丁 峰, 柳 軍,*, 沈赤兵, 劉 珍, 陳韶華, 黃 偉

(1. 國防科技大學 空天科學學院, 長沙 410073; 2. 國防科技大學 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室, 長沙 410073)

0 引 言

自20世紀60年代以來的大量研究[1-2]充分說明，機體與推進系統(tǒng)的一體化設計是實現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行的關鍵，良好的機體/推進系統(tǒng)一體化設計能夠滿足設計人員對吸氣式高超聲速飛行器氣動-推進性能的綜合需求。

吸氣式高超聲速飛行器機體包括前體、機翼和后體，此處機翼泛指機體兩側主要提供升力的扁平機體部分[3]。高超聲速飛行所依賴的推進系統(tǒng)主要是超燃沖壓發(fā)動機，包括進氣道、燃燒室、噴管等部件。超燃沖壓發(fā)動機在吸氣式高超聲速飛行器機體上的布局位置和數(shù)量應根據(jù)飛行任務需求來進行設計，其形式多種多樣。進氣道需要為超燃沖壓發(fā)動機燃燒室工作提供滿足參數(shù)要求的壓縮氣流，其所需要的上游捕獲氣流可能受到飛行器機體各部件的干擾；而燃燒室和噴管基本屬于內(nèi)部部件，其上游流動主要受制于進氣道或燃燒室出口性能參數(shù)，基本不受機體部件的流動干擾。因此，吸氣式高超聲速飛行器機體/推進系統(tǒng)一體化設計的核心之一是飛行器機體和進氣道的一體化設計[4]。

從工作性能和總體設計參數(shù)角度考慮，高超聲速飛行器設計對機體和進氣道的要求存在差異：對機體的設計要求，主要為高升阻比、高有效容積以及良好的前緣氣動熱防護性能；而對進氣道的設計要求，則是以最小的氣流能量損失為燃燒室提供盡可能多的有效氣源[5]。由于機體、進氣道兩者在工作要求、設計思路和方法上的不同，在很長一段時間里，機體/進氣道一體化只能做到分別設計兩種高性能部件，然后對其進行簡單疊加和折中。但一體化設計問題并非如此簡單，制約總體性能提高的關鍵在于缺乏高效的機體/進氣道一體化設計方法。

在高超聲速飛行器的氣動構型中，乘波體[6]利用前緣貼體激波壓縮原理(乘波原理)實現(xiàn)了構型在高超聲速飛行條件下高升阻比的氣動要求，從而使得乘波體成為高超聲速飛行器的理想氣動構型[7-11]。乘波體構型應用于吸氣式高超聲速飛行器設計主要有兩大優(yōu)勢：一是可以高效地捕獲預壓縮后的氣流。這是因為通過乘波體的前緣激波壓縮，不僅可以實現(xiàn)預壓縮氣流的目的，還可以減少氣動構型下表面高壓區(qū)溢向上表面低壓區(qū)的氣流，從而盡可能多地捕獲氣流。二是通過優(yōu)化(如選取合適的激波角)，可以實現(xiàn)飛行器的高升阻比性能設計[12-13]。

基于這兩個優(yōu)勢，將乘波概念應用于高超聲速飛行器機體/進氣道氣動一體化設計，其方法可以分為兩大類[14]：

第一類是利用乘波設計的第一個優(yōu)勢，將乘波體同時作為飛行器前體和進氣道的預壓縮面，為進氣道高效地提供所需預壓縮氣流，可以稱之為“乘波前體/進氣道一體化設計方法”。

第二類則是同時利用乘波設計的兩大優(yōu)勢，可以稱之為“乘波機體/進氣道一體化設計方法”。基本思路是：乘波體不僅作為飛行器前體和進氣道的預壓縮面，而且作為整個飛行器的基本構型，并通過幾何修型等方法，將發(fā)動機置于乘波機體腹部，使得在設計飛行狀態(tài)下，頭部激波依然能夠貼附在整個飛行器的前緣，整個機體能夠保持良好的乘波特性。此方法不僅能夠發(fā)揮乘波體高升阻比的特性，還能發(fā)揮乘波體高效捕獲預壓縮氣流的特性，從而在飛行器整體氣動特性和進氣道捕獲壓縮氣流特性兩個層次都能獲得理想的設計性能。

下面具體介紹這兩大類設計方法的研究現(xiàn)狀。

1 乘波前體/進氣道一體化設計方法

已有眾多研究者開展了乘波前體/進氣道一體化設計方法研究。他們通過設計基準流場進行流向設計，應用吻切理論或幾何拼接進行展向設計。有些設計方法僅考慮流向設計，有些設計方法則同時考慮流向設計和展向設計。為了便于歸納各種設計思路，下面從流向和展向兩個方向總結現(xiàn)有的典型設計方法。

1.1 流向設計

針對流向設計，研究者主要從兩個方向來發(fā)展該類方法：

第一個方向是將乘波前體作為進氣道的第一級預壓縮面，其后用多級楔或二維等熵壓縮面連接，進一步壓縮氣流直至滿足進氣道入口要求。該方法可以歸納為“直線型面前體+多級楔/等熵壓縮構成的組合前體/進氣道一體化設計”，例如美國馬里蘭大學Starkey和Lewis[15]的方案，如圖1所示。

圖1 乘波前體作為第一級預壓縮面的前體/進氣道一體化構型[15]

第二個方向是將乘波前體作為進氣道的整個預壓縮面，氣流經(jīng)過前體壓縮后直接進入進氣道。該方法可以歸納為“曲線型面前體+等熵壓縮構成的全曲面前體/進氣道一體化設計”，例如中國空氣動力研究與發(fā)展中心吳穎川等[16-17]的方案，如圖2所示。

圖2 乘波前體作為整個預壓縮面的前體/進氣道一體化構型[16-17]

Fig.2Waveriderforebodyusedasthewholepre-compressionsurface[16-17]

上述兩個方向在設計思路上的最大區(qū)別在于：前者的乘波前體不是全部的進氣道預壓縮面，而后者的乘波前體可以作為全部的進氣道預壓縮面。因此，前者并不是嚴格意義上的乘波前體/進氣道一體化設計，而是一種類乘波前體/進氣道一體化設計。進一步的，由于前者要為乘波前體匹配一個多級楔/等熵壓縮面，增加了設計復雜度，不利于一體化的參數(shù)化設計；而后者的乘波前體可以與進氣道融合在一個基準流場中進行設計，可以極大地方便參數(shù)化設計。

影響乘波前體/進氣道一體化氣動性能的關鍵，并不是乘波前體是否作為進氣道的全部預壓縮面(因為兩者并沒有本質(zhì)區(qū)別)，而是乘波前體的類型。乘波前體的類型主要由基準流場的類型決定。由基準流場設計乘波前體/進氣道一體化構型，主要有兩種思路：第一種是由基準流場生成乘波前體，再匹配一個進氣道，構成一體化構型。其優(yōu)勢在于乘波前體和進氣道在參數(shù)相互匹配的前提下可以分開單獨設計，設計自由度更大，而其主要劣勢則在于一體化程度降低。第二種思路是在混合壓縮的基準流場中進行流線追蹤，同時生成乘波前體和進氣道。其優(yōu)勢是乘波前體和進氣道在同一個基準流場中構建出來，兩者的一體化程度更高，但兩者受到的幾何約束也更大，在工程應用中需要作修型處理。

用于前體/進氣道一體化設計的基準流場可以分為二維平面基準流場、外錐基準流場、內(nèi)錐基準流場以及三維非軸對稱基準流場等類型。下面從基準流場類型的角度歸納總結現(xiàn)有的典型設計方法。

1.1.1二維平面基準流場

應用于乘波前體設計的二維平面基準流場主要包括尖楔繞流場和二維曲面壓縮流場，兩種基準流場分別用于設計楔導乘波前體和二維曲面壓縮乘波體。

楔導乘波前體[6]作為飛行器前體用于一體化設計，其最大優(yōu)勢是流場均勻度好且便于優(yōu)化設計，這是因為它的基準流場是二維尖楔繞流，其幾何構型、流場參數(shù)和氣動性能參數(shù)均可用解析方法快速求解。設計楔導乘波前體包括恒定楔角和變楔角兩種方法[18]。應用恒定楔角方法生成的楔導乘波前體，在其前緣產(chǎn)生平面激波，而應用變楔角方法生成的楔導乘波前體可以產(chǎn)生前緣三維激波；與恒定楔角方法相比，變楔角方法更具靈活性，便于匹配進氣道。美國馬里蘭大學的Starkey和Lewis等[15,19-20]應用變楔角楔導乘波前體(如圖3所示)作為多模塊發(fā)動機的第一級預壓縮面，開展了楔導乘波前體/進氣道一體化設計方法研究。

圖3 變楔角楔導乘波前體[20]

不同于楔導乘波前體/進氣道一體化設計采用二維尖楔繞流，李怡慶等[21]應用如圖4所示的二維曲面壓縮流場作為設計乘波前體的基準流場，發(fā)展出壓力分布可控的乘波前體/進氣道一體化設計方法，生成的二維曲面壓縮乘波前體/進氣道一體化方案三維模型如圖5所示。研究表明，二維曲面壓縮乘波前體/進氣道一體化、楔導乘波前體/進氣道一體化兩種方案具有相似的外形尺寸和乘波特性，而且前者的進氣道流量系數(shù)比后者提高了5%，進氣道出口壓升比提高了6.4%，總壓恢復系數(shù)提高了2.3%。

圖4 二維曲面壓縮基準流場結構圖[21]

圖5 二維曲面壓縮乘波前體/進氣道一體化設計方案三維視圖[21]

Fig.52Dcurvedsurface-compressionwaveriderforebody/inletintegrationconfiguration[21]

1.1.2外錐基準流場

外錐包括直錐和曲面錐，對應的直錐/曲面錐基準流場都先后應用于乘波前體/進氣道一體化設計。

英國倫敦帝國理工學院的Javaid和Serghides[22-23]利用直錐基準流場設計生成錐導乘波前體[24]，將其作為一體化構型的第一級預壓縮面來設計高超聲速飛行器，該方法可以歸納為“錐導乘波前體/進氣道一體化設計”。與楔導乘波前體相比，錐導乘波前體容積效率增大，但由于其三維流場特性，降低了進氣道入口氣流均勻度[25]。

為了提高乘波前體出口的氣流壓升比，同時保證中間流場的氣流均勻度，中國空氣動力研究與發(fā)展中心的賀旭照等[26-27]將曲面錐基準流場應用于乘波體設計，提出吻切(密切)曲面錐乘波前體設計方法。曲面錐乘波前體波系結構如圖6所示。

圖6 曲面錐乘波前體波系結構[26-27]

吳穎川等[16-17]在吻切曲面錐乘波前體研究基礎上，應用曲面錐基準流場發(fā)展了曲面錐乘波前體/進氣道一體化設計方法(其設計構想見圖2)，通過展向截斷的方式生成完整飛行器構型，并與常規(guī)飛行器構型進行了對比研究。研究表明，前者相較于后者具有低阻力、高總壓恢復、高流量捕獲等優(yōu)勢，繼承了曲面錐基準流場的高壓縮效率特性。

1.1.3內(nèi)錐基準流場

內(nèi)錐基準流場是一種內(nèi)收縮激波流場。賀旭照[28-31,33]、周正[32]等在如圖7所示的內(nèi)錐基準流場中進行流線追蹤，設計生成吻切(密切)內(nèi)錐乘波前體/進氣道一體化構型，并用數(shù)值模擬和風洞試驗方法驗證了該設計符合空氣動力學原理。

圖7 內(nèi)錐流場結構示意圖[29,33]

1.1.4三維非軸對稱基準流場

三維非軸對稱基準流場不能像前述的二維平面流場、外/內(nèi)錐流場那樣用解析方法或者特征線方法快速精確求解，只能通過時間推進數(shù)值計算方法求解得到，因此將該類流場應用于前體/進氣道一體化設計成本較高，不利于參數(shù)化設計，從而限制了其應用于一體化設計的適用范圍，僅有部分研究者開展了相關方法研究。美國馬里蘭大學的Lewis和Takashima等[34-36]為改善前體預壓縮氣流均勻度，提高前體的內(nèi)部容積(裝載性能)，提出將繞楔-錐體三維非軸對稱流場作為基準流場，以生成楔-錐乘波前體(如圖8所示)并應用于一體化設計，發(fā)展了楔-錐乘波前體/進氣道一體化設計方法。南京航空航天大學的明承東[37]應用楔-錐乘波前體，對該類一體化設計方案進行了細致而系統(tǒng)的研究。

圖8 楔-錐乘波體示意圖

1.2 展向設計

展向設計主要包括吻切理論和幾何拼接兩大類。其中，按照設計自由度，吻切理論又可分為吻切錐、吻切軸對稱和吻切流場3種方法。吻切理論之所以能夠得到廣泛研究并得以迅速發(fā)展，除了它可以對構型進行展向設計，還有一個重要原因是它能夠?qū)⑤S對稱基準流場拓展到三維非軸對稱基準流場，而軸對稱基準流場非常易于設計求解，其拓展得到的三維非軸對稱基準流場也非常方便設計求解，這對于乘波前體/進氣道一體化的參數(shù)化設計極具吸引力。

不同于吻切理論，幾何拼接是在工程設計中根據(jù)乘波前體和進氣道各自的氣動性能和幾何特性，通過旋轉(zhuǎn)、拼接等方式，將兩者在幾何層次沿展向安裝結合在一起，從而完成某些特定任務需求的設計。同時，通過旋轉(zhuǎn)、拼接等恰當方式可以盡可能降低幾何拼接對乘波前體和進氣道各自氣動性能的影響。

下面從3種吻切理論和幾何拼接的角度總結現(xiàn)有的典型設計方法。

1.2.1吻切錐

吻切錐設計理論(Osculating Cone)也被稱為密切錐設計理論，是由德國航空航天研究中心(DLR)的Sobieczky等[38]首次提出，并成功應用于乘波體沿展向的設計。吻切錐設計理論的基本觀點是：在不考慮橫向流動的前提假設下，三維超聲速流動可以在二階精度范圍內(nèi)用當?shù)匚乔衅矫鎯?nèi)的軸對稱流動來逼近。該理論使乘波體底部橫截面的激波型線不再局限于圓弧(針對錐導乘波體)或直線(針對楔導乘波體)，而是可以根據(jù)進氣道唇口外形進行合理設計，極大地拓展了乘波體的設計空間和應用范圍。

Takashima[39]、O’Brien[40-42]等應用吻切錐乘波前體作為一體化構型的第一級預壓縮面，改善了中間區(qū)域的流場均勻度，同時提高了外側三維流場的氣動性能(如容積效率)，該方法可以歸納為“吻切錐乘波前體/進氣道一體化設計”。

為進一步提高吻切錐乘波體作為飛行器前體的預壓縮氣流作用，南京航空航天大學的呂偵軍和王江峰等[43-45]發(fā)展了一種多級壓縮乘波體設計方法，該方法應用吻切錐理論和零迎角圓錐繞流基準流場，通過流線追蹤生成具有多個壓縮面的乘波體。其所應用的三級壓縮基準流場如圖9所示，設計生成的三級壓縮吻切錐乘波體如圖10所示。

圖9 三級壓縮基準流場[43]

Fig.9Schematicillustrationofbasicflowfieldofmultistagecompressionwaveriderwiththree-stagecompressionramps[43]

圖10 三級壓縮吻切錐乘波體[43]

Fig.10Geometricmodelsofthree-stagecompressionosculating-cone-derivedwaverider[43]

隨后，王旭東和王江峰等[46]將多級壓縮吻切錐乘波前體作為一體化構型的預壓縮面，發(fā)展出多級壓縮吻切錐乘波前體/進氣道一體化設計方法，改善了傳統(tǒng)吻切錐乘波前體對氣流的預壓縮性能。其設計生成的三級壓縮吻切錐乘波前體/進氣道一體化構型如圖11所示。

(a) 側視圖

(b) 等軸側視圖

Fig.11Three-stagecompressionosculating-cone-derivedwaveriderforebody/inletintegrationconfiguration[46]

1.2.2吻切軸對稱

吻切軸對稱設計理論(Osculating Axisymmetric)是Sobieczky等[47-48]對吻切錐設計理論的拓展。該理論提出，吻切平面內(nèi)的基準流場可以不再局限于錐形流場，而是可以根據(jù)設計需要選用合適的軸對稱基準流場。每個吻切平面內(nèi)的基準流場都可以由同一個軸對稱基準流場模型縮放得到，縮放比例由進氣道唇口橫截面或乘波體底部橫截面激波型線的曲率半徑確定。

前文所述的吳穎川[16-17]等發(fā)展的曲面錐乘波前體/進氣道一體化設計方法，是將吻切軸對稱設計理論應用于曲面錐基準流場，該方法更準確的名稱應該是“吻切曲面錐乘波前體/進氣道一體化”，其一體化構型的數(shù)值模擬激波形態(tài)如圖12所示，圖中清晰展示出該構型橫截面激波形態(tài)具有典型的吻切理論特性，即中間平直、兩側彎曲。

圖12 曲面錐乘波前體/進氣道一體化構型的數(shù)值模擬橫截面激波形態(tài)[17]

Fig.12Cross-sectionshockwaveshapesobtainedfromnumericalsimulationforcurvedconewaverider/inletintegratedvehicle[17]

前文所述的賀旭照等[28-33]發(fā)展的吻切(密切)內(nèi)錐乘波前體/進氣道一體化設計方法，是將吻切軸對稱設計理論應用于內(nèi)錐基準流場。圖13展示了該一體化構型。

圖13 吻切內(nèi)錐乘波前體/進氣道一體化構型[29,33]

Fig.13Osculatinginwardturningconewaverider/inletintegratedvehicle[29,33]

1.2.3吻切流場

吻切流場概念 (Osculating Flowfield)由美國洛克希德·馬丁公司的Rodi[49-51]于2005年首次提出，它是吻切錐和吻切軸對稱思想的進一步拓展：每個吻切平面內(nèi)的基準流場不再局限于同一個軸對稱流場，而是可以根據(jù)設計需要在每個吻切平面內(nèi)選用不同的軸對稱基準流場。

Rodi[52]應用吻切流場設計理論，提出了吻切流場乘波前體/進氣道一體化設計方法。圖14展示了Rodi研究中的吻切平面內(nèi)的流場結構，圖中唇口之前的流場屬于外壓縮激波流場。該方法也是將前體作為進氣道的整個預壓縮面，氣流經(jīng)過前體壓縮后直接進入進氣道。相較于吻切軸對稱乘波前體/進氣道一體化設計方法，由于沿展向的吻切平面基準流場可以不同，該方法更具靈活性和優(yōu)越性。

Fig.14Rodi’sbasicflowfieldwithanexternalcompressionshockwaveinanosculatingplane[52]

不同于Rodi[52]在吻切流場設計理論中所描述的外壓縮激波流場，南京航空航天大學的尤延鋮[53]利用吻切流場設計理論，通過設計唇口橫截面激波型線的曲率沿展向連續(xù)變化，實現(xiàn)吻切平面基準流場沿展向(從內(nèi)側至外側)由內(nèi)收縮激波基準流場向外壓縮激波基準流場的連續(xù)過渡，從而將兩種完全不同的基準流場緊密而有效地結合起來，并提出“雙乘波”設計概念(如圖15所示)，即：在唇口之前的任意橫截面上，飛行器前體外側“乘坐”在外壓縮激波面上(外乘波)，內(nèi)側“乘坐”在內(nèi)收縮激波面上(內(nèi)乘波)。應用雙乘波設計方法生成的單流道“雙乘波”前體/進氣道一體化構型如圖16所示。

圖15 “雙乘波”設計概念原理圖[53]

圖16 單流道“雙乘波”前體/進氣道一體化構型[53]

Fig.16Dualwaveriderforebody/inletintegratedvehiclewithsingleflowpath[53]

“雙乘波”概念極大地拓展了人們對于吻切流場設計理論的想象空間。據(jù)分析，使用外壓縮激波基準流場設計外側乘波面，是為了充分發(fā)揮外乘波體的高升阻比特性；使用內(nèi)收縮激波基準流場設計內(nèi)側乘波面，是為了充分發(fā)揮內(nèi)乘波體高效捕獲預壓縮氣流的優(yōu)勢。雖然該一體化構型的容積效率和升阻比性能仍值得商榷，但它是一種完備的融合內(nèi)外乘波概念的理想設計方法。

隨后，廈門大學的Li等[54]拓展了尤延鋮的“雙乘波”設計理論，開展了兩流道情況下的“雙乘波”前體/進氣道一體化設計和驗證，其構型如圖17所示。

圖17 兩流道“雙乘波”前體/進氣道一體化構型[54]

Fig.17Dualwaveriderforebody/inletintegratedvehiclewithdoubleflowpaths[54]

1.2.4幾何拼接

比較典型的幾何拼接方法有幾何過渡、旋轉(zhuǎn)對拼等方法。

1.2.4.1 幾何過渡一體化設計

南京航空航天大學的南向軍等[55]參照美國獵鷹計劃(FALCON)高超聲速巡航飛行器HCV[56-57]，將一款“類水滴型”的內(nèi)收縮進氣道布置于吻切錐乘波前體的兩側，進氣道外型面和前體型面之間采用簡單的曲面進行過渡，設計出如圖18所示的吻切錐乘波前體/兩側內(nèi)收縮進氣道一體化構型。盡管它的前體和進氣道是通過幾何過渡方法實現(xiàn)的一體化，但數(shù)值結果表明，其前體外流場和進氣道內(nèi)流場在高馬赫數(shù)下基本獨立。

圖18 吻切錐乘波前體/兩側內(nèi)收縮進氣道一體化構型[55]

Fig.18Integrateddesignofwaveriderforebodyandlateralhypersonicinwardturninginlets[55]

1.2.4.2 旋轉(zhuǎn)對拼一體化設計

中國科學院力學研究所的崔凱等[58-59]將兩個錐導乘波前體進行旋轉(zhuǎn)對拼(如圖19所示)，提出一種新型的雙乘波對拼式前體/進氣道一體化設計方法(構型如圖20所示)，該方法提高了一體化構型的升阻比性能和容積效率。值得注意的是，該雙乘波概念有別于尤延鋮[53]的雙乘波概念，前者指左右兩側均為外乘波，而后者指內(nèi)側內(nèi)乘波、外側外乘波。

圖19 雙乘波體旋轉(zhuǎn)對拼式前體設計[58]

Fig.19Designofairplaneforebodybyrotatingandassemblingtwowaveriders

圖20 雙乘波對拼式前體/進氣道一體化構型[58]

Fig.20Designexampleofdouble-flankingwaveriderforebody/inletintegrationvehicle[58]

2 乘波機體/進氣道一體化設計方法

在前述乘波前體/進氣道一體化設計研究基礎上，部分學者嘗試拓展乘波概念應用于飛行器一體化設計的范圍，將其拓展到整個飛行器的設計，這些方法絕大部分是基準流場、流線追蹤、幾何拼接或融合的交叉應用，設計思路和流程為：首先在基準流場中流線追蹤生成乘波體，作為整個吸氣式高超聲速飛行器的基本構型；然后在乘波機體的約束范圍內(nèi)，應用流線追蹤或其他技術設計生成進氣道；最后將進氣道掛載、嵌入或融合進入乘波機體腹部或兩側，從而實現(xiàn)整個乘波機體與進氣道的一體化設計。

從基準流場的角度考慮乘波機體與進氣道的一體化設計，主要有基準流場包容式、相交式、完全一體化等3類方法，其一體化程度依次升高，一體化優(yōu)勢也越發(fā)明顯，但同時也降低了設計自由度。

除了從基準流場角度考慮一體化設計，還有一類方法是從兩者的幾何形狀層面上考慮融合設計，即幾何融合式一體化設計。下面具體介紹3種基準流場一體化設計方法和幾何融合式一體化設計方法。

2.1 基準流場包容式一體化設計

基準流場包容式一體化設計，是在設計乘波機體的基準流場時就考慮到進氣道安放位置，從而使得其他方法設計生成的進氣道能夠完全包容在乘波機體的基準激波之內(nèi)，從而避免或減弱乘波機體的基準激波對進氣道的干擾和影響。

例如，美國馬里蘭大學的O’Neill和Lewis[1-2,60]發(fā)展出一系列吸氣式高超聲速一體化乘波飛行器，生成的一體化構型如圖21(a)所示。他們的構想是乘波前體、楔面和進氣道都被同一個圓錐激波面所包裹(圖21(b))，激波能夠基本附著在整個飛行器前緣上，即整個機體“乘坐”在圓錐激波面上。該方案的預期目標是：既能夠發(fā)揮乘波前體高效捕獲預壓縮氣流的優(yōu)勢，又能發(fā)揮整個乘波機體的高升阻比特性。但由于它是通過幾何修型的方式將發(fā)動機布置在機體腹部(圖21(c))，部分破壞了機體的乘波特性。

如圖22所示，Tarpley[61-62]將發(fā)動機布置于楔導乘波機體下表面，以期同時發(fā)揮楔導乘波前體捕獲氣流優(yōu)勢和整個楔導乘波機體的高升阻比優(yōu)勢。

(a) 構型各方向視圖

(b) 各部件一體化原理圖

(c) 發(fā)動機安裝位置

圖21 被圓錐激波包裹的錐導乘波機體/進氣道一體化構型及發(fā)動機安裝位置[1]

Fig.21Cone-derivedwaveriderairframe/inletintegrationwrappedbyconicalshockwaveandarrangementpositionofengineboxes[1]

(a) 構型各方向視圖

(b) 發(fā)動機安裝位置

Fig.22Wedge-derivedwaveriderairframe/inletintegrationandarrangementpositionofengineboxes[61]

2.2 基準流場相交式一體化設計

在基準流場相交式一體化設計中，乘波機體與進氣道兩者之間的幾何關系由兩者的基準流場相交特性決定，即：將兩者基準流場激波面的交線作為共用型線，將此共用型線作為前緣線或部分前緣線設計生成進氣道，此時的乘波機體與進氣道是通過這條共用型線建立聯(lián)系、融合在一起的。

例如，美國波音公司的Smith和Bowcutt[63]將外壓縮圓錐激波面與內(nèi)收縮圓錐激波面的交線作為機體前緣線和進氣道前緣線的共用段，發(fā)展出乘波機體/兩側內(nèi)收縮進氣道一體化設計方法，由于兩者的前緣線有共用段相連，外乘波機體與內(nèi)收縮進氣道可以較好地融合，如圖23所示。

(a) 視圖1

Fig.23Schematicrepresentationofbasic-flow-field-intersectionwaveriderairframe/inletintegration[63]

2.3 基準流場完全一體化設計

不同于基準流場包容式或相交式，基準流場完全一體化設計是指乘波機體和進氣道不僅在基準流場層面上建立聯(lián)系，而且兩者都是在同一個基準流場應用流線追蹤技術構建出來的。換言之，該類基準流場要同時考慮外流動和內(nèi)流動。因此，該方法的核心是基準流場模型的建立和發(fā)展。

例如，國防科技大學的丁峰和柳軍等[64]借助有旋特征線理論和流線追蹤技術，開展了新型吸氣式高超聲速飛行器“全乘波”機體/進氣道一體化氣動設計理論和方法研究，應用有旋特征線理論，設計同時考慮內(nèi)流動和外流動的軸對稱基準流場(圖24(a))，在該基準流場流線追蹤生成整個飛行器機體與進氣道構型?！叭瞬ā痹O計目標是在如圖24(b)所示的軸對稱激波流場中，不僅實現(xiàn)飛行器前體、機體腹部、機翼乘波型面的設計，還能完成機體與流線追蹤進氣道的一體化設計，且不會對機體乘波特性造成破壞?！叭瞬ā鳖A期達到的設計效果如圖24(c)所示，在設計飛行狀態(tài)下，整個飛行器機體均具有乘波特性：乘波前體作為進氣道的預壓縮面，為其高效捕獲預壓縮后的氣流；機體腹部和機翼作為后體乘波面，為飛行器提供高升阻比。

(a) 內(nèi)外流一體化軸對稱基準流場模型示意圖

(b) “全乘波”設計原理圖

(c) 飛行器“全乘波”效果圖

Fig.24Schematicrepresentationoffullwaveriderairframe/inletintegration[64]

2.4 幾何融合式一體化設計

北京航空航天大學的Tian等[65]參照美國獵鷹計劃(FALCON)的另一架吸氣式高超聲速飛行器HTV-3X[66]，通過幾何融合的方式，實現(xiàn)吻切錐乘波機體與兩側內(nèi)收縮進氣道的一體化設計，并用參數(shù)化方法對其進行了改型和優(yōu)化設計，其優(yōu)化后的構型如圖25所示。

圖25 吻切錐乘波機體/兩側內(nèi)收縮進氣道一體化構型[65]

Fig.25Osculatingconewaveriderairframeintegratedwithdoubleinwardturninginletsconfiguration[65]

3 結 論

綜合國內(nèi)外乘波設計概念應用于吸氣式高超聲速飛行器機體/進氣道一體化設計的研究現(xiàn)狀可見，主要有乘波前體/進氣道一體化和乘波機體/進氣道一體化兩大類設計方法，相關研究正處于“乘波前體/進氣道一體化設計趨于成熟、乘波機體/進氣道一體化設計剛剛起步”的階段，機體外乘波、進氣道內(nèi)乘波的設計思想和吻切設計概念正在逐漸交叉融合。對該領域總體研究現(xiàn)狀以及可能的發(fā)展趨勢分析如下：

(1) 總體設計思路和發(fā)展趨勢是：通過設計基準流場進行流向設計，應用吻切理論或幾何拼接方法進行展向設計。

(2) 基準流場已經(jīng)不再局限于具有直線激波的錐形流場，而是進一步拓展到具有彎曲激波的軸對稱流場。在引入吻切理論后，基準流場可以進一步拓展到更為復雜的三維非軸對稱流場。

(3) 更為一般的軸對稱基準流場及吻切理論的發(fā)展，為乘波前體/進氣道一體化設計提供了更為廣闊的設計空間和設計思路，可以在工程應用中采用更加先進的吻切理論，為進氣道提供均勻流場，并達到升阻比和容積效率性能的折中，設計得到實用的一體化構型。

(4) 乘波前體/進氣道一體化設計已經(jīng)得到深入發(fā)展，基本涉及了乘波體設計理論中的大部分基準流場類型和設計方法，已經(jīng)獲得了一些氣動性能較為優(yōu)良的吸氣式高超聲速飛行器氣動構型。

(5) 乘波前體/進氣道一體化設計方法沒有考慮飛行器其他部位的乘波設計(包括進氣道唇口外罩的乘波設計)，這影響了吸氣式高超聲速飛行器氣動布局設計的自由度和更優(yōu)秀氣動性能的設計實現(xiàn)。

(6) 乘波機體/進氣道一體化設計研究正處于初步發(fā)展階段，目前的設計方法多為組合拼接方法，例如基準流場包容式設計、相交式設計和幾何融合式設計，還沒有形成類似于乘波前體/進氣道一體化設計方法那樣的理論體系。研究者仍然在尋找更自由的乘波機體/進氣道一體化設計方法。

(7) 進氣道內(nèi)流基準激波流場與機體外流基準激波流場的特征差異明顯，使得機體與進氣道二者的融合設計仍然存在巨大困難，吸氣式高超聲速飛行器機體/推進系統(tǒng)一體化設計所需要的新設計方法、新設計思路正期待著研究者的發(fā)現(xiàn)。

(8) 受基準流場完全一體化設計概念啟發(fā)，一種有發(fā)展?jié)摿Φ某瞬C體/進氣道一體化設計思路可能會是：首先應用特征線理論建立同時考慮內(nèi)外流動的軸對稱基準流場模型，然后應用吻切理論拓展軸對稱基準流場模型到三維非軸對稱基準流場模型，最后應用流線追蹤直接構建出乘波機體與進氣道。但該設計思路仍處在發(fā)展初期，進一步的模型和性能優(yōu)化還需要做大量的探索工作。