楊龍 王璐 李雪飛 錢戰(zhàn)森

摘要：高超聲速飛行器在亞、跨、超及高超聲速等速域內(nèi)的氣動(dòng)效率與容量問題是制約高超聲速飛行器實(shí)用化的重要瓶頸問題。大容量寬速域高性能氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)在保證高超聲速巡航階段高氣動(dòng)性能的同時(shí)，迫切需要在具備足夠容量的前提條件下實(shí)現(xiàn)高的亞、跨及超聲速氣動(dòng)效率。通過綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力，提出了一種渦波綜合利用寬速域大容量氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法。結(jié)合計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，設(shè)計(jì)得到一種背負(fù)式大容量氣動(dòng)布局，計(jì)算結(jié)果表明，該布局在跨聲速與高超聲速下的最大升阻比分別可達(dá)到10.3與5.9，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下均具有良好的氣動(dòng)性能，彌補(bǔ)了傳統(tǒng)乘波體氣動(dòng)布局在亞、跨聲速下的性能缺陷，可為高超聲速飛行器氣動(dòng)布局走向工程應(yīng)用提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：寬速域；大容量；渦波綜合利用；氣動(dòng)布局；優(yōu)化設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)：V221.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.007

高超聲速飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)具有戰(zhàn)略性、前瞻性、標(biāo)志性和帶動(dòng)性，是21世紀(jì)航空航天技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)研究領(lǐng)域[1]。以美國(guó)為代表，對(duì)高超聲速飛行器研究已經(jīng)從概念和原理性探索階段進(jìn)入到具有明確應(yīng)用背景的先期技術(shù)開發(fā)和飛行演示試驗(yàn)階段，其中以X-43A和X-51A代表的高超聲速飛行器先進(jìn)技術(shù)已經(jīng)成功地進(jìn)行了飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)[2-4]。

近年來，世界各航空航天強(qiáng)國(guó)基本已經(jīng)構(gòu)建了高超聲速飛行器設(shè)計(jì)理論、原理與設(shè)計(jì)方法。自1959年Nonweiler提出乘波構(gòu)型概念以來，乘波體設(shè)計(jì)理論的提出與完善更是為該類飛行器設(shè)計(jì)提供了便利的工具手段。至今，楔形流乘波體設(shè)計(jì)方法[5]、錐形流乘波體設(shè)計(jì)方法[6]、密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法[7]等均開展了系列基礎(chǔ)理論與工程應(yīng)用研究。尤延鋮等更將乘波原理由外流乘波拓展到內(nèi)流乘波，提出內(nèi)外流雙乘波一體化設(shè)計(jì)方法[8-9]。但是以上研究?jī)H僅解決了高超聲速飛行器在高超聲速巡航階段的氣動(dòng)性能，沒有考慮到低跨聲速段氣動(dòng)性能，低跨聲速段嚴(yán)重的性能缺陷日益成為制約其工程化應(yīng)用的瓶頸問題。

近年來，國(guó)內(nèi)外學(xué)者面向高超聲速飛行器寬速域設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了諸多嘗試。國(guó)防科技大學(xué)李世斌等[10]提出一種可變馬赫數(shù)乘波體設(shè)計(jì)新方法，該設(shè)計(jì)方法的創(chuàng)新點(diǎn)在于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)可變，圓錐角隨馬赫數(shù)變化。當(dāng)飛行馬赫數(shù)變化時(shí)，飛行器可保持乘波特性，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下具有良好的氣動(dòng)性能，這對(duì)高超聲速飛行器一體化設(shè)計(jì)非常有利。西北工業(yè)大學(xué)韓忠華團(tuán)隊(duì)[11]基于Kriging模型的代理優(yōu)化算法開展了高超聲速飛行器寬速域翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，得到的新型雙S形翼型實(shí)現(xiàn)跨聲速升阻比78.9，高超聲速升阻比5.94，充分肯定了高超聲速條件下翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)的重要作用。以上研究緩解了高超聲速飛行器低跨聲速與高超聲速氣動(dòng)矛盾，但距離具有明確應(yīng)用背景的真實(shí)飛行器氣動(dòng)布局技術(shù)開發(fā)仍存在很大距離。

為了加快高超聲速飛行器工程化應(yīng)用，需要提高其執(zhí)行真實(shí)任務(wù)所需的容量與各速域（亞、跨、超及高超聲速）氣動(dòng)性能，避免在加速段因低氣動(dòng)性能而導(dǎo)致的油耗過高問題，有必要對(duì)高超聲速飛行器大容量寬速域氣動(dòng)布局開展研究。高超聲速飛行器的大容量設(shè)計(jì)所需的氣動(dòng)外形、低速域階段高氣動(dòng)性能所需的氣動(dòng)外形和高速域階段高氣動(dòng)性能所需的氣動(dòng)外形往往是相互矛盾的。本文針對(duì)高超聲速飛行器容量及各速域高氣動(dòng)性能所需的氣動(dòng)外形矛盾問題，通過對(duì)低速渦升力與高速激波壓縮升力的綜合利用，探索保證高超聲速飛行器容量需求及高超聲速飛行巡航性能要求的同時(shí)，解決傳統(tǒng)高超聲速飛行器布局設(shè)計(jì)中亞、跨聲速階段的低氣動(dòng)效率問題。

1大容量寬速域氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

乘波體設(shè)計(jì)方法是目前熱門且主流的高超聲速飛行器設(shè)計(jì)方法，通過將激波后的高壓區(qū)限制在迎風(fēng)面從而避免/降低高壓流動(dòng)向背風(fēng)面泄漏，充分利用高超聲速階段的激波壓縮升力效應(yīng)，相較常規(guī)飛行器可提升多達(dá)25%的氣動(dòng)升力，從而實(shí)現(xiàn)高超聲速巡航態(tài)的高升阻比。但該設(shè)計(jì)方法得到的幾何構(gòu)型通常容量低，且在低跨聲速時(shí)性能差，是目前制約其工程化的最大障礙。

本文通過綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力，提出了一種面向高超聲速飛行器的渦波綜合利用大容量寬速域氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法。該方法通過組合乘波前體、大容量機(jī)身與寬速域曲線前緣機(jī)翼，在保證了高超聲速飛行器大容量需求與高超聲速巡航階段氣動(dòng)性能要求的同時(shí)，提高了飛行器的亞、跨聲速氣動(dòng)性能。采用大容量機(jī)身可以保證高超聲速飛行器的容量需求；高超聲速段采用乘波體設(shè)計(jì)方法將激波與高壓流動(dòng)維持在飛行器下表面，通過“騎乘激波飛行”實(shí)現(xiàn)高升阻比；在亞跨聲速段通過曲線前緣翼的大后掠邊條向背風(fēng)面卷起漩渦，造成背風(fēng)面前緣大面積低壓區(qū)，有效提高了亞跨聲速段的氣動(dòng)升力，避免氣動(dòng)性能的顯著惡化。整體設(shè)計(jì)思路如圖1所示，圖2給出了渦波綜合利用的設(shè)計(jì)原理示意圖。

本文設(shè)計(jì)的布局外形如圖3所示，采用背負(fù)式進(jìn)氣內(nèi)外流雙乘波一體化布局設(shè)計(jì)，選取Ma=6.5作為彎曲激波外壓縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)，雙垂尾布置在機(jī)翼兩端。該布局的關(guān)鍵幾何參數(shù)見表1。

考慮到高超聲速飛行器所處的嚴(yán)酷氣動(dòng)熱環(huán)境，所有銳邊進(jìn)行鈍化處理，最小鈍化半徑10mm。推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)置于機(jī)身背部前體激波內(nèi)，避免激波干擾導(dǎo)致的波阻增量。推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)翼采用翼身融合設(shè)計(jì)，通過推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)翼的協(xié)調(diào)優(yōu)化保證整機(jī)具備滿足真實(shí)飛行的容量要求。

基于弓形邊條設(shè)計(jì)思想，通過優(yōu)化組合不同后掠角乘波翼實(shí)現(xiàn)渦波綜合應(yīng)用乘波翼設(shè)計(jì)?？紤]到機(jī)翼厚度以及結(jié)合乘波體設(shè)計(jì)參數(shù)特點(diǎn)等因素，給定乘波流場(chǎng)設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)與激波角，并通過前后組裝布置高速大后掠角乘波前翼與低速小后掠角乘波主翼，實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)時(shí)的“乘波”升力和低馬赫數(shù)時(shí)邊條翼為主翼所帶來的誘導(dǎo)渦升力的綜合應(yīng)用，從而提高布局寬速域氣動(dòng)效率。

2渦波綜合利用效果分析

2.1計(jì)算方法

采用SA湍流模型，利用有限體積法將控制方程離散，空間離散方法采用Roe格式，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS隱式方法。計(jì)算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了保證能夠模擬邊界層內(nèi)的流動(dòng)特征，在物面附近生成棱柱層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為飛機(jī)參考長(zhǎng)度的10-6，網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為600萬左右，網(wǎng)格分布如圖4所示。物面采用無滑移物面邊界條件，對(duì)稱面采用對(duì)稱邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)由當(dāng)?shù)匾痪S黎曼不變量確定，進(jìn)氣道部分采用冷通流數(shù)值模擬方法。渦波綜合利用效果評(píng)估的典型計(jì)算狀態(tài)見表2。

2.2算例驗(yàn)證

選擇AGARD-B標(biāo)模（見圖5）來驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的精度。采用半模非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在靠近物面附近采用長(zhǎng)寬比較大的網(wǎng)格來識(shí)別流動(dòng)邊界層，在遠(yuǎn)離邊界的地方采用四面體網(wǎng)格填充，這樣處理能保證效率和精度的平衡。網(wǎng)格單元總數(shù)為700萬左右。計(jì)算來流馬赫數(shù)Ma=4.0，靜溫71.4K，靜壓1975.8Pa。

計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[12]對(duì)比如圖6所示。數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)高度吻合，說明本文所采用的數(shù)值模擬方法具有較高的精度，可用于計(jì)算和分析飛行器布局的氣動(dòng)特性。

2.3跨聲速渦升力效應(yīng)

圖7給出了來流馬赫數(shù)0.8時(shí)典型迎角下飛行器表面流線結(jié)構(gòu)。迎角-2°與0°時(shí)機(jī)翼上表面沒有旋渦生成。在迎角5°時(shí)，由機(jī)翼前緣邊條誘導(dǎo)產(chǎn)生一級(jí)渦，由中段前緣機(jī)翼發(fā)展出二級(jí)渦，二級(jí)渦產(chǎn)生的吸力占渦升力的主導(dǎo)作用，誘導(dǎo)二級(jí)渦側(cè)后方機(jī)翼背風(fēng)面前緣區(qū)域產(chǎn)生低壓區(qū)。當(dāng)迎角達(dá)到9°時(shí)，一級(jí)渦與二級(jí)渦合并成為覆蓋過半翼面的大渦，在機(jī)翼背風(fēng)面誘導(dǎo)出大面積低壓區(qū)。平坦的前體背風(fēng)面在大的馬赫數(shù)與迎角變化范圍內(nèi)都具有所期望的渦結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道前基本是二維平面流動(dòng)，確保了進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能。

圖8展示了來流馬赫數(shù)0.8時(shí)典型迎角下飛行器上表面壓力系數(shù)分布及渦的發(fā)展。伴隨迎角增大，機(jī)翼表面壓力沿展向分布變化增大。飛行迎角在5°及以上時(shí)，由曲線前緣翼的大后掠邊條卷起漩渦，并在后掠主翼的擾動(dòng)下渦強(qiáng)度進(jìn)一步增強(qiáng)。漩渦導(dǎo)致背風(fēng)面出現(xiàn)大面積低壓區(qū)，提高了整機(jī)升力特性。在5°～9°迎角范圍內(nèi)，相同縱向站位處渦強(qiáng)度隨迎角增加而增加，同時(shí)背風(fēng)面漩渦導(dǎo)致的低壓區(qū)面積擴(kuò)大。由機(jī)頭向機(jī)尾方向，渦強(qiáng)度降低，由此導(dǎo)致機(jī)翼背風(fēng)面吸力減弱。

圖9給出了該布局在Ma=0.4與Ma=0.8時(shí)的全機(jī)升力與升阻比情況。可以發(fā)現(xiàn)，在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，升力線斜率基本不變，渦升力推遲了失速迎角，使得該布局在較大迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)隨迎角增加而線性增加，直到12°迎角尚未出現(xiàn)失速現(xiàn)象。當(dāng)來流馬赫數(shù)為0.4時(shí)在3o迎角達(dá)到最大升阻比8.5，當(dāng)來流馬赫數(shù)為0.8時(shí)在3o迎角達(dá)到最大升阻比9.8。需要注意的是，以上氣動(dòng)力特性均為扣除內(nèi)流氣動(dòng)力。

2.4高超聲速激波壓縮升力效應(yīng)

高超聲速飛行器存在升阻比屏障[13]，在氣動(dòng)布局概念設(shè)計(jì)中，對(duì)于無黏設(shè)計(jì)升阻比采用式（2）：

根據(jù)以上公式，高超聲速飛行器最大升阻比約在6左右。美國(guó)空軍首席科學(xué)家Lewis[14]曾經(jīng)提出：利用完善的乘波理論可以很容易地設(shè)計(jì)出升阻比為5～7的飛行器。但經(jīng)過多年的技術(shù)發(fā)展，我們發(fā)現(xiàn)以上觀點(diǎn)過于樂觀，目前匹配上吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器升阻比最大僅為3.8。參考文獻(xiàn)[4]和參考文獻(xiàn)[15]指出，X-43A在Ma=7.0、α=2.0°～ 2.5°下飛行時(shí)，升阻比約為2；X-51A通氣狀態(tài)的升阻比也比較低，在Ma=6.0、α=4.0°～5.0°時(shí)，巡航升阻比基本在2.2～ 2.5之間。

為了提高飛行器的升阻比，本文采用乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行乘波前體設(shè)計(jì)。乘波體是一種利用自身激波提高其整體性能的飛行器，通過“騎乘”高超聲速飛行器下部激波產(chǎn)生的高壓氣流，獲得額外的壓縮升力。圖10給出了Ma=6.0時(shí)飛行器升力與升阻比情況。在來流馬赫數(shù)Ma=6.0、α= 20°時(shí)升力系數(shù)非線性增量為0.0695，增幅為23.5%。飛行器最大升阻比為5.3，值得注意的是，這里采用冷通流數(shù)值模擬方法，扣除內(nèi)阻。

圖11給出了Ma=6.0時(shí)典型迎角下的對(duì)稱面馬赫數(shù)分布，可以發(fā)現(xiàn)在0°迎角時(shí)前體激波未封口。在5°迎角時(shí)前體激波正好打在進(jìn)氣道唇口，保證前體激波在縱向與橫向包住整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)，避免激波干擾導(dǎo)致的波阻增量。氣動(dòng)升力的主要貢獻(xiàn)來自于迎風(fēng)面，但當(dāng)飛行器在小迎角飛行時(shí)，飛行器背風(fēng)面對(duì)升力也有貢獻(xiàn)，因?yàn)榇嬖谟邢薜呢?fù)壓力系數(shù)，如圖12所示。

3渦波綜合利用布局氣動(dòng)外形優(yōu)化

3.1 ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)

渦波綜合利用布局氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)基于ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)[16]開展。該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)是航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院（AVIC ARI）針對(duì)飛行器氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。它可以求解任意多約束的單目標(biāo)、多目標(biāo)優(yōu)化問題，主要應(yīng)用于高精度計(jì)算流體力學(xué)（CFD）的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，也可用于氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)/隱身等多學(xué)科優(yōu)化及其他工程優(yōu)化設(shè)計(jì)問題，在軍、民用飛行器氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)上得到了較為廣泛的應(yīng)用。優(yōu)化軟件集成于航空工業(yè)氣動(dòng)院大型計(jì)算集群，可進(jìn)行大規(guī)模并行優(yōu)化。該軟件包含氣動(dòng)外形參數(shù)化、網(wǎng)格自動(dòng)變形、高逼真度CFD數(shù)值模擬、代理模型和高效優(yōu)化算法等模塊，代理模型技術(shù)采用的算法和程序模塊主要來自西北工業(yè)大學(xué)韓忠華教授團(tuán)隊(duì)[17-23]。

3.2優(yōu)化策略

針對(duì)渦波綜合利用布局氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)的設(shè)計(jì)狀態(tài)如下：

3.2.1參數(shù)化方法

由于模型比較復(fù)雜，涉及機(jī)翼機(jī)身融合過渡及較多幾何約束，因此采用基于CATIA二次開發(fā)的參數(shù)化方法。基于CATIA二次開發(fā)的參數(shù)化方法可以調(diào)用CATIA曲面造型模塊生成高精度曲線曲面，適合復(fù)雜模型生成；同時(shí)該方法可以方便地計(jì)算面積、容積、前后梁高度等幾何約束特性，滿足渦波綜合利用布局氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)對(duì)幾何約束的需求。

渦波綜合利用布局氣動(dòng)外形參數(shù)化主要由三部分組成，即過渡段造型參數(shù)化、機(jī)翼/機(jī)身相對(duì)位置參數(shù)化及機(jī)翼剖面翼型參數(shù)化，共51個(gè)控制參數(shù)。過渡段造型由一條Bezier曲線控制（見圖13），該曲線由9個(gè)參數(shù)控制。機(jī)翼/機(jī)身相對(duì)位置參數(shù)化共6個(gè)控制參數(shù)（見圖14），包含機(jī)翼相對(duì)機(jī)身在垂直于來流方向位置控制參數(shù)三個(gè)和機(jī)翼各控制剖面的扭轉(zhuǎn)角三個(gè)。機(jī)翼各剖面翼型參數(shù)化方法采用Hicks-Henne參數(shù)化方法，控制剖面1翼型使用18個(gè)控制參數(shù)；控制剖面2和3使用相同翼型，18個(gè)控制參數(shù)。為保證機(jī)身具有較大容量，優(yōu)化設(shè)計(jì)過程不對(duì)機(jī)身進(jìn)行大范圍修改，僅機(jī)身下表面隨控制剖面1翼型下表面進(jìn)行細(xì)微過渡調(diào)整。

3.2.2網(wǎng)格

為提高優(yōu)化設(shè)計(jì)效率，兩個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)采用同一套網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)半模網(wǎng)格（見圖15），網(wǎng)格量為316萬網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，附面層首層高度為1.5×10-5m，遠(yuǎn)場(chǎng)為50倍機(jī)身長(zhǎng)度。

3.2.3優(yōu)化算法

本文采用代理優(yōu)化算法，是近年來興起的一種基于代理模型的高效優(yōu)化算法[23-24]。該方法結(jié)合了高精度代理模型技術(shù)及高效的多目標(biāo)遺傳算法，既保留了遺傳算法的全局性，又提高了遺傳算法的優(yōu)化效率。大量的標(biāo)準(zhǔn)測(cè)試算例和實(shí)際工程應(yīng)用的優(yōu)化算例[16]表明，對(duì)于局部?jī)?yōu)化問題，基于可加點(diǎn)Kriging代理模型的多目標(biāo)遺傳算法的優(yōu)化效率（以目標(biāo)函數(shù)計(jì)算次數(shù)為評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)）與梯度法相當(dāng)；對(duì)于全局優(yōu)化問題，優(yōu)化效率比遺傳算法等其他全局優(yōu)化算法高1～2個(gè)數(shù)量級(jí)。

優(yōu)化流程如圖16所示，可描述如下：（1）對(duì)設(shè)計(jì)空間進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)，獲得初始樣本點(diǎn)并調(diào)用數(shù)值求解模塊獲得響應(yīng)值，構(gòu)建初始代理模型；（2）基于代理模型，采用多目標(biāo)遺傳算法求解相應(yīng)的子優(yōu)化問題，以很小的計(jì)算代價(jià)，對(duì)最優(yōu)解進(jìn)行預(yù)測(cè)，按照一定的優(yōu)化加點(diǎn)準(zhǔn)則獲得新樣本點(diǎn)；（3）調(diào)用數(shù)值求解模塊計(jì)算得到新樣本點(diǎn)響應(yīng)值，并將結(jié)果添加到現(xiàn)有數(shù)據(jù)集中，不斷更新代理模型，直到所產(chǎn)生的樣本點(diǎn)序列收斂于局部或全局最優(yōu)解。

3.3優(yōu)化結(jié)果

使用拉丁超立方方法進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)，構(gòu)建樣本空間，初始樣本點(diǎn)共96個(gè)。優(yōu)化過程中加點(diǎn)4次，共調(diào)用CFD求解器對(duì)樣本點(diǎn)進(jìn)行評(píng)估131次，收斂歷程如圖17所示（綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)間及優(yōu)化效果人工干預(yù)結(jié)束優(yōu)化設(shè)計(jì)過程）。圖18為優(yōu)化后氣動(dòng)外形示意圖。

表3為優(yōu)化前后氣動(dòng)特性對(duì)比表（優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)為了提高優(yōu)化效率，對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)單處理，將進(jìn)氣道入口與出口處進(jìn)行封堵，入口處設(shè)置為壓力入口邊界，出口處設(shè)置為無滑移物面邊界，氣動(dòng)力積分時(shí)不計(jì)算出口/入口處氣動(dòng)力，因此在升阻力數(shù)值上與前文評(píng)估結(jié)果略有差別；表中K代表升阻比，dK代表升阻比相較初始構(gòu)型的變化量）。相比初始構(gòu)型，Ma=0.8、α=3°時(shí)升阻比增加4.8%；Ma=6.0、α=5°時(shí)升阻比增加6.2%。圖19～圖22為不同狀態(tài)下初始構(gòu)型和優(yōu)化構(gòu)型上下表面壓力云圖對(duì)比圖，可以看出Ma=0.8時(shí)優(yōu)化構(gòu)型顯著減小了上表面激波強(qiáng)度，從而降低阻力；Ma=6.0時(shí)優(yōu)化構(gòu)型迎風(fēng)面壓力分布更為和緩，背風(fēng)面漏波情況得到一定程度改善。

將優(yōu)化模型增加進(jìn)氣道等部件，采用冷通流方式進(jìn)行模擬評(píng)估，以驗(yàn)證飛行器整體性能及優(yōu)化設(shè)計(jì)效果。表4為帶進(jìn)氣道等部件時(shí)飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)前后氣動(dòng)特性對(duì)比表，圖23為采用冷通流方法評(píng)估得到的飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)前后升力系數(shù)、升阻比隨迎角變化曲線。由表3和表4可知本文采用的模型處理方法不會(huì)影響優(yōu)化效果。從圖23可以看到優(yōu)化構(gòu)型在設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)性能提升明顯，且在各速域的非設(shè)計(jì)點(diǎn)（除Ma=6.0，α=-2°狀態(tài)）氣動(dòng)特性均比原始構(gòu)型有所提高。

4結(jié)論

本文通過綜合利用低跨聲速渦升力與高超聲速激波壓縮升力，提出了一種渦波綜合利用寬速域大容量氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法。結(jié)合CFD方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，設(shè)計(jì)得到一種背負(fù)式大容量氣動(dòng)布局。研究結(jié)果表明，該布局在足夠的容積效率條件下在寬速域范圍內(nèi)具有良好的氣動(dòng)性能，可為高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考。主要結(jié)論包括以下兩點(diǎn)：

（1）建立了渦波綜合利用設(shè)計(jì)方法，通過優(yōu)化組合乘波前體與寬速域曲線前緣機(jī)翼，綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力可以有效協(xié)調(diào)高超聲速飛行器亞跨聲速與高超聲速氣動(dòng)設(shè)計(jì)矛盾。

（2）基于渦波綜合利用原理，結(jié)合CFD方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，設(shè)計(jì)得到一種背負(fù)式大容量氣動(dòng)布局，該布局在跨聲速與高超聲速下的最大升阻比分別為10.3與5.9，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下具有良好的氣動(dòng)性能。

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（責(zé)任編輯王昕）

作者簡(jiǎn)介

楊龍（1988-）男，學(xué)士，工程師。主要研究方向：氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

Tel：024-86566716

E-mail：jerryyl216@163.com

Vortex-wave Comprehensive Utilization for Large Volume Capacity and Wide-speed Aerodynamic Layout Optimization Design

Yang Long*，Wang Lu，Li Xuefei，Qian Zhansen

Aeronautical Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Force Research，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China

Abstract： The problem of sub-sonic aerodynamic efficiency and capacity of hypersonic vehicles has become a bottleneck problem that restricts the technology of hypersonic vehicles from the conceptual and theoretical exploration stage to the advanced technology development and flight demonstration test stage with clear application background. The high-capacity and wide-speed domain high-performance aerodynamic layout design technology should ensure high aerodynamic performance during the hypersonic cruise stage， and urgently needs to achieve high transonic speed aerodynamic efficiency under the premise of sufficient capacity. Through the comprehensive use of low-speed vortex lift and high-speed shock compression lift， a vortex-wave comprehensive utilization of wide-speed domain and large-capacity aerodynamic layout design method was proposed. Combining the CFD method and the ARI_OPT optimization design platform， a knapsack large-capacity aerodynamic layout was designed. The evaluation results show that the maximum lift-to-drag ratio of the layout at transonic and hypersonic speeds is 10.3 and 5.9， respectively. The overall performance of the aircraft is stable and has good aerodynamic performance under wide-speed conditions， which makes up for the performance defects of the traditional wave rider aerodynamic layout at transonic speed， and can provide technical support for hypersonic aircraft to engineering applications.

Key Words： wide-speed domain； large capacity； vortex-wave comprehensive utilization； aerodynamic layout； optimization design