陳冰雁, 劉傳振, 紀(jì)楚群

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

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基于激波裝配法的乘波體設(shè)計(jì)與分析

陳冰雁, 劉傳振*, 紀(jì)楚群

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

乘波體外形通過在給定的高超聲速激波流場(chǎng)中使用流線追蹤法設(shè)計(jì)得到，傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)一般采用二維楔形或者軸對(duì)稱錐形流場(chǎng)生成，設(shè)計(jì)空間受限。為拓展乘波體設(shè)計(jì)空間，引入激波裝配法，數(shù)值計(jì)算帶激波的流場(chǎng)，建立了普適于一般三維流場(chǎng)的乘波體設(shè)計(jì)方法，突破了傳統(tǒng)乘波體設(shè)計(jì)方法的流場(chǎng)限制。引入“導(dǎo)波體”定義三維流場(chǎng)的生成外形，采用平切導(dǎo)波體流場(chǎng)激波及正向追蹤流線的方法設(shè)計(jì)乘波體外形。通過幾類導(dǎo)波體流場(chǎng)生成乘波體的算例，分析了導(dǎo)波體與乘波體之間的關(guān)系，包括縱向截面外形、橫截面外形以及前緣外形等。分析表明，雙錐體在后體產(chǎn)生的激波或膨脹波能有效地改變導(dǎo)波體速度沿縱向的分布特性，利用該特性可在俯視平面形狀受約束的情況下實(shí)現(xiàn)對(duì)乘波體構(gòu)型縱向穩(wěn)定性的按需設(shè)計(jì)；通過改變導(dǎo)波體橫截面外形，可以改變速度沿展向的分布特性，從而實(shí)現(xiàn)乘波體橫截面外形改變；乘波體前緣外形主要與導(dǎo)波體激波在俯視面上的外形相關(guān)，通過后體擴(kuò)張的雙錐外形能夠生成雙前緣乘波體外形。本文指出乘波體與導(dǎo)波體外形之間存在定性對(duì)應(yīng)關(guān)系，其關(guān)系可作為乘波體設(shè)計(jì)時(shí)導(dǎo)波體選擇的參考依據(jù)，為擴(kuò)大設(shè)計(jì)空間、設(shè)計(jì)優(yōu)良乘波體奠定了基礎(chǔ)。

激波裝配法；三維流場(chǎng)；乘波體；氣動(dòng)外形；數(shù)值模擬

0 引 言

乘波體設(shè)計(jì)是當(dāng)前國(guó)際上高超聲速飛行器氣動(dòng)布局研究的重點(diǎn)和熱點(diǎn)之一。乘波體構(gòu)型在設(shè)計(jì)狀態(tài)將激波附著于下表面前緣，阻止了氣流泄露，具有很高的升阻比。升阻比是反應(yīng)高超聲速飛行器氣動(dòng)特性非常重要的一個(gè)參數(shù)，升阻比很大程度上決定了高超聲速飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)哪一種飛行軌道。對(duì)于滑翔式和巡航式高超聲速飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，升阻比往往是非常重要的一個(gè)技術(shù)指標(biāo)，因?yàn)樯璞戎苯雨P(guān)系到飛行器能夠達(dá)到的航程、橫向機(jī)動(dòng)能力等關(guān)鍵戰(zhàn)技術(shù)指標(biāo)。因此，乘波體往往被選擇為高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的基礎(chǔ)構(gòu)型。

乘波體的設(shè)計(jì)要素包括兩點(diǎn)：帶激波的流場(chǎng)與沿流線追蹤生成型面。本文定義生成激波流場(chǎng)的外形為“導(dǎo)波體”，與在流場(chǎng)中追蹤流線得到的外形“乘波體”相對(duì)應(yīng)。傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)方法均可以據(jù)此定義導(dǎo)波體，例如楔形流場(chǎng)乘波體[1]的導(dǎo)波體為二維楔形，錐導(dǎo)乘波體[2-3]對(duì)應(yīng)圓錐，密切錐方法[4-5]的流場(chǎng)是由已知激波形狀反推得到，基準(zhǔn)流場(chǎng)為錐形流，導(dǎo)波體也可以認(rèn)為是錐體的一種?；鶞?zhǔn)流場(chǎng)對(duì)乘波體的性能有著根本性的影響，選擇導(dǎo)波體就是選擇基準(zhǔn)流場(chǎng)，是乘波體設(shè)計(jì)過程的重要環(huán)節(jié)，也是保證乘波體滿足氣動(dòng)、裝載等設(shè)計(jì)要求的基礎(chǔ)。

圓錐的激波流場(chǎng)一般通過求解Taylor-Maccoll方程數(shù)值[6]，在乘波體設(shè)計(jì)中應(yīng)用較多，但這也限制了導(dǎo)波體的選擇范圍，設(shè)計(jì)空間不大，同時(shí)流場(chǎng)模擬不夠準(zhǔn)確[7]。為了規(guī)避傳統(tǒng)乘波體設(shè)計(jì)方法的局限性，相關(guān)學(xué)者提出使用三維流場(chǎng)進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)[8-9]。求解三維流場(chǎng)時(shí)，激波曲面的準(zhǔn)確分辨是一個(gè)難題，Marcu使用激波捕捉法計(jì)算了圓錐流場(chǎng)，并沿流線根據(jù)壓力梯度確定激波位置，這一方法計(jì)算量較大，激波曲面的光滑性難以保證，推廣到復(fù)雜外形存在困難。激波裝配法[10]可以準(zhǔn)確定位激波曲面，為尋找性能更優(yōu)的流場(chǎng)進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)提供了良好的工具。前期工作中筆者使用三維流線追蹤技術(shù)[11]，探索了三維流場(chǎng)乘波體快速設(shè)計(jì)方法，在擴(kuò)大設(shè)計(jì)空間方面具有優(yōu)勢(shì)。

在三維流場(chǎng)乘波體設(shè)計(jì)中，隨著設(shè)計(jì)空間的擴(kuò)大，合理選擇流場(chǎng)變得越來越重要。如果能找到乘波體與導(dǎo)波體外形間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，就可以先根據(jù)乘波體的要求尋找導(dǎo)波體，再用所得的導(dǎo)波體設(shè)計(jì)外形，從而提高乘波體設(shè)計(jì)的靈活性。本文使用激波裝配法計(jì)算帶激波的流場(chǎng)，固定流線追蹤(FCT，F(xiàn)low Capture Tube)初始線為水平直線，投影到激波作為流線追蹤的起始點(diǎn)，即“平切”激波，正向追蹤流線生成乘波體外形。研究幾類導(dǎo)波體生成乘波體的算例，指出乘波體與導(dǎo)波體之間存在一定程度上的對(duì)應(yīng)關(guān)系，可作為未來設(shè)計(jì)中導(dǎo)波體外形選擇的參考依據(jù)。

1 激波裝配法

帶激波的超聲速流場(chǎng)通常采用激波捕捉法數(shù)值求解。激波捕捉法無需將激波作為未知邊界進(jìn)行求解，因此所得到的激波邊界實(shí)際上是一個(gè)流動(dòng)量連續(xù)急劇變化的狹小區(qū)域，給激波的分辨帶來了困難，難以用于乘波體設(shè)計(jì)。

與激波捕捉法不同，激波裝配法則將流場(chǎng)的外激波作為未知外邊界同流場(chǎng)一起求解(圖1)。為此引入三維非定常激波的求解方程，包括Rankine-Hugoniot激波關(guān)系式及描述激波邊界處特征波傳播特性的特征相容關(guān)系式。將上述方程聯(lián)立數(shù)值求解，可求得波后流動(dòng)量及激波速度。由于外激波邊界在求解過程中是移動(dòng)的，因此求解過程需在動(dòng)網(wǎng)格中進(jìn)行。當(dāng)方程解收斂時(shí)，激波速度趨近于零，非定常激波收斂為定常激波，即得到流場(chǎng)外激波的準(zhǔn)確外形，所得激波面可直接用于乘波體設(shè)計(jì)。

圖1 激波捕捉法及裝配法比較Fig.1 Comparison between shock-capturing method and shock-fitting method

采用超聲速Euler方程激波裝配法數(shù)值計(jì)算程序求解導(dǎo)波體激波及流場(chǎng)。選擇文獻(xiàn)[12]所給物形作為測(cè)試算例，其中Ma=6，α=15°,圖2為計(jì)算得到的激波，圖3和圖4分別為激波位置rs和激波斜率rsx與文獻(xiàn)[12]數(shù)據(jù)的比較，可以看出兩者非常吻合。

圖2 激波外形計(jì)算結(jié)果Fig.2 Shock simulation results using shock-fitting method

圖3 激波位置計(jì)算結(jié)果比較Fig.3 Comparison of shock locations

圖4 激波斜率計(jì)算結(jié)果比較Fig.4 Comparison of shock wave slope

2 導(dǎo)波體

2.1 外形基本特征描述方法

在描述乘波體和導(dǎo)波體外形時(shí)采用如圖5所示的坐標(biāo)系，其中Ux、Uy、Uz表示流場(chǎng)速度分量。

圖5 坐標(biāo)系定義Fig.5 Definition of coordinate system

在此坐標(biāo)系下，乘波體和導(dǎo)波體由三個(gè)坐標(biāo)面上的外形描述：1)xy方向上描述縱向截面外形；2)yz方向?qū)?yīng)橫截面外形；3)xz方向描述前緣外形。

固定流線追蹤初始線時(shí)，決定乘波體外形基本特征的因素包括：縱向截面外形與導(dǎo)波體流場(chǎng)速度Uy/Ux沿縱向(x向)分布特性相關(guān)；橫截面與Uy/Ux、Uz/Ux沿展向(z向)的分布特性相關(guān)；前緣外形及長(zhǎng)寬比與激波形狀和流線追蹤初始線切割激波的位置等因素相關(guān)。因此乘波體外形的基本特征可以通過改變導(dǎo)波體的激波外形及速度分布得到。

下面給出兩類可改變激波外形及流場(chǎng)速度沿縱向及展向分布的導(dǎo)波體——錐形導(dǎo)波體和雙錐導(dǎo)波體，作為重點(diǎn)研究對(duì)象。

2.2 錐形導(dǎo)波體

錐形導(dǎo)波體的外形為尖頭，母線為直線，橫截面可為任意外形。圖6給出了幾種典型的橫截面形狀，其中截面為圓的外形即為錐導(dǎo)乘波體中的圓形尖錐導(dǎo)波體。

圖6 錐形導(dǎo)波體的橫截面外形Fig.6 Cross sections of conical SGBs

錐形流的流場(chǎng)特性與長(zhǎng)度無關(guān)，即沿縱向分布的各橫截面具有相同的流場(chǎng)特性。改變橫截面外形，可以改變錐形導(dǎo)波體流場(chǎng)的速度Uy/Ux和Uz/Ux沿z向的分布特性，進(jìn)而改變乘波體的橫截面外形。

2.3 雙錐導(dǎo)波體

雙錐導(dǎo)波體的外形特征是尖頭錐形前體、后接擴(kuò)張或收縮的后錐體，橫截面為任意外形。過前體的流場(chǎng)為錐形流場(chǎng)，當(dāng)后體收縮時(shí)，存在沿縱向傳播的膨脹波，后體擴(kuò)張時(shí)，存在激波。

通過后體出現(xiàn)的膨脹波或激波，可以改變流場(chǎng)速度Uy/Ux、Uz/Ux沿縱向的分布特性，從而改變乘波體縱向截面外形；俯視外形前后錐體的長(zhǎng)度、角度決定激波外形，進(jìn)而決定乘波體的前緣外形；改變橫截面外形，可以改變流場(chǎng)速度沿展向的分布特性，從而改變乘波體橫截面外形。

3 乘波體與導(dǎo)波體外形對(duì)應(yīng)關(guān)系

3.1 縱向截面外形對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

乘波體外形通過追蹤流線生成，縱向截面流場(chǎng)對(duì)于乘波體性能影響很大，目前常用的錐導(dǎo)乘波體等使用圓錐流動(dòng)，流場(chǎng)分布較簡(jiǎn)單，不存在激波膨脹波等現(xiàn)象，但也限制了設(shè)計(jì)空間。而增加波系則可以使外形具有更好的特性，比如呂偵軍等[13]提出了多級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波體的概念，使用多波系充分發(fā)揮前體的預(yù)壓縮作用，為進(jìn)氣道的正常工作提供均勻流場(chǎng)。本文使用準(zhǔn)確的三維流場(chǎng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，可以方便地構(gòu)造流場(chǎng)內(nèi)激波或膨脹波，提高了設(shè)計(jì)靈活性及精度。

3.1.1 流場(chǎng)內(nèi)波系對(duì)速度分布的影響

導(dǎo)波體流場(chǎng)內(nèi)存在激波或膨脹波時(shí)，由于波前波后速度的明顯變化，流線穿過這些波時(shí)走向會(huì)發(fā)生明顯改變。分析三個(gè)典型外形：尖錐、后體收縮的雙錐、后體擴(kuò)張的雙錐，考察波系對(duì)速度的分布。

圖7給出了尖錐和后體收縮、擴(kuò)張的雙錐導(dǎo)波體流場(chǎng)內(nèi)Uy/Ux的分布特性。圖8給出了取定導(dǎo)波體流場(chǎng)內(nèi)的同一位置截面ab，查看速度分布的特性?？梢钥吹绞湛s后體產(chǎn)生膨脹波，波后Ux大于波前值，而Uy小于波前值，因此膨脹波波后Uy/Ux小于波前值；擴(kuò)張雙錐內(nèi)存在激波，激波波后速度分布與膨脹波相反，Uy/Ux大于波前值。

(a) 尖錐

(b) 后體收縮膨脹波

(c) 后體擴(kuò)張激波圖7 雙錐導(dǎo)波體流場(chǎng)的Uy/Ux分布特性Fig.7 Uy/Ux distribution characteristics of double-conical flow

根據(jù)波前波后速度分布Uy/Ux的變化特性，流線穿過內(nèi)膨脹波及內(nèi)激波的趨勢(shì)可以大體確定，如果雙錐導(dǎo)波體后體收縮，所生成的乘波體邊界后段也向上收縮；雙錐導(dǎo)波體后體擴(kuò)張，所生成的乘波體邊界后段也向下擴(kuò)張。

圖8 雙錐導(dǎo)波體流場(chǎng)ab截面的Uy/Ux分布特性Fig.8 Uy/Ux distribution characteristics at ab cross section

3.1.2 具體算例分析

考慮三個(gè)導(dǎo)波體生成流場(chǎng)進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=6，攻角α=0°，其中外形1為8.5°半錐角的尖錐外形；外形2為后體收縮的雙錐外形(10°半錐角轉(zhuǎn)7°)；外形3為后體擴(kuò)張的雙錐外形(7°半錐角轉(zhuǎn)10°)。橫截面均為圓，圖9所示為三個(gè)導(dǎo)波體外形流場(chǎng)的Uy/Ux云圖。

(a) 錐形

(b) 收縮雙錐

(c) 擴(kuò)張雙錐圖9 導(dǎo)波體外形的流場(chǎng)速度Uy/Ux云圖Fig.9 Velocity Uy/Ux contour of SGB flowfield

構(gòu)造乘波體外形，下表面使用追蹤流線得到，上表面則考慮擴(kuò)充容積設(shè)計(jì)[14]，截面形狀用三次函數(shù)表示，形狀為“凸”。在不同乘波體的構(gòu)造過程中保持長(zhǎng)寬比不變，得到的乘波體外形為W1、W2和W3，對(duì)應(yīng)于圖9中的導(dǎo)波體外形1、2和3，其縱向截面、橫截面及前緣外形的比較如圖10所示?？梢娙齻€(gè)乘波體的前緣外形和橫截面外形均相差不大，主要區(qū)別是在縱向截面外形。

圖10 乘波體W1、W2和W3外形特征比較Fig.10 Configurations of W1, W2 and W3

使用CFD方法計(jì)算乘波體的流場(chǎng)，圖11給出了三個(gè)乘波體外形縱向截面和迎風(fēng)面表面的壓力分布云圖。三個(gè)外形的壓力分布差別很大：W1的壓力分布比較均勻；W2由于膨脹波的影響后體表面壓力明顯低于前體；W3則由于激波的影響后體表面壓力明顯高于前體。這種不同的壓力分布特性對(duì)乘波體的縱向穩(wěn)定特性有著顯著的影響。

圖11 乘波體壓力云圖對(duì)比Fig.11 Pressure contour of the waveriders

圖12給出了三個(gè)乘波體的升阻及縱向壓心特性，即升力CL·S(CL為升力系數(shù)，S為參考面積)，升阻比L/D和縱向壓心系數(shù)Xcp的比較。由圖11給出的乘波體迎面壓力云圖可以看出，內(nèi)激波的存在導(dǎo)致W3的迎風(fēng)面高壓區(qū)較大，迎風(fēng)面壓力高于W1，而膨脹波流場(chǎng)得到的外形迎風(fēng)面壓力低于W1，因此W3的升力最大，W2升力最小。與升力特性相對(duì)應(yīng)，在設(shè)計(jì)點(diǎn)(α=0°)附近，W3的L/D最大而W2最小，但是隨著攻角增大，W3的阻力迅速增加，導(dǎo)致其升阻比低于W1和W2。此外，由于W3迎風(fēng)面高壓區(qū)集中在后部，導(dǎo)致壓心靠后，W2迎風(fēng)面低壓區(qū)集中在后部，導(dǎo)致壓心靠前。

(a) CL·S～α

(b) L/D～α

(c) Xcp～α圖12 乘波體氣動(dòng)性能比較Fig.12 Aerodynamic properties via angle-of-attack

上述分析可知，雙錐體在后體產(chǎn)生的激波或膨脹波能有效地改變導(dǎo)波體流場(chǎng)內(nèi)速度沿縱向分布的特性，利用該特性可以設(shè)計(jì)不同縱向截面外形的乘波體，從而實(shí)現(xiàn)在俯視平面形狀受約束的情況下對(duì)乘波體構(gòu)型縱向穩(wěn)定性的按需設(shè)計(jì)，而這種乘波體性能設(shè)計(jì)的靈活性正是常規(guī)乘波體設(shè)計(jì)方法所難以提供的。

本節(jié)算例導(dǎo)波體采用了雙錐軸對(duì)稱外形，實(shí)際應(yīng)用中只要求物形在縱向截面的迎風(fēng)面存在收縮或擴(kuò)張即可。

3.2 橫截面外形對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

乘波體的橫截面外形與導(dǎo)波體流場(chǎng)內(nèi)速度Uy/Ux、Uz/Ux沿展向的分布特性有關(guān)，此速度特性可由導(dǎo)波體外形的橫截面確定。分析三個(gè)導(dǎo)波體外形：尖錐A0、雙橢圓錐D1、雙橢圓錐D2，如圖13所示，這三個(gè)導(dǎo)波體外形的縱向截面外形完全一致，橫截面不同——A0橫截面為圓，D1和D2橫截面為兩個(gè)橢圓的組合，D2的下部份外形(迎風(fēng)面)比D1分布較為平坦。

(a) A0

(b) D1

(c) D2圖13 雙橢圓錐導(dǎo)波體與尖錐導(dǎo)波體Fig.13 Double elliptical cone SGB

圖14給出了導(dǎo)波體A0、D1和D2的橫截面比較，并給出了迎風(fēng)面處沿cd位置流場(chǎng)速度Uy/Ux、Uz/Ux沿展向分布的比較。導(dǎo)波體在相同迎風(fēng)面錐角條件下，橫截面迎風(fēng)面越平，Uy/Ux的負(fù)值越大，而且在整個(gè)cd段都保持這一特性。Uz/Ux的分布特性有所不同，在cd前段，隨著導(dǎo)波體迎風(fēng)面逐漸變平，Uz/Ux逐漸變小，而在cd后端，Uz/Ux快速增大。上述特性導(dǎo)致乘波體橫截面外形及氣動(dòng)特性差別明顯。

在要求長(zhǎng)寬比相同的條件下，由導(dǎo)波體A0、D1和D2生成的乘波體W-A0、W-D1和W-D2的外形如圖15所示。三個(gè)乘波體的縱向截面外形和前緣外形基本不變，區(qū)別主要在橫截面外形。由前面給出的速度沿展向分布特性可以得出，導(dǎo)波體迎風(fēng)面越平，

(a) 三個(gè)導(dǎo)波體橫截面及激波形狀

(b) 速度Uy/Ux沿展向cd分布圖

(c) 速度Uz/Ux沿展向cd分布圖圖14 導(dǎo)波體流場(chǎng)的橫截面速度分布Fig.14 Velocity on cross section of different SGBs

圖15 乘波體三視圖比較Fig.15 Waverider configurations with different cross section profiles

生成的乘波體越平，內(nèi)側(cè)厚度越大，而展向外緣則較薄。這種橫截面特征的對(duì)應(yīng)關(guān)系可以在對(duì)乘波體外形的迎風(fēng)面進(jìn)行擴(kuò)容設(shè)計(jì)時(shí)獲得應(yīng)用。

3.3 前緣外形對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

乘波體前緣由導(dǎo)波體流場(chǎng)的激波曲面決定，由于錐形流導(dǎo)波體的激波外形為錐形或近似錐形，采用FCT為直線平切激波曲面時(shí)，其生成的乘波體前緣形狀一般為近似拋物線，如圖16所示。

而我們擴(kuò)大設(shè)計(jì)空間，則可以得到前緣線具有特殊性質(zhì)的乘波體外形，比如雙后掠外形等，這為我們改善乘波體低速階段的性能缺陷提供了一種新的思路。如果需要得到雙后掠外形的乘波體，則需采用俯視圖為雙前緣的導(dǎo)波體。如圖17所示的兩個(gè)導(dǎo)波體外形，Y1橫截面為雙橢圓，Y2為橢圓，縱向截面外形均為錐形，錐角為8°；俯視平面外形均為后體擴(kuò)張的雙錐，錐角分別為7°和18°。

圖16 典型類錐導(dǎo)流場(chǎng)生成的乘波體外形Fig.16 Conical flow waverider

圖17 雙前緣導(dǎo)波體外形Fig.17 Double swept conical SGB

從圖18看到，導(dǎo)波體Y1、Y2的激波的俯視圖為擴(kuò)張的雙前緣形狀，可生成前緣為雙后掠的乘波體外形，同時(shí)由于Y1、Y2的橫截面不同，生成的乘波體WY1的橫截面比WY2更平(圖19所示)。

圖20為乘波體WY1和WY2氣動(dòng)特性的比較。與其他乘波體類似，升力呈線性增長(zhǎng)，升阻比在α=4°左右取得最大，同時(shí)壓心靠后，并隨攻角增大壓心逐步前移。雖然WY1和WY2的縱向?qū)ΨQ面外形及前緣外形相差不大，但由于WY1橫截面下表面更平，橫截面積比WY2大，導(dǎo)致兩者氣動(dòng)特性不同。

(a) 側(cè)視圖 (b) 俯視圖

(e) WY1 (f) WY2圖18 雙錐導(dǎo)波體激波流場(chǎng)及乘波體外形Fig.18 Shock wave from double conical SGBs

圖19 雙后掠乘波體外形Fig.19 Views of the double swept waverider

(a) CL·S～α

(b) L/D～α

(c) Xcp·S～α圖20 雙后掠乘波體氣動(dòng)特性對(duì)比Fig.20 Aerodynamic performances of the double swept waverider

4 結(jié) 論

通過引入激波裝配法建立了普適于一般三維流場(chǎng)的乘波體設(shè)計(jì)方法，突破了導(dǎo)波體外形的限制。采用平切導(dǎo)波體激波及正向跟蹤流線生成乘波體，通過錐形流導(dǎo)波體和雙錐導(dǎo)波體生成乘波體的算例分析了導(dǎo)波體與乘波體在縱向截面外形、橫截面外形、前緣外形方面的對(duì)應(yīng)關(guān)系。分析表明，雙錐體在后體產(chǎn)生的激波或膨脹波能有效地改變導(dǎo)波體速度沿縱向分布特性，利用該特性可實(shí)現(xiàn)在俯視平面形狀受約束的情況下對(duì)乘波體構(gòu)型縱向穩(wěn)定性的按需設(shè)計(jì)；通過改變導(dǎo)波體橫截面外形，可以改變速度沿展向的分布特性，從而實(shí)現(xiàn)乘波體橫截面外形改變；乘波體前緣外形主要與導(dǎo)波體激波在俯視面上的外形相關(guān)，通過后體擴(kuò)張的雙錐外形能夠生成雙前緣乘波體外形。

[1]Nonweiler T R.Aerodynamic problem of manned space vehicles[J].Journal of the Royal Aeronautical Society, 1959, 63: 521-530.

[2]Rasmussen M L.Waverider configurations derived from inclined circular and elliptic cones[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 1980, 17 (6) : 537-545.

[3]Jones J G, Moore K C, Pike J, et al.A method for designing lifting configurations for high supersonic speeds using axisymmetric flow field[J].Archive of Applied Mechanics,

1968, 37(1): 56-72.

[4]Center K, Sobieczky H, Dougherty F.Interactive design of hypersonic waverider geometries[R].AIAA 1991-1697, 1991.

[5]Sobieczky H, Dougherty F C, Jones K.Hypersonic waverider design from given shock wave[C]//The First International Waverider Symposium.Maryland: University of Maryland, 1990.

[6]Anderson J D.Fundamentals of aerodynamics[M].3rd edition.McGraw-Hill Companies, 2001.

[7]Mark J L, Maire L C.Shock-based waverider design with pressure gradient corrections and computational simulations[J].Journal of Aircraft, 2005, 42(5): 1350-1352.

[8]Marcu A.L, Kojiro S.Experimental investigation of a Mach 3.5 waverider designed using computational fluid dynamics[J].AIAA Journal, 2015, 53(6): 1590-1601.

[9]Le G G, Ma D W, Li Z Y.Computation of hypersonic flowfields for elliptic-cone-derived waverider[J].Journal of Nanjing University of Science and Technology (Natural Science), 2006, 30(3): 257-260.(in Chinese)樂貴高, 馬大為, 李自勇.橢圓錐乘波體高超聲速流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算[J].南京理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版), 2006, 30(3): 257-260.

[10]Moretti G.Thirty-six years of shock fitting method[J].Computers & Fluids, 2002, 31: 719-723.

[11]Liu C Z, Bai P, Chen BY, et al.Rapid design and optimization of waverider from 3D flow[J].Journal of Astronautics, 2016, 37(5): 535-543.(in Chinese)劉傳振, 白鵬, 陳冰雁, 等.三維流場(chǎng)乘波體快速設(shè)計(jì)方法及多目標(biāo)優(yōu)化[J].宇航學(xué)報(bào), 2016, 37(5): 535-543.

[12]Любимов А Н, Русанов В В .Течения газа около тупых тел[M].НАУКА.МОСКВА, 1970[13]Lyu Z J, Wang J F, Wu Y Z, et al.Design and analysis of multistage compression cone-derived waverider configuration[J].Journal of Astronautics, 2015, 36(5): 518-523.(in Chinese)呂偵軍, 王江峰, 伍貽兆, 等.多級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)與分析[J].宇航學(xué)報(bào), 2015, 36(5): 518-523.

[14]Bowcutt K G.Optimization of hypersonic waveriders derived from cone flows including viscous effects[D].University of Maryland, 1986.

Waverider design and analysis based on shock-fitting method

CHEN Bingyan, LIU Chuanzhen*, JI Chuqun

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

Most commonly, a waverider is defined as an aerodynamic configuration that is inversely created from a prescribed hypersonic flow field based on a planar or conical shock wave.In this work, the prescribed shock wave was numerically created from an arbitrary configuration using shock-fitting method.A Shock Generating Body (SGB) was defined as the object to generate 3D flow field with shock wave for waverider creation.The correlation of the longitudinal section, cross section, and leading edge feature between the waverider configuration and its corresponding SGB configuration were analyzed.The analysis results show that the shock wave or expansion wave generated from the aft-body of a double-cone SGB can effectively alter the velocity distribution characteristics of the SGB flow field.This feature can be used to design the longitudinal characteristics of a waverider configuration when its planar profile is restricted.The velocity distribution on cross section can be altered by changing the cross section profile of the SGB, thereby achieving the cross section profile alteration of the generated waverider.A waverider with double-sweep leading edge feature can be generated using a double-cone with expanding aft-body.Qualitative correlations exist between the waverider and the SGB, which provides valuable insight as the guideline to choose appropriate flow field for the design of high performance waveriders.

shock-fitting method; three-dimensional flow field; waverider; aerodynamic shape; numerical simulation

0258-1825(2017)03-0421-08

2017-03-06;

2017-03-27

自然科學(xué)基金(11672281)

陳冰雁(1977-),男，廣東惠州人，研究員，研究方向：飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì).E-mail: chen_binyan@hotmail.com

劉傳振*(1989-)，男，山東德州人，博士，研究方向：氣動(dòng)外形設(shè)計(jì).E-mail: chuanzhenliu@126.com

陳冰雁, 劉傳振, 紀(jì)楚群.基于激波裝配法的乘波體設(shè)計(jì)與分析[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(3): 421-428.

10.7638/kqdlxxb-2017.0039 CHEN B Y, LIU C Z, JI C Q.Waverider design and analysis based on shock-fitting method[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 421-428.

V411.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0039