考虑升力匹配的高超飞行器气动布局优化设计

doi:10.7527/S1000-6893.2025.32064

第二十七届中国科协年会专栏

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考虑升力匹配的高超飞行器气动布局优化设计

张阳¹^,², 韩忠华¹^,²(), 张科施¹^,², 宋科¹^,², 宋文萍¹^,²

^1.西北工业大学航空学院气动与多学科优化设计研究所，西安 710072
^2.飞行器基础布局全国重点实验室，西安 710072

收稿日期:2025-04-02 修回日期:2025-05-30 接受日期:2025-07-10 出版日期:2025-07-28 发布日期:2025-10-30
通讯作者: 韩忠华 E-mail:hanzh@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家重点研发计划(2023YFB3002800);国家自然科学基金(52472385);国家自然科学基金(12072285)

Aerodynamic design optimization of hypersonic vehicles considering lift matching

Yang ZHANG¹^,², Zhonghua HAN¹^,²(), Keshi ZHANG¹^,², Ke SONG¹^,², Wenping SONG¹^,²

^1.Institute of Aerodynamic and Multidisciplinary Design Optimization，School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^2.National Key Laboratory of Aircraft Configuration Design，Xi’an 710072，China

Received:2025-04-02 Revised:2025-05-30 Accepted:2025-07-10 Online:2025-07-28 Published:2025-10-30
Contact: Zhonghua HAN E-mail:hanzh@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Key Research and Development Program of China(2023YFB3002800);National Natural Science Foundation of China(52472385)

摘要/Abstract

摘要：

宽速域气动设计是水平起降空天飞机研制的瓶颈问题之一。空天飞机在全包线飞行过程中经历极宽的速域和极广的空域，不同速域下的飞行动压存在量级上的差异；飞行器匹配自身重力所需的升力面大小存在显著不同，使得气动布局设计过程中升力匹配设计存在很大挑战。在优先满足低速起飞升力设计要求时，高速飞行的设计升力状态会显著偏离其最大升阻比状态，导致可用升阻比不足。首先，结合空天飞机宽域飞行环境，分析了水平起降空天飞机宽速域升力匹配设计需求。其次，发展了一种考虑升力匹配的全局气动优化设计方法，并针对Sanger空天飞机载机的机翼开展了考虑升力匹配的机翼平面及剖面外形气动优化设计研究，优化机翼在满足起飞升力约束的前提下，在超声速和高超声速状态下的可用升阻比分别提升了20.00%和8.12%，显著缓解了高速可用升阻比不足的难题。最后，开展了机体干扰下考虑升力匹配的机翼平面外形优化设计，验证了发展的方法在全机构型下的适用性。

关键词: 空天飞机, 宽速域, 升力匹配, 机翼, 气动设计

Abstract:

Wide-speed-range aerodynamic design remains one of the critical bottlenecks in the development of horizontal takeoff and landing aerospace planes. These vehicles operate across an exceptionally broad flight envelope， encountering significant variations in both dynamic pressure and atmospheric conditions. The disparity in required lift across low-speed and high-speed regimes leads to conflicting demands on the lifting surface sizing， introducing considerable challenges in achieving an aerodynamically balanced configuration throughout the entire mission profile. Specifically， satisfying the lift requirements for low-speed takeoff typically results in excessive lifting surface area under high-speed conditions， causing a marked deviation from the optimal lift-to-drag ratio and limiting the vehicle’s aerodynamic efficiency. To address this challenge， we first analyze the lift matching requirements associated with wide-speed-range operations of horizontal takeoff aerospace planes. A global aerodynamic optimization framework is then developed， explicitly incorporating lift matching constraints into the configuration design process. The proposed methodology is applied to the wing planform and airfoil shape optimization of the Sanger aerospace plane carrier aircraft. Under the constraint of meeting low-speed takeoff lift requirements， the optimized wing achieves an improvement of 20.00% in the available lift-to-drag ratio under supersonic conditions and 8.12% under hypersonic conditions， effectively mitigating the aerodynamic efficiency degradation at high speeds. Finally， the optimization framework is extended to account for fuselage-wing aerodynamic interference effects， and its applicability to full-vehicle configuration aerodynamic optimization is demonstrated.

Key words: aerospace plane, wide-speed-range, lift matching, wing, aerodynamic design

中图分类号:

V211.3

张阳, 韩忠华, 张科施, 宋科, 宋文萍. 考虑升力匹配的高超飞行器气动布局优化设计[J]. 航空学报, 2026, 47(1): 632064.

Yang ZHANG, Zhonghua HAN, Keshi ZHANG, Ke SONG, Wenping SONG. Aerodynamic design optimization of hypersonic vehicles considering lift matching[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(1): 632064.

图/表 42

图 1

图 2

表1

DLR-F6翼身组合体的CFD计算值与试验值对比

方法	迎角 $α / (°)$	阻力系数 $C D$	俯仰力矩系数 $C m$
试验	0.520	0.029 5	-0.121 1
仿真	0.417	0.029 8	-0.118 0

表1

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

表2

图 13

表3

图 14

表4

表5

机翼平面形状优化的数学模型

目标/约束	函数	描述
Minimize	$M i n : ω 1 D w, M a = 2.0 / D w 0, M a = 2.0 + ω 2 D w, M a = 6.0 / D w 0, M a = 6.0$	目标：最小化超声速和高超声速状态的阻力
Subject to	$L w, M a = 0.3 ≥ L 0$	约束1：典型起飞状态升力不小于所需升力
	$L w, M a = 2.0 = L s u p e r$	约束2：超声速升/重匹配
	$L w, M a = 6.0 = L h y p e r$	约束3：高超声速升/重匹配

表5

图 15

表6

图 16

表7

图 17

表8

图 18

图 19

图 20

表9

机翼剖面形状优化设计的数学模型

目标/约束	函数	描述
Minimize	$M i n : ω 1 D w, M a = 2.0 / D w 0, M a = 2.0 + ω 2 D w, M a = 6.0 / D w 0, M a = 6.0$	目标：最小化超声速和高超声速状态的阻力
Subject to	$L w, M a = 0.3 ≥ L t a k e - o f f$	约束1：典型起飞状态升力不小于所需升力
	$L w, M a = 2.0 = L d e s i g n, s u p e r$	约束2：超声速升/重匹配
	$L w, M a = 6.0 = L d e s i g n, h y p e r$	约束3：高超声速升/重匹配
	$S r o o t ≥ 0.9 S 0, S k i n k ≥ 0.9 S 0, S t i p ≥ 0.9 S 0$	面积约束4~6：各剖面的面积减小不超过10%
	$t r o o t ≥ 0.99 t 0, t k i n k ≥ 0.99 t 0, t t i p ≥ 0.99 t 0$	厚度约束7~9：各剖面厚度不减小
	$R r o o t ≥ R 0, R k i n k ≥ R 0, R t i p ≥ R 0$	前缘半径约束10~12：各剖面前缘半径不减小

表9

图 21

图 22

表10

图 23

图 24

表11

图 25

表12

表13

全机构型下机翼平面设计优化的数学模型

目标/约束	函数	描述
Minimize	$M i n : ω 1 D M a = 2.0 / D 0, M a = 2.0 + ω 2 D M a = 6.0 / D 0, M a = 6.0$	目标：最小化超/高超声速状态的阻力
Subject to	$L M a = 0.3 ≥ W s u b$	约束1：典型起飞状态升力不小于所需升力
	$L M a = 0.8 = W t r a n$	约束2：跨声速升/重匹配
	$L M a = 2.0 = W s u p e r$	约束3：超声速升/重匹配
	$L M a = 6.0 = W h y p e r$	约束4：高超声速升/重匹配
	$(L / D) M a = 6.0 ≥ (L / D) 0, M a = 6.0$	约束5：高超声速升阻比不小于基准
	$(L / D) M a = 0.8 ≥ 0.95 (L / D) 0, M a = 0.8$	约束6：跨声速升阻比不小于基准的95%

表13

图 26

表14

图 27

表15

参考文献 38

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

平面外形参数	取值
内翼根弦长/m	50
内翼前缘后掠角/（°）	83
外翼前缘后掠角/（°）	67
后缘前掠角/（°）	5
内翼展长/m	3.31
外翼展长/m	8.09

马赫数	高度/km	升力/t
0.3	0	64.3
2.0	10	54.6
6.0	25	45.0

马赫数	最大升阻比状态		升/重匹配状态
马赫数	升力/t	升阻比	升力/t	升阻比
2.0	192.2	8.31	54.6	4.45
6.0	70.3	7.20	45.0	6.65

网格	C_L	C_D	C_D 相对细网格误差/%
粗	0.450 0	0.075 40	0.71
中	0.448 4	0.074 99	0.16
细	0.447 9	0.074 87

参数	基准机翼	Opt-1机翼
机翼面积/m²	224.56	136.68
内翼前缘后掠角/（°）	83.0	68.1
外翼前缘后掠角/（°）	67.0	43.8
翼根弦长/m	50	20.67
Kink处弦长/m	22.75	8.23
翼尖处弦长/m	3.00	4.12
内翼后缘前掠角/（°）	5	-17.7
外翼后缘前掠角/（°）	5	-25.6

考虑升力匹配的高超飞行器气动布局优化设计

Aerodynamic design optimization of hypersonic vehicles considering lift matching

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参数	机翼	Ma=0.3， H=0 km， α=10°	Ma=2.0， H=10 km	Ma=6.0， H=25 km
升力/t	基准	64.30	54.60	45.00
升力/t	Opt-1	64.16	54.60	45.00
升力相对变化/%		-0.19	0	0
阻力/t	基准	10.75	12.27	6.67
阻力/t	Opt-1	10.15	10.88	6.61
阻力相对变化/%		-5.58	-11.33	-2.36
升阻比	基准	5.98	4.45	6.65
升阻比	Opt-1	6.32	5.02	6.81
升阻比相对变化/%		+5.69	+12.81	+2.41
升力系数	基准	0.447 9	0.032 58	0.031 00
升力系数	Opt-1	0.736 5	0.053 55	0.050 93
升力系数相对变化/%		+64.25	+64.36	+64.29
阻力系数	基准	0.074 81	0.007 315	0.004 662
阻力系数	Opt-1	0.116 5	0.010 68	0.007 479
阻力系数相对变化/%		+55.35	+46.00	+60.42

参数	基准构型	优化构型
内翼前缘后掠角/（°）	70.0	68.1
外翼前缘后掠角/（°）	45.0	43.8
翼根弦长/m	18.31	15.87
Kink处弦长/m	8.15	6.87
翼尖处弦长/m	5.50	5.29
内翼后缘前掠角/（°）	0	1.15
外翼后缘前掠角/（°）	0	-17.31

参数	构型	Ma=0.3， H=0 km， α=10°	Ma=0.8， H=3 km	Ma=2.0， H=10 km	Ma=6.0， H=25 km
升力/t	基准	115.6	97	85	62
升力/t	优化	100.5	97	85	62
升力相对变化/%		满足起飞要求	0	0	0
升阻比	基准	5.88	12.71	4.16	4.72
升阻比	优化	5.81	12.55	4.55	4.75
升阻比相对变化/%		-1.19	-1.26	+9.38	+0.64

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