象^［49］，另一种是将该非线性增升归结于大攻角下激波的脱体作用^［54］。关于非线性增升的具体原因还有待学者对高超声速下飞行时的流动机理进行进一步研究。另外，目前有关利用涡波效应改善飞行器宽速域性能的研究多停留在定量分析、定性比较，对飞行器从亚声速、跨声速到超声速、高超声速的连续速域范围内的气体流动演化研究不足。

4.2 机翼-乘波构型

常规飞行器在不同速域范围内的气动布局对应关系大致如图12所示，翼身组合体和翼身融合体的升力由机翼产生，组合体的机体和机翼之间有明显的界限，升力和阻力较小，但升阻比较高，融合体则将机体和机翼融合设计来满足跨声速的减阻需要；升力体的升力面是机体，该类飞行器整体较光滑，各部件之间的干扰较少，极大地降低了飞行时的阻力，适合超声速飞行。展弦比大的平直机翼能在低速下给飞行器提供足够的升力，但在跨声速、超声速时带来的阻力反而不利于飞行，所以进而发展了适合超声速飞行的后掠翼、三角翼、鸭翼以及翼身融合布局和升力体布局。乘波体作为一类特别的气动构型，拥有其独特的高升阻比优势，也存在低速下气动性能下降等不足。为满足宽速域范围内的气动性能要求，将机翼与乘波构型结合是一种较好的思路。

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图12 气动布局与飞行速域对应关系

Fig.12 Correspondence between aerodynamic layout and flight speed domain

Takama等^［55］研究了锥导乘波体两侧加装机翼（见图13）在亚声速下和高超声速下的气动性能，结果表明在亚声速时机翼有效提高飞行器的升阻比性能，在高超声速时飞行器的气动特性也没有明显下降，这证明了机翼和乘波构型应用于宽速域飞行器设计是可行的，但乘波基本构型和外翼形状比较简单，实际应用时还需要考虑机翼与乘波体连接处高压区的影响。Rodi等^{［

56-57}^］通过层流边界层稳定性分析设计的二维几何形状生成吻切流乘波前体高超声速飞行器。如图14所示，该飞行器中后部有近似机翼的结构，腹部平坦，便于安装发动机并对来流空气进行预压缩，但扁平构型存在容积率太小的问题。

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图13 附加外翼锥导乘波体示意图^[55]

Fig.13 Schematic diagram of the additional outer wing cone-derived waverider^[55]

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图14 基于吻切流理论的乘波前体高超声速飞行器^[56]

Fig.14 Generation of waverider precursors for hypersonic vehicles osculating flowfield method^[56]

鸭翼/边条翼以及大三角翼可有效提升飞行器在亚、跨声速下的气动性能，若将其与乘波构型结合也不失为一种改善宽速域性能的方法。另外，张阳等^［42］对高超声速宽速域翼型的研究分析表明机翼翼型优化对高超声速宽速域飞行仍具有重要意义。虽然在具体机翼翼型、面积、位置布置等方面还有待深入研究，但充分结合机翼在低速下和乘波构型在高超声速下的气动优势，达到水平起降的高超声速宽速域范围的要求是切实可行的。

4.3 变形/组合构型

由于水平起降的宽速域飞行器的飞行速域宽、飞行空域大，单一的固定布局难以满足要求。近年来，有学者对飞行器结构变形和两级飞行器组合实现宽速域范围内的良好性能进行了探讨。焦子涵等^［43］针对高超声速巡航性能的吸气式可重复使用飞行器提出伸缩翼布局和翻转翼布局两种构型，如图15和图16所示。文献［43］详细介绍了两种布局在低速状态和巡航状态下的性能对比。

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图15 伸缩翼布局示意图^[43]

Fig.15 Schematic diagram of telescopic wing layout^[43]

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图16 翻转翼布局示意图^[43]

Fig.16 Schematic diagram of flip wing layout^[43]

张登成等^［44］通过参考连翼布局在其他机型用途方面的作用，提出将连翼布局和乘波构型相结合的思路，设计了一种在宽速域范围内具有良好气动性能的变构型高超声速飞行器，如图17所示。Dai等^［45］在三角翼变马赫数乘波体的基础上提出一种可变后掠翼的乘波体构型，如图18所示。该飞行器可通过变形来满足不同飞行任务的气动需求。经过试验和仿真结果得出，与机翼收放构型相比，该变后掠翼变形乘波飞行器在不同飞行条件下采用不同构型可获得最佳飞行性能。

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图17 变构型气动布局示意图^[44]

Fig.17 Schematic diagram of variable configuration aerodynamic layout^[44]

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图18 变后掠翼乘波体示意图^[45]

Fig.18 Schematic diagram of variable sweep wing waverider^[45]

目前采用结构变形方式的飞行器构型均比较扁平，可装载容积考虑欠缺，且大多只从单一飞行工况下验证了升阻特性的可行性，而从飞行器工程化应用方面来看，结构变形对飞行器的结构强度要求较高，对飞行器气动受力情况有较大的影响，因此在对结构变形飞行器的后续研究中，容积要求、气动稳定性、密封性以及结构强度设计将成为研究难点。

为实现水平起降宽速域范围的气动要求甚至达到入轨要求，目前来说，两级飞行器组装比单一飞行器更容易实现。20世纪五六十年代，美国提出了可重复使用空天运载技术，半个多世纪来提出了许多项目和计划。2016年，美国空军提出基于佩刀动力和火箭动力的水平起降两级入轨方案，其概念图如图19所示^［1］。

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图19 美国2016年提出的两级入轨概念图^[1]

Fig.19 Concept map of two-stage to orbit in the United States in 2016^[1]

国内周嘉明等^［46］设计了一种以乘波构型作为飞行器前体的两级入轨空天飞机布局，并使得上表面部分融合，如图20所示。该飞行器上面级和组合体在设计工况下均有较好的气动性能，但并未说明上下两级分离后、下面级飞行器返回时等情况下飞行器的性能；韩天依星等^［47］采用嵌入式乘波体设计方法设计上面级为乘波双翼、下面级为乘波单翼布局的两级入轨飞行器，见图21。该飞行器方案在保证一定容积率的同时使得两级在高超声速下均有较高的升阻比，但仍未说明其他工况下飞行器的气动性能。两级入轨布局需要特别关注两子级之间的干扰情况以及上下级分离后下面级的气动性能。

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图20 两级入轨空天飞机布局示意图^[46]

Fig.20 Schematic diagram of two-stage to orbit aerospace aircraft^[46]

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图21 两级入轨布局^[47]

Fig.21 Layout of two-stage to orbit vehicle^[47]

5 宽速域飞行器主要技术难点

5.1 升阻特性匹配

适合不同飞行速域的气动外形难以兼顾其他速域的气动要求^［13］。亚声速飞行器飞行速度较小，有足够大的升力面来提供升力是亚声速气动设计的主要考虑因素，通常亚声速飞行器采用大展弦比翼身组合布局。超声速飞行器飞行速度大，为减小激波阻力，提高临界马赫数，常采用小展弦比机翼、细长机身构型，同时采用鸭翼、边条翼等设计增加低速下的升力，如何在提高飞行速度的同时降低波阻是超声速飞行器的重点研究方向。当飞行速度进一步增加时，易形成升阻比屏障。利用乘波特性的飞行器能达到较高的飞行速度，但该类飞行器存在非设计工况来流动压变化较大、低速下升力不足等难题^{［

58-59}^］，无法完成较宽速域的飞行任务。考虑到不同速域下的升阻特性不同，兼顾水平起降高超声速宽速域飞行的飞行器必须同时满足低速下较高升力和高速下高升阻比要求，这对飞行器的气动外形设计提出了挑战。

5.2 稳定性

飞行器的纵向稳定性与飞行器的气动焦点、压心位置、重心位置有关。由于气动焦点及压心位置会随着飞行马赫数和飞行攻角的改变而变化，飞行器从水平跑道起飞到高超声速巡航这一阶段，气动焦点和压心位置的变化较大。以刘传振等研究的双后掠乘波体为例^［40］，高速状态和低速状态下，飞行器的气动焦点位置差异较大，如图22所示。另外，由于适用于高速飞行的飞行器为减少阻力，机身整体呈现细长条状，横航向安定面设计裕度较小，所以飞行器的横航向稳定性会受到严重的影响。因此在实际设计宽速域飞行器时，要综合飞行任务、气动性能需求，通过合理布置飞行器整体气动外形和设置操纵安定面来保证飞行器的纵向以及横航向稳定性。

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图22 双后掠乘波体气动焦点变化^[40]

Fig.22 Variation of aerodynamic focus of double-swept waverider^[40]

5.3 减阻降热

减阻降热是进行高超声速飞行的飞行器历来存在的技术难题^［60］。为达到高速飞行下尽可能减少激波阻力和粘性阻力的目的，高超声速飞行器整体构型多采用大长细比机身，飞行器头部更需要尖前缘设计，但这在降低阻力的同时带来了严重的气动加热问题，而传统钝化前缘半径的方式又会导致飞行器头部产生弓形激波而增加飞行器的激波阻力和摩擦阻力。因此，在保证飞行器气动力、总体装载需求的情况下，研究飞行器在不同流场中的气动加热机理、合理优化飞行器外形、寻找新型减阻防热材料是宽速域飞行器设计的重要研究方向。

5.4 推进技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的动力研究热点，燃料增混、燃烧强化、边界层转捩和燃烧热防护等是目前超燃冲压发动机的研究难点^［61］，并且单一动力结构无法满足从水平起飞到高超声速阶段的动力需求。组合动力中，火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）引射阶段推力小，不适用于水平起降；涡轮机组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）低速阶段比冲较大，经济性能好，具有较好的工程应用前景^［62］。由于不同飞行阶段对飞行动力的需求不同，因此如何实现模态良好转换是推进技术的研究难点^［63］。另外，飞行器的气动性能与推进系统相互关联，为提高高超声速巡航效率，需要尽可能地利用乘波设计方法对推进系统与机体进行一体化设计，但目前乘波设计方法在宽速域范围内存在一定的局限性，机体设计和推进系统设计相对比较分散，多处于单独设计或部分耦合研究阶段。因此，如何进行动力系统设计和布置以满足宽速域范围内的需求是后续工作需要重点研究的。

5.5 一体化设计

随着飞行器的飞行速度不断提升，机体凸出部件带来的阻力急剧增加，当飞行速度到达高超声速时，气动加热效应显著，易造成表面烧蚀、通信制导受阻等问题。因此，高速飞行器要求外形尽可能一体化设计，这与舵面设置等气动控制要求相矛盾。另外，冲压发动机作为高超声速阶段的推进动力，常采用前体与进气道一体化设计等内外流一体化设计方法来提高高超声速气动效率，因此推进系统与机体耦合程度高。故高超声速宽速域飞行器不仅需要考虑外形设计一体化与气动控制之间的关系，还需要将机体和推进系统的一体化设计作为研究重点。

6 结论

水平起降、高超声速宽速域飞行器是当前航空航天的前沿研究热点，具有十分重要的战略发展意义，许多国家已进行了大量的研究，但高超声速宽速域飞行器实现工程化应用仍存在许多难题有待解决。经过对国内外宽速域飞行器的研究进展和现状进行梳理总结，主要得出以下几点结论和展望：

（1）水平起降、可重复使用的高超声速宽速域飞行器是各个大国的研究热点，并且经过多年的研究，在宽速域飞行器的气动设计、推进系统和材料技术等方面均有了一定的理论和技术研究成果。

（2）通过总结现有宽速域飞行器的研究现状，提出适用于水平起降高超声速飞行的宽速域飞行器主要有涡波效应-乘波构型、机翼-乘波构型和变形/组合构型三大类的观点。这三类的宽速域飞行器研究仍处于理论验证阶段，均有一定的可行性和不足，如表1所示，有待更深入、更系统地研究。

表 1 宽速域飞行器构型对比

Table 1 Wide speed range aircraft configuration comparison

（3）升阻特性匹配、稳定性、减阻降热、推进技术、一体化设计是后续宽速域飞行器工程化需要深入探讨的，足够容积满足载重要求也是高超声速宽速域飞行器设计时需要重点考虑的。

（4）设计水平起降、可重复使用的高超声速宽速域飞行器时，应充分考虑飞行器各个飞行阶段的特点，特别是跨声速阶段局部激波变化带来的复杂气动问题以及高超声速环境下飞行器会面临强粘性效应、高温气体效应等实际飞行问题，这需要更加完善高超声速宽速域飞行器的设计理论，进一步发展试验和测试技术，建立较为完备的理论和实验相结合的研究体系。

本文刊登于《空天技术》2022年第4期

引用本文：谢赞, 周灿灿, 赵振涛, 等. 宽速域飞行器发展及研究现状综述[J]. 空天技术, 2022(4): 28-39.