王江峰, 王旭東, 李佳偉, 楊天鵬, 李龍飛, 程克明

(南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

目前世界各國對臨近空間這一空域越來越關(guān)注，臨近空間的一般定義為地球大氣海拔高度20 km至“太空邊緣”100 km的高度范圍，該高度被稱為“Kármán line”(卡門線)，開展飛行于該空域的高超聲速飛行器研究具有重大的應(yīng)用價值。對于不同任務(wù)形式的吸氣式高超聲速飛行器，氣動布局的設(shè)計沒有固定可循的模式，但其中的乘波構(gòu)形由于在高超聲速特定飛行條件下(如巡航)特有的優(yōu)勢而被廣泛關(guān)注，成為吸氣式高超聲速飛行器一體化布局的重要候選外形。

高超聲速飛行器除了高速巡航突防外，在水平起降及可重復(fù)使用等方面的要求也越來越高，飛行馬赫數(shù)范圍包括亞、跨、超、高超聲速，在進(jìn)行氣動布局設(shè)計時必須兼顧低速氣動性能。在現(xiàn)階段工程技術(shù)限制下，吸氣式高超聲速飛行器無法依靠單一動力模式完成水平起降及高超巡航的整個包線過程，而應(yīng)當(dāng)使用組合動力系統(tǒng)。高超聲速飛行器超燃沖壓動力系統(tǒng)的特殊性，要求在氣動布局設(shè)計中實現(xiàn)機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化[1-4]。

對于采用吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)的飛行器，通過合理的設(shè)計激波形狀，能夠保證進(jìn)氣道入口處流場均勻，從而有效地保證發(fā)動機(jī)性能。以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的高超聲速飛行器的內(nèi)流道一般由前體/進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、后體/尾噴管組成。由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的凈推力有限，并且與航空發(fā)動機(jī)采用壓氣機(jī)進(jìn)行壓縮不同，超燃沖壓發(fā)動機(jī)需要飛行器前體對來流進(jìn)行壓縮，燃燒室產(chǎn)生高溫燃?xì)饨?jīng)尾噴管膨脹加速后排出從而產(chǎn)生推力，因此對于吸氣式高超聲速飛行器而言，機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計就顯得尤為重要，尤其是前體/進(jìn)氣道氣動布局一體化設(shè)計，這對高超聲速飛行器的氣動布局設(shè)計起著絕對關(guān)鍵的作用和影響[1]。

本文針對吸氣式高超聲速巡航飛行器的氣動布局設(shè)計技術(shù)開展討論(暫不涉及高超聲速領(lǐng)域中的材料、動力、導(dǎo)航與控制、防熱等方面)，首先對高超聲速飛行器發(fā)展動態(tài)進(jìn)行了選擇性介紹，主要包括超燃沖壓發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程和主要工業(yè)國在高超聲速項目方面的發(fā)展動態(tài)。然后，針對受到世界各國廣泛關(guān)注的乘波式氣動布局高超聲速飛行器，從發(fā)展?fàn)顟B(tài)跟蹤與分析出發(fā)，對乘波體設(shè)計流程、基準(zhǔn)流場構(gòu)建方法、基準(zhǔn)流場求解方法、沿展向乘波布局等設(shè)計方法進(jìn)行了詳細(xì)論述，討論了不同設(shè)計方法的優(yōu)缺點，對乘波體構(gòu)型在高超聲速氣動布局上的應(yīng)用進(jìn)行了細(xì)致分析。最后，根據(jù)本文的分析結(jié)果，對高超聲速飛行器未來發(fā)展進(jìn)行了展望。

1 高超聲速飛行器研究概況

吸氣式高超聲速飛行器由于動力系統(tǒng)流場與飛行器流場聯(lián)系緊密，因此對內(nèi)外流一體化，即機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化有較高的要求。本節(jié)先對國內(nèi)外高超聲速飛行器比較典型的超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行簡要概述，然后對國外一些具有典型參考意義的高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計方案進(jìn)行討論，分析了不同設(shè)計方案的優(yōu)缺點。

1.1 超燃沖壓發(fā)動機(jī)

超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)是吸氣式高超聲速飛行器能否實現(xiàn)高效穩(wěn)定的高超聲速飛行且可重復(fù)使用的關(guān)鍵，經(jīng)過近幾十年的理論研究、大量的地面試驗和飛行演示驗證試驗，已經(jīng)證明了超燃沖壓發(fā)動機(jī)的可行性。

超燃沖壓發(fā)動機(jī)大體可分為純超燃沖壓發(fā)動機(jī)、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)和雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機(jī)。純超燃沖壓發(fā)動機(jī)是指其只能采用單一超聲速燃燒模態(tài)的沖壓發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)啟動馬赫數(shù)相對較高，一般在馬赫數(shù)6以上。亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)根據(jù)燃燒室內(nèi)氣流速度的不同，分別進(jìn)行亞聲速燃燒和超聲速燃燒，因此亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)可以工作在比較寬的飛行速度范圍內(nèi)。雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)同時串聯(lián)了亞燃燃燒室和超燃燃燒室，其工作馬赫數(shù)范圍較小，主要應(yīng)用于高超聲速導(dǎo)彈，如美國HyFly計劃中的演示驗證飛行器。目前得到廣泛研究且應(yīng)用前景較廣的是雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)[1]。

在超燃沖壓發(fā)動機(jī)的可行性得到驗證及基礎(chǔ)理論得到發(fā)展之后，各軍事大國都對超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了廣泛的研究[2]。美國先后制定了多個高超聲速計劃，其中多數(shù)都是以發(fā)展及驗證超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)為主要目標(biāo)。通用應(yīng)用科學(xué)實驗室(GASL)在20世紀(jì)60年代開展了Scramjet Incremental Flight Test Vehicle(IFTV)計劃，研制了模型發(fā)動機(jī)。GASL還進(jìn)行了一項低速固定幾何超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究[3]。NASA于1964年開展了高超聲速研究發(fā)動機(jī)(Hypersonic Research Engine，HRE)計劃[4]，對超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行了風(fēng)洞實驗。之后的NASP計劃、HyTech計劃、HyperX計劃、HyFly計劃、SED計劃和Falcon計劃都對超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行了詳細(xì)的研究，這些將在下一小節(jié)介紹美國高超聲速一體化飛行器研究概況時介紹。

對于未來發(fā)展趨勢的可重復(fù)使用水平起降的高超聲速飛行器而言，其飛行馬赫數(shù)范圍包括亞、跨、超、高超聲速，單純依靠超燃沖壓發(fā)動機(jī)無法實現(xiàn)水平起降。雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)的起始工作下限馬赫數(shù)是3左右，那么對于起始工作馬赫數(shù)前就需要其他的動力系統(tǒng)來實現(xiàn)飛行器的起飛與加速。目前解決這一問題的方法是采用組合循環(huán)發(fā)動機(jī)。

圖1 并聯(lián)式TBCCFig.1 Parallel TBCC

組合循環(huán)發(fā)動機(jī)主要分為兩類：一類是火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)RBCC(Rocket Based Com bined Cycle)，另一類是渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)TBCC(Turbine Based Combined Cycle)。對于在大氣層內(nèi)循環(huán)飛行的高超聲速飛行器來說，采用TBCC推進(jìn)系統(tǒng)具有更好的經(jīng)濟(jì)性能，在飛行的低速段，利用渦輪發(fā)動機(jī)提供動力，比利用火箭助推產(chǎn)生的比沖大。TBCC推進(jìn)系統(tǒng)可分為串聯(lián)式和并聯(lián)式兩大類，串聯(lián)式TBCC推進(jìn)系統(tǒng)渦輪/沖壓發(fā)動機(jī)共用進(jìn)氣道、噴管，并聯(lián)式TBCC(如圖1)推進(jìn)系統(tǒng)渦輪/沖壓發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道、噴管相互獨立，通過壁板調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)工作模式的變換[5]。渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機(jī)可以應(yīng)用到亞、跨、超、高超聲速飛行，其飛行馬赫數(shù)范圍較寬，可以作為水平起降的高超聲速飛行器的理想動力裝置[6]。鑒于內(nèi)并聯(lián)布局形式的TBCC進(jìn)氣道具有適用飛行馬赫數(shù)范圍寬、迎風(fēng)面積小、內(nèi)部可用容積率大等優(yōu)點而具有較大的研究價值和工程應(yīng)用前景[7]。

1.2 美國

在高超聲速飛行器研究領(lǐng)域，美國處于絕對的領(lǐng)先地位。20世紀(jì)80年代中期，美國國防部和NASA開展了國家空天飛機(jī)(NASP[8-9])計劃，NASP計劃最終提出了X-30試驗飛行器方案。X-30是一架有人駕駛的研究試驗飛行器，可以從普通的機(jī)場跑道起飛和著陸，能夠達(dá)到入軌速度(Ma=25)，長度在150～200ft之間，起飛總重為250000～300000Ib[10]。NASP計劃于1995年被迫中止，為了繼續(xù)高超聲速技術(shù)的研究，同年美國空軍開展了HyTech(Hypersonic Technology)計劃[11]。該計劃主要對Ma=4～8范圍內(nèi)碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)技術(shù)開展了深入的研究。

美國NASA繼續(xù)進(jìn)行了HyperX計劃，在該計劃中設(shè)計得到了高超聲速驗證機(jī)X-43A[12-13]，如圖3所示。X-43A采用了升力體布局，前體下部有三道壓縮面對來流進(jìn)行壓縮，為超燃沖壓發(fā)動機(jī)提供均勻的氣流。尾噴管采用了單壁膨脹式尾噴管。X-43A一共進(jìn)行了三次飛行試驗，第一次飛行試驗在2001年6月2日進(jìn)行，但由于助推器發(fā)生了故障，致使試驗飛行器偏差正常軌道，最終以失敗告終。經(jīng)過大量的地面試驗和計算工作，X-43A最終在2004年3月和11月分別進(jìn)行了Ma=6.83和9.8的飛行試驗，實現(xiàn)了高超聲速飛行[14]。

圖2 X-30想象圖Fig.2 X-30 concept

圖3 X-43A氣動布局(單位: mm)Fig.3 X-43A configuration(unit: mm)

除此之外，美國海軍與國防高級研究計劃局(DARPA)開展了HyFly(Hypersonic Flight)計劃，即采用雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)推進(jìn)技術(shù)的高超聲速吸氣式導(dǎo)彈計劃[15]，該計劃源自DARPA前進(jìn)行的快速響應(yīng)導(dǎo)彈驗證器(ARRMD)項目。

圖4 HyFly飛行器Fig.4 HyFly aircraft

HyFly采用軸對稱布局形式(圖4)，動力系統(tǒng)為雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)。在飛行試驗中，先由固體火箭發(fā)動機(jī)助推飛行到Ma=3.5，然后與火箭助推器分離，啟動雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)從馬赫數(shù)3.5加速到6。2008年1月的發(fā)射試驗就是為了評估雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)的接力性能和加速性能，但超燃沖壓發(fā)動機(jī)并沒有按照預(yù)定的要求運行[10]。

經(jīng)過一系列的技術(shù)積累和飛行試驗，美國在超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域取得了長足的發(fā)展，2005年開始了超燃沖壓發(fā)動機(jī)演示(Scramjet Engine Demonstrator，SED)計劃[16]，獲得了代號為X-51A的超燃沖壓發(fā)動機(jī)乘波體驗證機(jī)(Scramjet Engine Demonstrator Waverider，SEDWR)，如圖5所示。雖然X-51A是為了驗證超燃沖壓發(fā)動機(jī)，但要使超燃沖壓發(fā)動機(jī)正常工作，需要機(jī)體與發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計，因此對X-51A氣動布局也進(jìn)行了詳細(xì)的研究。X-51A采用的是截斷型乘波體機(jī)身、乘波前體設(shè)計，前體下表面具有兩級壓縮面[17]，進(jìn)氣道在彈身腹部，尾噴管為二維機(jī)身一體化噴管。X-51A一共進(jìn)行了四次飛行試驗[10]，2013年5月最后一次飛行試驗中，X-51A成功以5.1倍聲速飛行了約3.5 min。

2003年美國空軍和國防預(yù)研項目局(DARPA)啟動了Falcon“獵鷹”計劃，圖6給出了Falcon計劃的發(fā)展路線圖[18]。Falcon計劃最終要實現(xiàn)的是可重復(fù)使用高超聲速巡航飛行器(Hypersonic Cruise Vehicle，HCV)，該飛行器可以從普通的跑道起飛著陸，并以馬赫數(shù)6.0巡航。Falcon計劃中HTV-3X用來演示驗證多種高超聲速的關(guān)鍵技術(shù)，包括高升阻比的氣動外形、乘波外形與內(nèi)轉(zhuǎn)渦輪沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的一體化設(shè)計、輕質(zhì)可重復(fù)使用的高溫材料、主動冷卻的熱管理技術(shù)、自動飛行控制、渦輪基組合循環(huán)推進(jìn)技術(shù)等[10]。最終HTV-3X和HCV是不依靠推進(jìn)器并且能夠?qū)崿F(xiàn)水平起降的高超聲速飛行器。

圖5 X-51A飛行器Fig.5 X-51A aircraft

圖6 Falcon計劃路線圖Fig.6 Falcon series concept

2013年2月，美國洛馬公司提出高速打擊武器(HSSW)方案[19]。HSSW是一種高超聲速導(dǎo)彈概念，可裝備未來轟炸機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)，如圖7上圖所示。但洛馬公司在隨后再次發(fā)表的HSSW效果圖中進(jìn)行了大量修改，具體情況為: 飛行器機(jī)體取消了前期上下兩條弧形控制曲線拼接設(shè)計，轉(zhuǎn)而采用尖頂拱外形; 飛行器控制尾翼從兩片水平舵面、兩片V型舵面的“Π”型布局改為4片尾翼“X”型布局。此外，隨后公布的方案也保留了一些前期設(shè)計思路，主要為腹部進(jìn)氣設(shè)計和戰(zhàn)斗機(jī)空射方案，如圖7下圖所示。

2013年11月洛克希德·馬丁公司披露了其SR-72高超聲速無人偵察機(jī)的研制計劃。根據(jù)公布的效果圖來看，SR-72采用大長細(xì)比機(jī)身，雙腹部進(jìn)氣發(fā)動機(jī)，大后掠小展弦比梯形翼，前體前緣與主翼前緣錯位的直邊條，單垂尾。據(jù)介紹，SR-72高超聲速無人偵察機(jī)主要用于取代20世紀(jì)70年代研制的SR-71“黑鳥”高速高空偵察機(jī)，主要特征為飛行器長30.5 m(小于SR-71的32.73 m)，最大航程4300 km左右(與SR-71相同)，巡航速度馬赫數(shù)6(兩倍于SR-71的馬赫數(shù)3)。SR-72飛行器采用與HTV-3X和HCV相同的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(TBCC), 分為高速渦輪噴氣發(fā)動機(jī)技術(shù)和亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，高超渦噴發(fā)動機(jī)將飛行器加速到馬赫數(shù)3后，亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)點火繼續(xù)加速至馬赫數(shù)5到6。從其披露的如圖8所示的概念圖來看，SR-72也采用了乘波機(jī)身以及前體/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計。目前高速渦輪噴氣發(fā)動機(jī)為TBCC發(fā)動機(jī)主要技術(shù)難題，SR-72的高速渦噴發(fā)動機(jī)技術(shù)可追溯于SR-71的J-58發(fā)動機(jī)。雙模沖壓發(fā)動機(jī)可能兼具航空噴氣洛克達(dá)因公司現(xiàn)有技術(shù)積累和基本成熟的X-51A發(fā)動機(jī)技術(shù)。

圖7 HSSW兩種概念圖Fig.7 Two HSSW concepts

圖8 SR-72外形與動力系統(tǒng)概念圖Fig.8 SR-72 concept and dual mode ramjet

1.3 俄羅斯

俄羅斯也已進(jìn)入高超聲速技術(shù)的飛行驗證階段，俄羅斯于1991年首次在高空試驗中實現(xiàn)了超聲速燃燒，這就是“冷”計劃[20-21]。“冷”計劃試飛器采用的是軸對稱的布局[20]，如圖9所示。該試飛器首次實現(xiàn)了亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)從亞燃到超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換。

圖9 “冷”計劃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)及試飛器Fig.9 “Cold” concept

在進(jìn)行“冷”計劃的同時，另一項“鷹”計劃(IGLA計劃)也在進(jìn)行中[22]。IGLA飛行器如圖10采用的是升力體構(gòu)型，長7.9 m，翼展3.6 m，質(zhì)量2200 kg，頭部半徑為40 mm，飛行速域范圍為馬赫數(shù)6～14，空域范圍為0～80 km，在飛行器機(jī)體下方有3臺超燃沖壓發(fā)動機(jī)。

圖10 IGLA飛行器Fig.10 IGLA concept

圖11 彩虹-D2飛行器Fig.11 Rainbaw-D2 aircraft

俄羅斯還進(jìn)行了“彩虹D2”計劃[23]和“鷹31”計劃[24]。圖11為俄羅斯在1997年航展上展示的高超聲速試驗飛行器。

1.4 歐洲

1992年法國啟動了PREPHA計劃。在該計劃中，提出了通用單級入軌SSTO飛行器的設(shè)計方案及其推進(jìn)系統(tǒng)，如圖12(a)[25]。該飛行器推進(jìn)系統(tǒng)采用了四種組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)：雙通道的渦輪火箭超燃沖壓火箭組合與渦輪噴氣雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)火箭組合，以及單通道的火箭雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)火箭組合與引射雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)火箭組合[10]。該飛行器所考慮的飛行任務(wù)為從航天發(fā)射場起飛到達(dá)傾角28.5°的500 km圓軌道，在這樣的任務(wù)條件下，飛行器長度為65 m，翼展37.5 m，機(jī)翼表面面積306 m2，進(jìn)氣道進(jìn)口截面面積為24 m2，起飛質(zhì)量為476 t。

(a) PREPHA計劃飛行器

(b) JAPHAR計劃飛行器

與此同時，德國開展了名為Sanger計劃的兩級入軌航天運載器的概念設(shè)計研究[26-27]。Sanger方案將整個系統(tǒng)分為兩級，第一級是運載器，第二級是軌道飛行器，軌道飛行器背馱在運載器背部。第一級運載器采用渦輪沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)，Sanger在常規(guī)機(jī)場水平起飛，所需跑道長度為2500 m，飛行到31 km的高空后，飛行速度達(dá)到Ma=7，然后軌道飛行器與運載器分離，運載器返回機(jī)場水平著陸，軌道飛行器依靠自身的火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)入地球軌道。

在法國PREPHA計劃和德國Sanger計劃結(jié)束后，兩國研究人員聯(lián)合開展了JAPHAR(Joint Airbreathing Propulsion for Hypersonic Application Research)計劃[28]，JAPHAR飛行器如圖12(b)[29]。JAPHAR計劃的第一個目標(biāo)是進(jìn)一步發(fā)展雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，深入研究工作機(jī)理，提高數(shù)值模擬的計算精度。第二個目標(biāo)是研究機(jī)身/發(fā)動機(jī)一體化情況下的推力與阻力平衡問題。

圖13 德國Sanger飛行器想象圖Fig.13 Germany Sanger concept

1.5 日本

日本高超聲速飛行器及重復(fù)使用航天飛行器技術(shù)[30-31]始于20世紀(jì)80年代，計劃完成新一代高超聲速飛行器和可重量使用的軌道飛行器。日本計劃發(fā)展采用吸氣式發(fā)動機(jī)與火箭組合的單級入軌飛行器，以及采用TBCC動力的第一級和采用火箭動力的第二級的兩級入軌飛行器，第一級攜帶第二級加速到馬赫數(shù)6.0后進(jìn)行分離，第二級依靠火箭動力進(jìn)入軌道[32]。

圖14 日本單級及兩級入軌高超聲速飛行器方案Fig.14 Japan SSTO and TSTO concept

從上述研究概況分析可以看到，在吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)方面，推進(jìn)系統(tǒng)的研究仍然是重中之重。而且對于吸氣式高超聲速飛行器而言，推進(jìn)系統(tǒng)不再是一個獨立的系統(tǒng)，而是必須要和飛行器機(jī)體進(jìn)行一體化設(shè)計，這也是為什么在吸氣式高超聲速飛行器研究中必須關(guān)注機(jī)體/推進(jìn)一體化的原因所在，其核心工作是在滿足推進(jìn)系統(tǒng)工作的條件下，必須保證飛行器總體氣動特性。

吸氣式高超聲速飛行器總體氣動布局形式是與飛行器的任務(wù)與用途相聯(lián)系的，因此在氣動布局形式上不能統(tǒng)一而論，氣動布局設(shè)計方法也不相同。近年來隨著人們對高超聲速飛行器任務(wù)需求的不斷提高，乘波式布局以其特有的優(yōu)異性能引起了研究者的高度重視，下面本文就對這種氣動布局設(shè)計方法進(jìn)行討論。

2 高超聲速乘波飛行器設(shè)計方法

2.1 乘波前體/進(jìn)氣道設(shè)計方法

對于高超聲速飛行器，前體作為壓縮面對來流減速增壓，對進(jìn)氣道的性能起到?jīng)Q定性的作用。乘波體由于其優(yōu)異的性能和對來流的壓縮作用，是吸氣式高超聲速飛行器比較理想的前體/進(jìn)氣道氣動布局方案[33-34]。Nonweiler[35]在1959年首先提出了“乘波”的概念，Nonweiler利用二維楔流場生成了具有“∧”形橫截面的乘波構(gòu)型，如圖15(a)。1980年，美國馬里蘭大學(xué)的Rasmussen[36-38]等提出了由圓錐繞流流場生成乘波構(gòu)型的方法。1990年，Sobieczky[41-43]提出了吻切錐法生成乘波構(gòu)型。1966年，M?lder[44]首次提出將Busemann內(nèi)錐形流場用于高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計的概念。

(a) “∧” 形乘波體

(b) 錐導(dǎo)乘波體

(c) 吻切錐乘波體

理想狀態(tài)的乘波體是在超聲速或高超聲速飛行器時，前緣全部貼附在激波曲面上且將流場完全分割成為互相無干擾的兩部分的一種特殊氣動構(gòu)型，這也是“乘波”名稱的由來。乘波體的特性決定了在越接近理想設(shè)計狀態(tài)下越能減少乘波體下表面高壓壓縮區(qū)向上表面自由來流或低壓區(qū)的溢流，相同迎風(fēng)面積下最大程度地提升來流捕獲流量。相對于常規(guī)升力體，貼體的前緣激波和較少的溢流也就決定了乘波體有更好的來流預(yù)壓縮性能，更大的升阻比特性。無論是高超聲速前體還是高超聲速進(jìn)氣道，只要滿足乘波體的定義，都屬于乘波體設(shè)計范疇，在高超聲速飛行器氣動布局中，兩者除傳統(tǒng)功能性區(qū)別，在設(shè)計方法上基本一致且越來越趨向于一體化設(shè)計，在這里就不分別討論了。

乘波體最初的傳統(tǒng)設(shè)計方法為：給定生成體，在設(shè)計的飛行條件下求得生成體生成的基準(zhǔn)流場，一般為類錐形基準(zhǔn)流場；選取一個指定形狀的柱面作為流動捕獲管(Flow Capture Tube，F(xiàn)CT)與類錐形激波面相交，得到乘波體的前緣，離散前緣曲線分別在類錐形基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤；將各條流線連接成曲面并且上表面取自由流面或者非脫體激波壓縮(膨脹)面，即得乘波體構(gòu)型。

經(jīng)過多年發(fā)展，現(xiàn)在普遍采用的乘波體設(shè)計方法及流程為：在給定的來流馬赫數(shù)及飛行條件下，根據(jù)性能需求預(yù)先設(shè)定流動捕獲曲線(Flow Capture Curve，F(xiàn)CC)和進(jìn)氣道進(jìn)口曲線(Inlet Capture Curve，ICC)，F(xiàn)CC曲線和ICC曲線可以是任意形狀，但是要保證ICC曲線上點的曲率連續(xù)；借用微分思想將給定的ICC曲線離散成多段小圓弧，而每段小圓弧為類錐形激波與底部截面(或唇口截面)相交的部分，每段小圓弧分別對應(yīng)一個類錐形繞流，ICC曲線相應(yīng)離散點的曲率半徑線與FCC曲線的交點為與該點對應(yīng)的乘波體前緣點在底部截面的投影點，由此構(gòu)建一個吻切平面；在每個吻切平面內(nèi)構(gòu)建基準(zhǔn)流場，根據(jù)前緣投影點坐標(biāo)求出在前緣激波面上真實坐標(biāo)并在基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤；將各條流線連接成曲面并且上表面取自由流面或者非脫體激波壓縮(膨脹)面，即得乘波體構(gòu)型。這兩種設(shè)計流程的主要區(qū)別在于沿展向乘波體設(shè)計方法上的不同，詳細(xì)論述將在后面章節(jié)展開。

根據(jù)設(shè)計流程中的具體特征，乘波體設(shè)計方法大致可以歸納為沿來流縱向基準(zhǔn)流場的構(gòu)建方法、沿來流縱向基準(zhǔn)流場的求解方法、垂直來流展向的乘波體設(shè)計方法及乘波體在高超聲速氣動布局中的拓展應(yīng)用等幾個方面。下面就針對這幾個方面進(jìn)行較為細(xì)致的討論。

2.2 基準(zhǔn)流場的構(gòu)建

用于追蹤乘波體型面流線的無黏(一般情況下為無黏)超聲速或者高超聲速流場稱為乘波體(或者乘波體吻切面)的基準(zhǔn)流場，這里無黏的基準(zhǔn)流場與無黏的乘波體流場是兩種截然不同的概念。一般情況下生成基準(zhǔn)流場的幾何體稱為基準(zhǔn)流場的生成體。根據(jù)生成體的幾何構(gòu)型，基準(zhǔn)流場可以分為二維平面基準(zhǔn)流場、三維非軸對稱基準(zhǔn)流場以及三維軸對稱基準(zhǔn)流場。其中三維軸對稱基準(zhǔn)流場包含純?nèi)S軸對稱基準(zhǔn)流場以及每個吻切面內(nèi)等效的三維軸對稱基準(zhǔn)流場。某種程度上來說，基于純?nèi)S軸對稱基準(zhǔn)流場的錐導(dǎo)乘波體或者類錐導(dǎo)乘波體是基于吻切理論乘波體的一種特例，即ICC曲線曲率半徑保持恒定，為圓弧曲線。

根據(jù)基準(zhǔn)流場的生成條件，基準(zhǔn)流場可以分為生成體物面幾何參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場、生成體物面壓強(qiáng)參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場、生成體物面馬赫數(shù)可控的基準(zhǔn)流場、前緣激波可控的基準(zhǔn)流場以及以上多參數(shù)組合可控的基準(zhǔn)流場。

2.2.1 物面幾何參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場

物面幾何參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場即生成體幾何參數(shù)已知，直接求解生成體無黏流場作為基準(zhǔn)流場，進(jìn)而進(jìn)行流線追蹤生成乘波體構(gòu)型。乘波體最開始被關(guān)注和研究就是從此類基準(zhǔn)流場開始，根據(jù)生成體的幾何構(gòu)型，基準(zhǔn)流場基本分為二維平面基準(zhǔn)流場、三維非軸對稱基準(zhǔn)流場以及三維軸對稱基準(zhǔn)流場等。

2.2.2 二維平面基準(zhǔn)流場

Nonweiler[35]在1959年首先提出了“乘波”的概念，利用二維楔流場生成了具有“∧”形橫截面的乘波構(gòu)型，也稱為楔導(dǎo)乘波體，如圖15(a)所示。

另外還存在典型的二元進(jìn)氣道，其對來流的壓縮是通過多個預(yù)壓縮楔面實現(xiàn)的，如圖16所示[45]。二元進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)簡單，各楔面的壓縮相當(dāng)于二維平面壓縮，流場便于計算與分析，因此國內(nèi)外對二元進(jìn)氣道的研究也比較多[46-48]。二元進(jìn)氣道的設(shè)計一般采用多級楔面對來流進(jìn)行壓縮，并且在設(shè)計狀態(tài)多級楔面產(chǎn)生的多道斜激波交匯在進(jìn)氣道唇口[49]，進(jìn)氣道的外罩與最后級楔面構(gòu)成二元進(jìn)氣道的內(nèi)壓縮段，對氣流進(jìn)行進(jìn)一步的壓縮，兩側(cè)為進(jìn)氣道的側(cè)壁，一起構(gòu)成了矩形的進(jìn)氣道出口。美國X-43A、X-51A飛行演示驗證飛行器就是采用的典型的二元進(jìn)氣道[50-51]，當(dāng)然這兩種飛行器的二元進(jìn)氣道并非嚴(yán)格意義上的乘波體。由二元進(jìn)氣道的概念可以看到，這種進(jìn)氣道具有溢流嚴(yán)重、構(gòu)型單一等方面的不足。

在二元進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上拓展的三維側(cè)壓進(jìn)氣道(圖17[52])在縱向截面內(nèi)與二元進(jìn)氣道相同，但是增加了二元進(jìn)氣道豎直側(cè)壁方向二維側(cè)板的向內(nèi)壓縮。三維側(cè)壓式進(jìn)氣道具有固定的幾何形狀、較低的來流邊界層敏感度、較短的壓縮通道、較低的啟動馬赫數(shù)、較小的外阻等特點。Trexler[53-54]最早提出三維側(cè)壓式進(jìn)氣道的概念，并通過理論分析和試驗驗證研究了側(cè)板收縮比和側(cè)板后掠對起動性能的影響，得出了增大側(cè)板收縮比不利于進(jìn)氣道起動、側(cè)板后掠有助于進(jìn)氣道起動的結(jié)論[55]。之后Holland為研究影響側(cè)壓式進(jìn)氣道起動相關(guān)因素，對側(cè)壓式進(jìn)氣道進(jìn)行了大量深入的數(shù)值與試驗驗證[56-61]，確定側(cè)板壓縮角是十分關(guān)鍵的參數(shù)，并定量給出側(cè)壓式進(jìn)氣道的側(cè)板壓縮角的取值為6°左右[62-64]。國內(nèi)，張堃元[65]較早地開展了相應(yīng)的三維側(cè)壓式進(jìn)氣道的設(shè)計方法研究，分析了側(cè)板壓縮角、前緣后掠角以及唇口位置等參數(shù)對進(jìn)氣道性能的影響。雖然二元進(jìn)氣道及三維側(cè)壓式進(jìn)氣道并非嚴(yán)格意義乘波體，但對乘波體的研究有參考指導(dǎo)意義。

圖16 二元進(jìn)氣道示意圖(單位: mm)Fig.16 2D inlet(unit: mm)

圖17 三維側(cè)壓式進(jìn)氣道Fig.17 3D sidewall compression inlet

2.2.2.1 三維軸對稱基準(zhǔn)流場

三維軸對稱流場分為軸對稱直外錐繞流、軸對稱曲外錐繞流、軸對稱內(nèi)直錐繞流、軸對稱曲內(nèi)錐繞流等。

1968，Jones[66]首次將高超聲速迎角0°圓錐繞流作為基準(zhǔn)流場進(jìn)行乘波體設(shè)計，生成的乘波體稱即稱為錐導(dǎo)乘波體，錐導(dǎo)乘波體基準(zhǔn)流場的生成體為母線為直線的軸對稱圓錐，Jones的錐導(dǎo)乘波體設(shè)計方法對乘波體布局的設(shè)計研究有標(biāo)志性指導(dǎo)意義。

1988年，Corda[67]等進(jìn)行了基于一般性軸對稱基準(zhǔn)流場并且考慮了黏性作用的乘波體構(gòu)型設(shè)計及優(yōu)化的方法研究。文章中基準(zhǔn)流場的生成體不僅采用了母線為直線的圓錐，而且采用了母線分別為3/4和1/2冪次曲線的曲圓錐，其基準(zhǔn)流場的求解采用了空間推進(jìn)的有限差分方法。該基準(zhǔn)流場的構(gòu)建方法對最大升阻比或者最小阻力乘波體構(gòu)型設(shè)計提供了一定的新思路。

圖18 馮卡門曲線及其基準(zhǔn)流場Fig.18 Von Karman ogive and generating flowfield

2006年，Mangin[68]等同樣進(jìn)行了基于冪次曲線生成體的軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波體構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計，不同于Corda的是，Mangin采用的是鈍頭體冪次回轉(zhuǎn)體，鈍頭體基準(zhǔn)流場因為有脫體激波存在需要CFD方法進(jìn)行求解。2015年丁峰[69]等在Corda、Mangin等基礎(chǔ)上提出了一種基于特征線法的乘波體構(gòu)型設(shè)計方法，首次采用馮卡門曲線(Von Karman ogive)作為軸對稱基準(zhǔn)流場生成體母線，并對鈍頭體馮卡門曲線進(jìn)行了近似尖錐處理以便能使用特征線方法進(jìn)行流場求解，如圖18所示。該方法最終流線追蹤出的乘波體構(gòu)型某種程度上繼承了馮卡門回轉(zhuǎn)體的氣動特性，具有較大的升阻比和容積率。

1956年，Connors和Meyer[70]提出了一種適用于二維和三維軸對稱超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計方法。該方法主要構(gòu)造了一種二維和三維軸對稱曲面錐流場，曲面錐母線包括直線段和等熵壓縮段，其中直線壓縮段為流場前緣激波依賴區(qū)，直線段末端處馬赫線與前緣激波交點為等熵壓縮段的流場焦點并且該馬赫線作為等熵壓縮區(qū)起始馬赫線，在焦點處假設(shè)為二維逆Prandtl-Mayer流動關(guān)系式，利用軸對稱勢流特征線法計算這一等熵流場，如圖19所示。2006年，耿永兵[71]在此基礎(chǔ)上以升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，在來流馬赫數(shù)2～4及飛行高度20～24 km條件下，進(jìn)行了軸對稱近似等熵壓縮流場的乘波前體優(yōu)化設(shè)計，結(jié)論表明近似等熵壓縮下表面的乘波前體在設(shè)計條件下具有良好的氣流壓縮效果。

圖19 直線段+等熵壓縮段流場Fig.19 Flowfield of cone and isentropic compression

2009年，賀旭照[72-73]等將Connors提出的直線段+等熵壓縮段流場改進(jìn)為如圖20所示的直線段+等熵壓縮段+直線段的基準(zhǔn)流場，并利用吻切理論生成了密切曲面錐乘波前體，與密切錐乘波體的比較結(jié)果表明，密切曲面錐乘波體克服了密切錐乘波體壓縮量不足及容積率偏小的缺點。

圖20 直線段+等熵壓縮段+直線段流場Fig.20 Flowfield of cone +isentropic compression + cone

1967年，M?lder[74]提出并總結(jié)了4種基于Taylor-Maccoll方程求解的三維軸對稱流場，分別為：三維繞圓錐外流場、Busemann內(nèi)錐形流場、內(nèi)錐形流場A (Internal conical flow A)、內(nèi)錐形流場B (Internal conical flow A)，如圖21，雖然M?lder提出這4種流場時并沒有將其應(yīng)用于乘波體設(shè)計，但是對后來眾多學(xué)者在乘波體基準(zhǔn)流場構(gòu)建工作上提供了很大的向?qū)ё饔茫缜拔腏ones提出的繞圓錐外流場的乘波體設(shè)計方法。

圖21 Molder提出的4種三維軸對稱流場Fig.21 Flowfields of four types of axisymmetric cones

2000年，Goonko[76]等提出了基于內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場的乘波前體設(shè)計方法，該方法中基準(zhǔn)流場生成體為形狀類似“喇叭”的三維軸對稱內(nèi)錐管，內(nèi)錐管型面母線為帶有一定內(nèi)傾角的直線，如圖22所示，基準(zhǔn)流場前緣激波貼附于內(nèi)錐管前緣并相交于內(nèi)錐管軸線處。Goonko將內(nèi)錐乘波體與基于二維楔形斜激波流場和三維軸對稱外錐形基準(zhǔn)流場的乘波體進(jìn)行了對比，因為內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場內(nèi)收縮的特性，內(nèi)錐管物面壓強(qiáng)不繼上升，因此繼承了基準(zhǔn)流場特性的內(nèi)錐乘波體有更大的升力系數(shù)和更強(qiáng)的來流預(yù)壓縮能力；同時計算結(jié)果表明內(nèi)錐乘波體相比于外錐乘波體沿展向壓力系數(shù)、升力系數(shù)、升阻比變化較為平緩，流場較為均勻，但是沿展向熱流系數(shù)變化趨勢相反。Coonko同時指出影響該類乘波體氣動參數(shù)的主要因素是流動捕獲曲線的起始追蹤縱向位置，影響熱流系數(shù)的因素是流動捕獲曲線在橫截面上的曲率半徑大小。

圖22 內(nèi)錐乘波體示意Fig.22 Inner cone waverider outline

國內(nèi)學(xué)者也對該類乘波體進(jìn)行過相關(guān)研究，2006年，尤延鋮[77-78]等在該方法的基礎(chǔ)上進(jìn)行了內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的研究，研究結(jié)果顯示黏性對該類乘波體進(jìn)氣道有較大影響，內(nèi)乘波式進(jìn)氣道各項氣動參數(shù)高于典型的二維側(cè)壓式進(jìn)氣道。2011年，賀旭照[78]等在Coonko方法的基礎(chǔ)上進(jìn)行了拓展，Coonko方法中直內(nèi)錐型面實際前緣激波是下凹的，而直前緣激波的內(nèi)錐型面實際是上凸的，賀旭照采用了M?lder提出的ICFA流場作為內(nèi)錐形乘波體設(shè)計的基準(zhǔn)流場，并利用吻切理論在每個吻切面對基準(zhǔn)流場進(jìn)行縮放來拓寬FCC和ICC的給定條件，設(shè)計得到的乘波體稱為密切內(nèi)錐乘波體。

圖23 各種截短Busemann進(jìn)氣道Fig.23 Several truncated Busemann inlets

Busemann內(nèi)錐形進(jìn)氣道包含了一系列的等熵壓縮馬赫波和末端激波，末端激波將氣流重新轉(zhuǎn)向沿軸向流動，并且這些馬赫波和末端激波都交于一點。1966年，M?lder[44]等首次將內(nèi)錐形流用于三維軸對稱Busemann進(jìn)氣道的設(shè)計。1992年，Billig[80-81]等人將流線追蹤技術(shù)引入到Busemann進(jìn)氣道的設(shè)計中，得到了流線追蹤Busemann進(jìn)氣道。流線追蹤Busemann進(jìn)氣道的設(shè)計流程為在基準(zhǔn)Busemann進(jìn)氣道入口截面內(nèi)取一段封閉曲線，將該曲線分為若干個點，從每一個點出發(fā)在基準(zhǔn)Busemann進(jìn)氣道流場內(nèi)流線追蹤直到進(jìn)氣道出口。流線追蹤Busemann進(jìn)氣道相比于基準(zhǔn)Busemann進(jìn)氣道，設(shè)計方法更加靈活實用，解決了基準(zhǔn)Busemann進(jìn)氣道長度過長的缺點，根據(jù)封閉曲線的不同，可以設(shè)計得到不同形狀的流線追蹤Busemann進(jìn)氣道?；鶞?zhǔn)Busemann進(jìn)氣道以及流線追蹤Busemann進(jìn)氣道都是在無黏條件下進(jìn)行的，在黏性條件下，邊界層的存在相當(dāng)于增加了壁面的厚度，造成馬赫波聚合點前移和并且聚合效果不好[82]。Van Wie[83]等提出了通過邊界層位移厚度對Busemann進(jìn)氣道進(jìn)行修正的方法，修正后的Busemann進(jìn)氣道的流場能夠較好的符合無黏設(shè)計條件下的流場。另一方面，截斷Busemann進(jìn)氣道是提高其黏性條件下性能的一個有效方法，孫波[84]等對截短流線跟蹤Busemann進(jìn)氣道進(jìn)行了研究。

2.2.2.2 三維非軸對稱基準(zhǔn)流場

眾多學(xué)者不僅對基于三維軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波體設(shè)計方法進(jìn)行了大量的研究工作，而且也對基于三維非軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波體設(shè)計方法也進(jìn)行了研究拓展。

1979年，Rasmussen[85-86]首次將三維非軸對稱基準(zhǔn)流場應(yīng)用于乘波前體的設(shè)計，通過高超聲速小擾動理論構(gòu)建了小迎角圓錐繞流、小迎角橢圓錐繞流和零迎角橢圓錐繞流三種基準(zhǔn)流場。因為流場的求解基于高超聲速小擾動理論，基準(zhǔn)流場是在軸對稱錐形流場的基礎(chǔ)上由迎角和橫截面偏心率的小擾動形成的，所以基準(zhǔn)流場也是類錐形的。Rasmussen設(shè)計的乘波體FCC曲線為經(jīng)過基準(zhǔn)流場錐點的直線，因此生成乘波體也是類錐形的，稱之為錐形乘波體。同時Rasmussen給出了來流馬赫數(shù)、特征錐頂角、小擾動來流迎角及橫截面偏心率對乘波體形狀、壓力分布和激波結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律，并在乘波體的自由來流上表面應(yīng)用了經(jīng)過縮放的非對稱楔導(dǎo)乘波體來進(jìn)行乘波體的偏航控制。隨后Rasmussen[87]和Jischke[88]對該類乘波體進(jìn)行了來流馬赫數(shù)3～5、迎角及側(cè)滑角±20°內(nèi)、單位雷諾數(shù)2×106/ft條件下氣動力、氣動力矩及物面壓力系數(shù)分布的試驗研究，結(jié)果表明基于錐形流動假設(shè)的一階小擾動理論能夠滿足乘波體構(gòu)型的精確設(shè)計，并且非設(shè)計狀態(tài)下氣動參數(shù)與設(shè)計狀態(tài)下氣動參數(shù)變化較為光順，流場中無非設(shè)計狀態(tài)強(qiáng)激波出現(xiàn)。隨后Lin[89]在Rasmussen基礎(chǔ)上拓展了基于小擾動橢圓錐基準(zhǔn)流場的乘波體設(shè)計方法，不僅加入了橫截面偏心率的小擾動，而且考慮了縱向母線偏心率的小擾動，使得乘波體基準(zhǔn)流場的生成體由三維軸對稱直圓錐變成具有橫向橢圓型線和縱向部分橢圓母線的三維非軸對稱類錐體。之后Lin和Luo[90]考慮了進(jìn)氣道型線的流線追蹤，進(jìn)行了前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，并對黏性影響進(jìn)行了計算分析。2006年，樂貴高[91]等采用三階MUSCL型TVD格式的N-S方程計算了橢圓錐演化的乘波體高超聲速流動問題，分析了該類乘波體各項氣動參數(shù)的變化規(guī)律，并與實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。同年，崔凱[92]等同樣采用CFD方法在馬赫數(shù)6、迎角0°和30 km飛行高度的設(shè)計條件下，綜合分析了23種源自不同錐體流場所獲乘波體的性能，結(jié)果表明當(dāng)基本錐體為橢圓錐，且截面橢圓寬高比在1.5～1.618時，所獲得的乘波體具有最大的升阻比；而當(dāng)截面橢圓寬高比約為1∶1.5時，所獲得乘波體阻力最小。

圖24 橢圓錐乘波體生成體Fig.24 Flowfield derived elliptical cone

1994年，Takashima[93-94]等為了得到比軸對稱基準(zhǔn)流場更均勻的進(jìn)氣道流場，提出了使用非對稱基準(zhǔn)流場設(shè)計進(jìn)氣更均勻的乘波體設(shè)計方法，即使用楔錐組合體作為生成體的楔錐乘波體設(shè)計方法。隨后與錐導(dǎo)乘波體和吻切錐乘波體的對比顯示，楔錐乘波體有更大的容積率和更均勻的進(jìn)氣道流場，但是因為楔錐乘波體基準(zhǔn)流場的求解基于CFD方法，楔錐乘波體激波的精確捕捉和氣動參數(shù)的優(yōu)化受到了限制。2003年，劉嘉[95]和王發(fā)民[96]等提出了用相交楔錐流場構(gòu)造乘波構(gòu)型飛行器前體的方法，該方法利用無黏相交楔錐流場生成具有兩個壓縮面的乘波前體，不僅兼具楔型流場和錐型流場構(gòu)造乘波體的優(yōu)點，而且充分發(fā)揮了高超聲速飛行器前體的預(yù)壓縮作用，為進(jìn)氣道的正常工作提供了條件。2013年，明承東[97]利用楔錐乘波體設(shè)計方法進(jìn)行了前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計。

圖25 楔錐乘波體基準(zhǔn)流場生成體Fig.25 Flowfield derived wedge-cone

2.2.3 物面壓強(qiáng)參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場

2011年，南向軍[98-99]提出了壓升規(guī)律可控的高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計方法，如圖26所示。該方法基于由旋特征線理論選取物面壓升規(guī)律給定的三維軸對稱流場作為乘波進(jìn)氣道設(shè)計的基準(zhǔn)流場。南向軍對三種不同壓升規(guī)律的內(nèi)收縮進(jìn)氣道性能進(jìn)行了比較，分別為等壓力梯度物面、二次曲線壓力梯度增大物面、二次曲線壓力梯度減小物面的三種進(jìn)氣道，結(jié)果表明流線追蹤的進(jìn)氣道物面能夠較好的保持基準(zhǔn)流場給定的壓升規(guī)律，壓力梯度增大的進(jìn)氣道壓縮效率最高，其次為等壓力梯度，壓力梯度減小的進(jìn)氣道壓縮效率最低，同時壓升規(guī)律的可控也對乘波體整機(jī)的力矩配平有較大的益處。南向軍也進(jìn)行反正切壓升規(guī)律可控的內(nèi)收縮進(jìn)氣道的研究。此后向有志[100]在該方法的基礎(chǔ)上結(jié)合替代模型多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計了一種高超聲速軸對稱進(jìn)氣道，并與常規(guī)雙錐和三錐軸對稱進(jìn)氣道進(jìn)行了比較，結(jié)果顯示壓升規(guī)律可控的三維軸對稱進(jìn)氣道在起動點的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)比雙錐和三錐軸對稱進(jìn)氣道得到了提高。

圖26 軸對稱壓升規(guī)律可控基準(zhǔn)流場Fig.26 Flowfield derived from controlled pressure

2017年，何家祥[101]等提出了基于Busemann壓升規(guī)律可控的消波內(nèi)轉(zhuǎn)基準(zhǔn)流場設(shè)計方法，該方法的大致流程為，計算給定條件下經(jīng)典Busemann進(jìn)氣道物面壓力參數(shù)并進(jìn)行五次多項式壓力參數(shù)的近似擬合，經(jīng)典Busemann進(jìn)氣道前段物面壓力參數(shù)變化較平緩，因此僅采用中后段擬合的壓升規(guī)律作為截短的Busemann壓升規(guī)律進(jìn)行基準(zhǔn)流場的構(gòu)建，設(shè)計的進(jìn)氣道繼承了經(jīng)典Busemann進(jìn)氣道高效的壓縮特性，但是在長度上有效減短。

2.2.4 物面馬赫數(shù)可控的基準(zhǔn)流場

2012年，李永洲[102]在壁面壓升規(guī)律可控的乘波前體/進(jìn)氣道設(shè)計方法基礎(chǔ)上，受到超聲速管道設(shè)計中等馬赫數(shù)分布規(guī)律的啟發(fā)，加之進(jìn)氣道設(shè)計中對出口馬赫數(shù)有一定要求以滿足燃燒室需要，提出了一種給定壁面馬赫數(shù)分布規(guī)律來設(shè)計基準(zhǔn)流場的新方法。該方法對幾種典型的馬赫數(shù)分布規(guī)律基準(zhǔn)流場進(jìn)行了對比研究，分別為截短基準(zhǔn)Busemann流場、線性變化的等馬赫數(shù)梯度基準(zhǔn)流場、二次曲線馬赫數(shù)梯度增加基準(zhǔn)流場、對數(shù)變化的馬赫數(shù)梯度減小基準(zhǔn)流場和反正切馬赫數(shù)分布規(guī)律基準(zhǔn)流場，如圖27所示。對應(yīng)的物面壓力分布顯示，等馬赫數(shù)梯度基準(zhǔn)流場近似于截短Busemann基準(zhǔn)流場，壓力分布規(guī)律與馬赫數(shù)分布規(guī)律基本呈負(fù)相關(guān)特性。該方法拓展了基準(zhǔn)流場的選擇范圍，隨后，李永洲在該方法的基礎(chǔ)上進(jìn)行了方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道的設(shè)計及試驗驗證以及基準(zhǔn)流場靈敏度的分析與優(yōu)化設(shè)計。

圖27 5種基準(zhǔn)流場壁面處馬赫數(shù)分布規(guī)律及壓升規(guī)律Fig.27 Mach distributions and derived pressures for five baseline flowfields

2.2.5 激波參數(shù)可控的基準(zhǔn)流場

1990年，Sobieczky[41]提出了一種基于給定激波形狀逆向求解基準(zhǔn)流場的乘波體設(shè)計方法，該方法中任意形狀的三維激波可以做為激波后流場推進(jìn)求解的初值，乘波體前緣點在求解基準(zhǔn)流場的同時進(jìn)行了流線追蹤，該方法結(jié)合吻切理論不僅可以生成圓錐形前緣激波的基準(zhǔn)流場，而且可以生成任意給定ICC曲線的三維類錐形前緣激波的基準(zhǔn)流場。隨后Jones[103-104]在Sobieczky基礎(chǔ)上對該方法進(jìn)行了深入細(xì)致的研究，通過改變FCC曲線與ICC曲線進(jìn)行了大量算例的驗證與比較，并針對給定計算條件進(jìn)行了基準(zhǔn)流場的構(gòu)建并設(shè)計了乘波前體布局，如圖28所示，說明了該方法在乘波前體布局設(shè)計上較為適用。

圖28 吻切錐方法示意及激波可控的基準(zhǔn)流場和乘波前體Fig.28 Osculating waverider based on controlled shock

1996年，錢翼稷[105]使用該方法進(jìn)行了乘波體設(shè)計技術(shù)研究，發(fā)展了一種軸對稱流的逆特征線法，即從一道給定的激波波后的初值線出發(fā)，向“物面”推進(jìn)求解，這與常規(guī)的沿物面向下游推進(jìn)求解的作法不同，稱其為逆特征線法。這就相當(dāng)于定義了一條初值線(非特征線)，可以在激波后的依賴區(qū)內(nèi)求解Cauchy問題，并沿與主流相垂直的方向推進(jìn)求解，這是一種求解物面流線的反設(shè)計方法。此后薛倩[106]、肖洪[107]、喬文友[108]等都在逆特征線方法的基礎(chǔ)上進(jìn)行了基于給定激波的多級基準(zhǔn)流場構(gòu)建并進(jìn)行了乘波前體及進(jìn)氣道的設(shè)計研究。

2.2.6 多參數(shù)組合可控的基準(zhǔn)流場

多參數(shù)組合可控的基準(zhǔn)流場即上文中提到的多種參數(shù)組合可控的基準(zhǔn)流場。2009年，肖洪[107]設(shè)計了如圖29所示的能夠產(chǎn)生三道封閉圓錐激波的相交錐基準(zhǔn)流場，其中第一級激波及波后流場由Taylor-Maccoll方程求解，第二、三道直激波及波后流場由特征線方法求解，該基準(zhǔn)流場可歸類為多級激波可控的基準(zhǔn)流場。

圖29 三級封閉激波基準(zhǔn)流場Fig.29 Flowfield derived three intersecting shocks

圖30 前緣激波+壓升規(guī)律可控基準(zhǔn)流場Fig.30 Flowfield derived from controlled shock and pressure

2012年，衛(wèi)峰[109]利用三維軸對稱內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場進(jìn)行乘波前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，如圖30所示，其中基準(zhǔn)流場前緣激波指定為直激波，通過有旋特征線法求得前緣激波依賴區(qū)后，給定物面壓升規(guī)律，以前緣激波依賴區(qū)末端馬赫線為初值線計算給定壓升規(guī)律壓縮區(qū)的流場，隨后給定進(jìn)氣道入口反射激波參數(shù)捕捉反射激波位置并進(jìn)行內(nèi)轉(zhuǎn)向消波設(shè)計。該流場可歸類為激波參數(shù)+壓升規(guī)律組合可控的基準(zhǔn)流場。

2014年，賀旭照[72-73]等利用吻切理論生成了密切曲面錐乘波前體，該方法中每個吻切面基準(zhǔn)流場由給定前緣直激波及激波依賴區(qū)+等熵壓縮壓+直壁面自由流區(qū)構(gòu)成，因此基準(zhǔn)流場物面由直線段+等熵壓縮段+直線段構(gòu)成，如圖20所示，該方法中流場可歸類為激波參數(shù)+物面幾何參數(shù)(等熵壓縮條件)組合可控的基準(zhǔn)流場。

圖31 馬赫數(shù)+壓升規(guī)律組合可控原理圖Fig.31 Compression wall with controlled Mach and pressure

2017年，張林[110]采用壓力/馬赫數(shù)復(fù)合分布規(guī)律的彎曲壓縮面生成基準(zhǔn)流場進(jìn)行了二維進(jìn)氣道的設(shè)計研究工作，如圖31所示。該方法流場可歸類為物面馬赫數(shù)+壓升規(guī)律組合可控的基準(zhǔn)流場。同年，王丁[111]研究分析了基準(zhǔn)流場主壓縮區(qū)物面壓升規(guī)律對基準(zhǔn)流場性能的影響，如圖32，提出了一種雙曲正切壓升規(guī)律。研究表明，在增壓比大致相同的條件下，與直線壓升規(guī)律和二次曲線壓升規(guī)律相比，雙曲正切壓升規(guī)律具有較好的壓縮效率及起動性能。該方法流場可歸類為前緣激波+壓升規(guī)律組合可控的基準(zhǔn)流場。

圖32 激波+壓升規(guī)律組合可控原理圖Fig.32 Compression wall with controlled shock and pressure

2016年，丁峰[112]研究分析了物面壓升規(guī)律對乘波前體氣動性能的影響，方法中乘波體基準(zhǔn)流場由前緣直激波依賴區(qū)和給定壓升規(guī)律壓縮區(qū)構(gòu)成，如圖33所示。該研究給定的三種壓升規(guī)律分別為等壓力規(guī)律、壓力遞增變化規(guī)律和壓力遞減變化規(guī)律，并對比分析了三種乘波體容積率及氣動參數(shù)的區(qū)別。該方法流場可歸類為激波參數(shù)+壓升規(guī)律組合可控的基準(zhǔn)流場。

近些年，越來越多的國內(nèi)外學(xué)者對基于多種參數(shù)組合可控基準(zhǔn)流場的乘波體設(shè)計方法進(jìn)行了研究，這里就不一一枚舉了。

由上述分析，在基準(zhǔn)流場構(gòu)建方面，可以總結(jié)為

圖33 前緣激波+壓升規(guī)律組合可控原理圖Fig.33 Compression wall with controlled shock & pressure

以下幾個方面：

1) 基準(zhǔn)流場的生成體物面幾何參數(shù)可控相當(dāng)于將生成體幾何參數(shù)做為基準(zhǔn)流場的可調(diào)整設(shè)計參數(shù)，追蹤擬合的乘波面基本繼承生成體的各項特性，因此能夠預(yù)估最終乘波體形狀且參數(shù)調(diào)節(jié)較為形象方便，但是最終生成流場參數(shù)不可控。

2) 基準(zhǔn)流場的生成體物面壓強(qiáng)參數(shù)可控相當(dāng)于將乘波面壓強(qiáng)作為基準(zhǔn)流場的可調(diào)整設(shè)計參數(shù)，方便設(shè)計前體與進(jìn)氣道物面壓強(qiáng)給定的乘波體構(gòu)型，對乘波體的升阻力及俯仰力矩能夠進(jìn)行相對準(zhǔn)確的控制。

3) 基準(zhǔn)流場的生成體物面馬赫數(shù)可控相當(dāng)于將乘波面馬赫數(shù)作為基準(zhǔn)流場的可調(diào)整設(shè)計參數(shù)，一定誤差范圍內(nèi)能夠設(shè)計且方便調(diào)節(jié)進(jìn)氣道出口截面給定馬赫數(shù)的乘波構(gòu)型。

4) 基準(zhǔn)流場的前緣激波可控相當(dāng)于將前緣激波形狀作為基準(zhǔn)流場的可調(diào)整設(shè)計參數(shù)，對設(shè)計復(fù)雜波系或者強(qiáng)壓縮的乘波體構(gòu)型較為靈活。

5) 基準(zhǔn)流場的多參數(shù)組合可控即根據(jù)氣動布局的設(shè)計需求自由組合選擇設(shè)計參數(shù)，最終生成滿足設(shè)計目標(biāo)的高超聲速氣動布局。

2.3 基準(zhǔn)流場的求解方法

基準(zhǔn)流場的求解方法多種多樣，主要包括斜激波關(guān)系式方法、Taylor-Maccoll流動方程求解法[75]、高超聲速一階小擾動理論、二維特征線方法、CFD方法(包含有限差分法和有限體積法等)。

斜激波關(guān)系式方法只能應(yīng)用于二維或準(zhǔn)二維的直線激波的波后流場近似求解，如簡單的楔導(dǎo)乘波體基準(zhǔn)流場的求解。

TaylorMacoll流動方程只能應(yīng)用于內(nèi)/外錐形流場的求解，最典型的是M?lder提出的四種內(nèi)/外錐形流場：三維繞圓錐外流場、Busemann內(nèi)錐形流場、內(nèi)錐形流場A (Internal conical flow A)、內(nèi)錐形流場B (Internal conical flow A)，如圖21。這類流場的簡化特征是，沿流場中某一點發(fā)出的所有射線上的氣動參數(shù)相同，氣動參數(shù)只與初值和射線偏角有關(guān)。需要注意的是Taylor-Maccoll方程在數(shù)學(xué)上存在奇點，反映在流場中會在奇點處出現(xiàn)非物理間斷解，因此自變量的可行域會變窄，流線追蹤必須在可行域范圍內(nèi)的基準(zhǔn)流場中進(jìn)行。

高超聲速一階小擾動理論是在三維軸對稱圓錐繞流流場基礎(chǔ)上拓展開來的，即在軸對稱繞流的基礎(chǔ)上對變化的參數(shù)近似為小擾動變量，進(jìn)行一階小擾動線化，忽略高階偏導(dǎo)，最終求得小擾動后的流場參數(shù)。Rasmussen[86]將軸對稱繞流橫截面標(biāo)準(zhǔn)圓曲線添加橢圓偏心率的擾動變量，求得三維非軸對稱橢圓錐繞流基準(zhǔn)流場。Lin[89]在Rasmussen工作基礎(chǔ)上，又將縱向直母線變?yōu)闄E圓段型線，求得三維非軸對稱橫向和縱向橢圓偏心率都可控的基準(zhǔn)流場。因此高超聲速一階小擾動理論可應(yīng)用于三維非軸對稱類錐類繞流流場的求解。

二維特征線方法可應(yīng)用二維無旋流場和三維軸對稱有旋流場的求解，特征線法對邊值條件或者叫初值條件有一定的范圍限制。如圖34所示，第一類邊值條件：已知定常超聲速流場中的某一條非特征線的普通曲線AB上各點的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)，求取過AB線以及過A、B兩點的特征線所圍成的區(qū)域內(nèi)的流動情況。第二類邊值條件：在物理面上給定過某點D的兩條特征曲線AD和CD以及沿線的流動參數(shù)分布，求取四邊形 ABCD區(qū)域的流動情況。第三類邊值條件：給定流場的一段特征線AC上的流動參數(shù)分布，另外給定一段過A點的固壁面AB幾何參數(shù)或者物理參數(shù)，求曲線三角形內(nèi)ABC的流動情況。

圖34 二維特征線法三類邊值條件Fig.34 Three types of boundary conditions of 2D MOC

CFD方法[39-40]可應(yīng)用于求解各種二維或者三維流場，無論微分形式的有限差分法還是積分形式的有限體積法，都對生成體形狀和流場初值條件沒有特別的要求，所以在三維非軸對稱基準(zhǔn)流場的求解上相對其他方法有明顯的優(yōu)勢。但是CFD方法因為數(shù)值耗散的缺點，計算流場中的激波有一定的厚度，很難進(jìn)行精確的激波捕捉。同時由于計算耗時較多的緣故，在氣動布局幾何參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計上沒有其他流場解算方法效率高。

通過對比上述研究概況，可以對基準(zhǔn)流場求解方法總結(jié)為：

1) 斜激波關(guān)系式方法只能求解二維問題，應(yīng)用范圍較窄。

2) Taylor-Maccoll流動方程求解法只能應(yīng)用于M?lder提出的4種三維軸對稱內(nèi)/外錐形基準(zhǔn)流場的錐導(dǎo)或吻切錐乘波體設(shè)計。

3) 高超聲速一階小擾動理論是在三維軸對稱錐形流的基礎(chǔ)上對生成體曲線添加縱向或橫向的小擾動，可應(yīng)用于三維非軸對稱基準(zhǔn)流場的生成，該方法需要數(shù)學(xué)推導(dǎo)且應(yīng)用范圍較窄。

4) 二維特征線方法通過求解吻切面內(nèi)軸對稱流場可以構(gòu)建較為復(fù)雜的基準(zhǔn)流場且計算量較小，特征線法只能求解等熵及特定邊界的流動，基于特征線法乘波體設(shè)計方法應(yīng)用范圍廣。

5) CFD方法基本可以求解所有類型基準(zhǔn)流場，但是計算量大激波捕捉精度低，不適合快速設(shè)計、優(yōu)化設(shè)計及波系復(fù)雜的乘波體布局設(shè)計。

2.4 沿展向的乘波體設(shè)計方法

為了得到比錐導(dǎo)乘波體更均勻的進(jìn)氣道入口流場，以及更適用于一般性全乘波或者一體化高超聲速氣動布局，不斷有學(xué)者在三維軸對稱基準(zhǔn)流場的基礎(chǔ)上進(jìn)行了沿展向的乘波體設(shè)計方法的拓展。現(xiàn)階段沿展向的乘波體設(shè)計方法主要有吻切錐乘波體設(shè)計方法、吻切軸對稱乘波體設(shè)計方法和吻切流場乘波體設(shè)計方法，這三種方法是按照研究發(fā)展的進(jìn)程進(jìn)行分類的，三種方法是層層遞進(jìn)包含的關(guān)系。

吻切錐乘波體設(shè)計方法也被部分學(xué)者稱為密切錐乘波體設(shè)計方法，最早是在1990年由Sobieczky[41]提出。Sobieczky指出在不考慮橫向流動的假設(shè)下，離散在當(dāng)?shù)匚乔衅矫鎯?nèi)的三維超聲速流動可以在二階精度范圍內(nèi)用軸對稱流動來逼近。因此乘波體設(shè)計的進(jìn)氣道唇口激波曲線不僅僅局限于錐導(dǎo)乘波體的圓弧，可以任意指定ICC曲線的形狀，只要滿足ICC曲線上所有點曲率半徑中心在FCC前緣曲線的另外一側(cè)即可，如圖28，通過縮放零迎角圓錐繞流流場使底部激波半徑等于不同吻切面內(nèi)ICC曲率半徑，得到單個吻切面內(nèi)基準(zhǔn)流場，ICC曲率半徑與FCC曲線交點作為前緣點進(jìn)行流線追蹤，最終得到所有吻切面內(nèi)流線并擬合乘波壓縮面。

吻切軸對稱乘波體設(shè)計方法是在吻切錐乘波體設(shè)計方法的基礎(chǔ)上拓展開的，最早是在1995年由Sobieczky[113]、王卓和錢翼稷[33,43]等提出，吳穎川[114]等學(xué)者也有大量研究。不同于之前每個吻切面內(nèi)的直前緣激波錐形繞流基準(zhǔn)流場，Sobieczky采用了外凸形曲前緣激波生成的曲面錐流場作為基準(zhǔn)流場，每個吻切面內(nèi)通過縮放前緣激波可控的曲錐流場使底部激波半徑等于ICC曲率半徑得到匹配的基準(zhǔn)流場。即每個吻切面基準(zhǔn)流場可以不限于圓錐繞流，也可以采用其他類型的軸對稱流場。賀旭照[78]在Sobieczky吻切外錐乘波體設(shè)計方法的基礎(chǔ)，采用了內(nèi)錐形基礎(chǔ)流場拓展了吻切軸對稱乘波體設(shè)計方法的應(yīng)用范圍。

吻切流場乘波體設(shè)計方法(Osculating Flowfield Method)是在吻切錐和吻切軸對稱乘波體設(shè)計方法基礎(chǔ)上拓展開的，最早是在2005年由Rodi[115]提出。Rodi指出每個吻切面內(nèi)基準(zhǔn)流場可以不僅僅局限于同一個軸對稱流場的縮放，可以對每個吻切面單獨設(shè)計不同的內(nèi)凹型面或者外凸型面的基準(zhǔn)流場。通過與吻切錐乘波體的對比，結(jié)果顯示在馬赫10時，無黏阻力最多有13%的減小量，同時也減小了黏性阻力和配平阻力，增大了容積率，提升了乘波體后體的封閉性，增加了質(zhì)心的前后限范圍。尤延鋮[116]在Rodi的方法上進(jìn)行了拓展，吻切流場方法不僅可以應(yīng)用于外錐形乘波體的設(shè)計，而且可以應(yīng)用于內(nèi)錐形乘波體的設(shè)計，尤延鋮通吻切流場方法構(gòu)建了內(nèi)錐形進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場和外升力面的外錐形基準(zhǔn)流場，生成了基準(zhǔn)流場完全融合的內(nèi)外“雙乘波”高超聲速氣動布局概念設(shè)計，如圖35所示。該方法突破了吻切錐或者吻切軸對稱方法中ICC曲線曲率中心全在FCC曲線另一側(cè)的限制，內(nèi)錐形曲率中心和外錐形曲率中心分別在FCC曲線兩側(cè)。

2.5 乘波體在高超聲速氣動布局中的拓展應(yīng)用

乘波體的來流設(shè)計條件較為單一，因此乘波體布局多應(yīng)用于為高超聲速飛行器巡航狀態(tài)。而實際高超聲速飛行器飛行包線范圍較大，既要滿足大空域，又要滿足大速域，所以不斷有學(xué)者試圖拓展乘波體設(shè)計方法在高超聲速布局中的應(yīng)用范圍，主要方法有不同構(gòu)型的串并聯(lián)、基準(zhǔn)流場的串并聯(lián)、全乘波布局及一體化耦合[117]等。

2.5.1 不同構(gòu)型的串并聯(lián)

2006年，Matthews[118]提出了一種適用于高超聲速發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的多模塊乘波進(jìn)氣道設(shè)計方法。該方法采用了等直面或等壓力三維軸對稱內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場，F(xiàn)CC曲線為扇角為2π/N(N個模塊)的扇形曲線，如圖36所示，扇形圓心在基準(zhǔn)流場物面上，扇形圓弧中點在基準(zhǔn)流場對稱軸上，因此最終生成的單個模塊都包含尖錐和溢流口。圖中也展示了四個模塊的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道。相比于一般乘波進(jìn)氣道，該方法生成的布局能夠顯著提升進(jìn)氣道在不同迎角和側(cè)滑角下進(jìn)氣捕獲量，同時溢流口能提升發(fā)動機(jī)的啟動性能。該方法是乘波構(gòu)型的多個并聯(lián)布局。

圖35 雙乘波原理示意及三維氣動布局Fig.35 Dual waverider configurations

圖36 進(jìn)氣道FCC曲線及多模塊乘波進(jìn)氣道Fig.36 FCC and modular inward turning inlet

2009年，王發(fā)民[119]提出了如圖37所示的寬馬赫數(shù)范圍的兩級串聯(lián)高超聲速氣動布局設(shè)計方法，該方法基于吻切錐理論在每個吻切面內(nèi)采用Taylor Maccoll外錐形流場作為基準(zhǔn)流場，對前后級乘波構(gòu)型進(jìn)行了設(shè)計，其中前體/進(jìn)氣道部分設(shè)計為來流馬赫數(shù)6、高度30 km的高超聲速巡航乘波構(gòu)型，主翼部分設(shè)計為來流馬赫數(shù)3、高度15 km的超聲速巡航乘波構(gòu)型，第二級乘波壓縮面通過連接段放置在第一級激波干擾區(qū)外。該氣動布局有效平衡了高速與低速不同巡航速度下的氣動性能，并通過對前緣的鈍化來減弱氣動加熱，對高超聲速氣動布局有一定的指導(dǎo)意義。李世斌[120]等也對這種串聯(lián)氣動布局進(jìn)行過研究，但是李提出的氣動布局后級乘波構(gòu)型是在前級乘波體干擾區(qū)內(nèi)，并且通過過渡方式進(jìn)行融合。

圖37 兩級串聯(lián)乘波布局Fig.37 Two-stage tandem waverider configuration

2015年，李永洲[102]提出了基于馬赫數(shù)分布可控曲面外/內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場的前體進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，生成的氣動布局如圖38所示。進(jìn)氣道型面通過基于馬赫數(shù)分布可控的內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場流線追蹤得到，兩側(cè)前體型面通過基于馬赫數(shù)分布可控的外錐形基準(zhǔn)流場流線追蹤得到，最終并聯(lián)得到一體化氣動布局方案，內(nèi)錐形進(jìn)氣道能顯著改善進(jìn)氣道出口流場的均勻性，外錐形前體能改善整機(jī)升阻特性。該方法是乘波構(gòu)型的多個并聯(lián)。

圖38 雙乘波的基于內(nèi)/外錐前體/進(jìn)氣道一體化并聯(lián)方案Fig.38 Dual waverider based on parallel inner and outer generating flowfield

此外，崔凱[121]等提出的雙旁側(cè)進(jìn)氣高超聲速氣動布局概念，將兩個常規(guī)乘波前體/進(jìn)氣道外置機(jī)身兩側(cè)并通過鈍形過渡得到整機(jī)氣動布局。南向軍[122]通過在壓升可控內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場中對類水滴形FCC曲線進(jìn)行流線追蹤得到帶有尖前緣和溢流口的內(nèi)收縮進(jìn)氣道，并與吻切錐乘波前體進(jìn)行幾何融合得到前體/進(jìn)氣道一體化氣動布局。對于適用于兩側(cè)進(jìn)氣的類水滴型內(nèi)收縮進(jìn)氣道，周正[123]進(jìn)行了類水滴型FCC型線向圓形進(jìn)氣道出口的三維漸變設(shè)計。Takama[124]提出通過組合乘波體與常規(guī)氣動翼來提高乘波體在低速下升阻比等氣動特性的方法，研究了其在低速時的性能，研究表明加裝機(jī)翼可以有效地提高乘波體在低速時的性能。為了充分發(fā)揮乘波體的優(yōu)異性能。這類氣動布局都是乘波構(gòu)型或常規(guī)構(gòu)型的多個幾何并聯(lián)。

圖39 兩側(cè)進(jìn)氣并聯(lián)布局Fig.39 Integration of parallel side inlets

2.5.2 基準(zhǔn)流場的串并聯(lián)

2014年，柳軍[125]等提出了一種滑翔巡航兩級錐導(dǎo)乘波體氣動布局設(shè)計方法，如圖40所示。該方法將兩個不同來流馬赫數(shù)的軸對稱圓錐繞流作為基準(zhǔn)流場，兩個基準(zhǔn)流場馬赫錐相交線作為乘波體前緣FCC曲線，分別在兩個基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，最終得到具有相同前緣曲線的上下兩級乘波型面。在滑翔段將高馬赫數(shù)大激波角的乘波型面作為外流罩，在巡航段拋掉外流罩，將低馬赫數(shù)小激波角的乘波型面作為壓縮面。該氣動布局突破了乘波體構(gòu)型只能在單一飛行條件下才能滿足嚴(yán)格乘波的限制，拓展了飛行馬赫數(shù)范圍。李世斌[126]提出了一種沿展向兩級錐導(dǎo)乘波體并聯(lián)的方案，該方案中構(gòu)建了來流馬赫數(shù)分別為4和8的兩個同軸并聯(lián)軸對稱圓錐繞流基準(zhǔn)流場，兩個基準(zhǔn)流場激波角相同但是生成體錐角不同，因此相同的前緣曲線分段在不同基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，靠近基準(zhǔn)軸的內(nèi)段FCC曲線在馬赫數(shù)8高速流場中進(jìn)行流線追蹤，遠(yuǎn)離基準(zhǔn)軸的外段FCC曲線在馬赫數(shù)4低速流場中進(jìn)行流線追蹤，最終生成型面進(jìn)行擬合，氣動布局如圖41所示。該類氣動布局在設(shè)計方法上是基準(zhǔn)流場的多個并聯(lián)。

圖40 上下兩級錐導(dǎo)乘波體原理圖Fig.40 Two-stage waverider derived from crossing generating flowfields

圖41 沿展向兩級錐導(dǎo)乘波體布局Fig.41 Two-stage waverider with spanwise integration

2015年，呂偵軍[127]等提出多級壓縮的錐導(dǎo)/吻切錐乘波體設(shè)計方法，該方法進(jìn)行了多級圓錐繞流基準(zhǔn)流場的構(gòu)建，如圖42所示，最終流線生成具有三級壓縮面的乘波布局。王旭東[128]在此基礎(chǔ)上進(jìn)行多級乘波前體與截短Busemann進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的構(gòu)建及一體化布局設(shè)計方法的拓展，如圖43，氣動特性相比相同設(shè)計條件下多級壓縮乘波體有一定的提高。該類氣動布局在設(shè)計方法上是基準(zhǔn)流場的多個串聯(lián)。

2.5.3 全乘波布局及一體化布局

1993年，O′Neill和Lewis[129]提出了一種吸氣式高超聲速全乘波氣動布局設(shè)計方案并進(jìn)行了氣動參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計，如圖44所示。該方案是在軸對稱圓錐繞流基準(zhǔn)流場的基礎(chǔ)上對整機(jī)前緣曲線和唇口前緣曲線進(jìn)行流場追蹤得到整機(jī)乘波壓縮面和進(jìn)氣道外型面，同時給定進(jìn)氣道型面和噴管型面，最終得到一體化氣動布局。雖然進(jìn)氣道改變了流場，但量整機(jī)下部所有型面基本包含在前緣激波內(nèi)，滿足乘波特性。

圖42 三級錐導(dǎo)/吻切錐基準(zhǔn)流場Fig.42 Flowfield derived by three-stage cone/osculating cone

圖43 三級乘波體與兩級乘波+截短Busemann一體化布局Fig.43 Three-stage osculating waverider and two-stage waverider interation with Busemann inlet

圖44 基準(zhǔn)流場示意及一體化構(gòu)型Fig.44 Integration of waverider and inlets

1995年，Lin[130]利用高超聲速小擾動理論方法構(gòu)建了具有縱向橢圓曲率母線的類圓錐繞流基準(zhǔn)流場，如圖45，分別對特殊的FCC前緣型線和進(jìn)氣道型線進(jìn)行流線追蹤得到乘波前體/進(jìn)氣道/主翼一體化壓縮型面，并利用楔導(dǎo)乘波體設(shè)計了雙垂尾。

2015年，丁峰[131]提出了一種全乘波布局的設(shè)計方法，即飛行器前體、機(jī)翼、機(jī)身全部滿足乘波特性的整機(jī)氣動布局，如圖46。

該方法采用基于特征線法的三維軸對稱類錐形繞流作為基準(zhǔn)流場，給定軸對稱旋成體母線各段型線方程，并對基準(zhǔn)流場進(jìn)行求解。該方法中的生成體為類紡錘形，先壓縮后膨脹收縮；前體前緣、進(jìn)氣道唇口和機(jī)翼前緣貼附于基準(zhǔn)流場激波面，通過流線追蹤的氣動布局繼承了生成體的氣動特性，前體進(jìn)氣道前乘波型面有效壓縮來流，唇口之后機(jī)身及機(jī)翼適度膨脹有利于減小底阻。進(jìn)氣道內(nèi)部型面通過內(nèi)轉(zhuǎn)向消波設(shè)計方法進(jìn)行激波設(shè)計與型面捕捉。

圖45 前緣曲線及生成的一體化布局Fig.45 Leading edge curve integration design

圖46 基準(zhǔn)流場及全乘波布局Fig.46 Base flowfield and full wave rider design

2015年，王成鵬[132]等進(jìn)行了常規(guī)乘波體與截短Busemann進(jìn)氣道的融合氣動布局設(shè)計。內(nèi)收縮進(jìn)氣道FCC前緣曲線為類水滴形曲線，進(jìn)氣道與前體共有段前緣線為外壓縮基準(zhǔn)流場激波面與內(nèi)收縮Busemann基準(zhǔn)流場前緣馬赫波面相貫線，這保證了前體與進(jìn)氣道幾何外形上的一體化融合。該方案中還對不同形狀進(jìn)氣道FCC曲線以及進(jìn)氣道方轉(zhuǎn)圓和扇轉(zhuǎn)圓進(jìn)行了一定的研究，最終并聯(lián)安裝了常規(guī)氣動主翼，如圖47所示。Smith和Bowcutt[133]在2012年也對該種布局設(shè)計方法進(jìn)行過研究。Xiang[134]將截短Busemann進(jìn)氣道置于機(jī)身背部與常規(guī)升力體融合，并對比分析了不同進(jìn)氣道前緣曲線對整機(jī)布局氣動特性的影響。

圖47 外乘波+Busemann進(jìn)氣道+常規(guī)翼氣動布局Fig.47 Parallel integration of outer waverider and Busemann inlet

國內(nèi)外眾多學(xué)者進(jìn)行了將乘波體應(yīng)用到高超聲速飛行器設(shè)計中的工作研究，對乘波布局的一體化設(shè)計與應(yīng)用有很大的推動作用。美國馬里蘭大學(xué)Lewis所領(lǐng)導(dǎo)的小組進(jìn)行了大量的乘波體與進(jìn)氣道、發(fā)動機(jī)一體化方案的設(shè)計與研究[93-94，135-136]。為了充分發(fā)揮乘波體的優(yōu)異性能，國外許多研究人員對乘波體構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化[67,137]，Bowcutt[137]在考慮黏性之后對乘波體構(gòu)型進(jìn)行了黏性優(yōu)化。Wilson[138]研究了前緣鈍化對升阻比的影響，得出升阻力和前緣氣動加熱是相互矛盾的設(shè)計目標(biāo)，需要進(jìn)行優(yōu)化以獲得滿足升阻力和氣動熱要求的最優(yōu)外形。國內(nèi)研究者也對乘波體進(jìn)行了廣泛的研究，并提出了一些比較新穎的乘波體設(shè)計方法。賀旭照[73]在研究中指出，對于以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的高超聲速飛行器來說，基于傳統(tǒng)乘波體設(shè)計方法設(shè)計的乘波體對來流氣體的壓縮量不足，不能滿足進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口對氣流參數(shù)的要求。為了解決傳統(tǒng)乘波體壓縮量不足的問題，賀旭照[73]發(fā)展了一種密切曲面錐(Osculating Curved Cone，OCC)乘波體設(shè)計方法，該乘波體前部分采用傳統(tǒng)的直錐乘波體設(shè)計方法，后接曲面錐等熵壓縮段，再接直線過渡段，該型乘波體克服了傳統(tǒng)乘波體壓縮量不足和容積率小的缺點。賀照旭[140]等發(fā)展了一種密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI)的一體化設(shè)計方法，通過數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗驗證了設(shè)計方法的正確性。王發(fā)民[96]提出了用相交楔錐流場構(gòu)造乘波構(gòu)型飛行器前體的方法。該方法利用無黏相交楔錐流場生成具有兩個壓縮面的乘波前體，使前體的預(yù)壓縮能力得到充分的發(fā)揮。同時用數(shù)值模擬的方法研究了不同前體壓縮角度組合的預(yù)壓縮效果，并在壓縮角優(yōu)化的基礎(chǔ)上進(jìn)行了前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計[95]。呂浩宇[141]研究了乘波構(gòu)型飛行器前體和磁流體進(jìn)氣道一體化設(shè)計，得出對進(jìn)氣道引入磁流體流動控制技術(shù)不僅可以將高溫高馬赫數(shù)來流中的部分能量轉(zhuǎn)化為電能, 還有利于提高燃燒室的熱效能，磁流體流動控制技術(shù)可以有效地提高進(jìn)氣道的性能。

從上述分析可以看出，乘波體在高超聲速氣動布局中的拓展應(yīng)用包括但不限于：不同構(gòu)型的串并聯(lián)、基準(zhǔn)流場的串并聯(lián)、全乘波布局設(shè)計及一體化耦合設(shè)計等幾個方面，其主要特征可以歸納為：

1) 不同構(gòu)型的串并聯(lián)多為氣動布局模塊化的串并聯(lián)，不同模塊之間無強(qiáng)耦合關(guān)系。

2) 基準(zhǔn)流場的串并聯(lián)從流場結(jié)構(gòu)上進(jìn)行串并聯(lián)，有一定的流場結(jié)構(gòu)分區(qū)和共同依賴條件。

3) 一體化耦合設(shè)計一般是在強(qiáng)耦合的多級基準(zhǔn)流場中對不同功能劃分的壓縮面進(jìn)行一體化流面追蹤，最終生成一體化乘波構(gòu)型。

4) 全乘波布局設(shè)計即為全機(jī)前緣線(包括前體、進(jìn)氣道、機(jī)翼前緣)都為乘波壓縮面流線追蹤的前緣線且全機(jī)前緣激波貼附在前緣線上。

3 總結(jié)與展望

綜上所述，世界主要工業(yè)強(qiáng)國都對臨近空間吸氣式高超聲速飛行器投以相當(dāng)?shù)难芯烤?，公開資料顯示，現(xiàn)階段還沒有一款能夠大空域大速域空天飛行且具備高超聲速巡航的吸氣式運載飛行器，但是越來越多的資料顯示，高超聲速飛行器的技術(shù)成熟度越來越高，已經(jīng)有相關(guān)型號的技術(shù)驗證機(jī)完成了部分科學(xué)驗證試驗，比如X-51A等。通過對主要國家典型高超聲速飛行器的對比分析，可以大致歸納出高超聲速飛行器的發(fā)展方向主要集中在寬速域可重復(fù)高超聲速運載飛行器(如SR-72等)、窄速域高超聲速巡航飛行器(如HSSW、X-51A等)和再入式高超聲速機(jī)動飛行器(如HTV等)等幾個方面，并且高超聲速飛行器的技術(shù)重點越來越集中于機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計，乘波布局設(shè)計方法在機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計中起著至關(guān)重要的作用。

在吸氣式高超聲速巡航飛行器氣動布局設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，隨著科學(xué)技術(shù)的迅速發(fā)展以及人們對先進(jìn)飛行器的渴求不斷提高，在以下幾個方面值得深入考慮：

1) 現(xiàn)階段高超聲速巡航飛行器機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計比較偏向模塊化，即取相對穩(wěn)定的流動截面做為各部件分隔面，對前體、進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管等進(jìn)行單獨或部分耦合設(shè)計。隨著設(shè)計方法及數(shù)值模擬方法的發(fā)展，高超聲速乘波前體/進(jìn)氣道/隔離段/燃燒室/尾噴管超燃沖壓內(nèi)外流一體化設(shè)計有一定的研究價值和可行性。通過給定任務(wù)參數(shù)、推力需求等，估算來流通量需求及燃料噴射量需求等，進(jìn)而開展由前往后的高超聲速內(nèi)外流布局的一體化設(shè)計。

2) 關(guān)于乘波布局設(shè)計在高超聲速飛行器氣動布局上的應(yīng)用，現(xiàn)階段乘波體設(shè)計主要應(yīng)用于前體進(jìn)氣道來流預(yù)壓縮以及簡單的全乘波布局設(shè)計。因為乘波體布局在設(shè)計來流馬赫下具有相對理想的氣動特性，較適合如高超巡航彈等速域較窄的飛行器，但是水平起降高超聲速飛行器(如SR-72)除了巡航狀態(tài)外速域范圍較大，所以乘波布局的設(shè)計也要考慮跨速域氣動特性。因此高超聲速前體、機(jī)身、機(jī)翼全乘波布局設(shè)計有一定的研究價值，其難點在于兼顧跨速域氣動布局的設(shè)計，及克服全乘波機(jī)身尾部尾部截斷過大造成的底阻過大問題。

3) 現(xiàn)階段單一動力形式無法滿足高超聲速大速域飛行的要求，因此出了渦輪基組合動力(TBCC)或者火箭基組合動力(RBCC)等一批解決方案。但是高超聲速飛行器動力系統(tǒng)的布局是跟全機(jī)氣動布局高度耦合在一起的，尤其是前體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，幾乎沒有內(nèi)外流的嚴(yán)格區(qū)別。因此在乘波前體與進(jìn)氣道的一體化布局設(shè)計以及噴管的設(shè)計上，必須考慮組合動力系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換問題。

4) 現(xiàn)階段完全有效的轉(zhuǎn)換技術(shù)還沒有可靠應(yīng)用案例，并且轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)多高于渦輪發(fā)動機(jī)速度上限并低于沖壓發(fā)動機(jī)速度下限，處于空檔銜接段。因此乘波布局設(shè)計對模態(tài)轉(zhuǎn)換的影響必須進(jìn)行細(xì)致的研究分析。

本文對高超聲速巡航飛行器乘波布局氣動設(shè)計技術(shù)進(jìn)行了綜述，通過對比分析給出了一些結(jié)論，并對今后發(fā)展方向進(jìn)行了展望。受本人知識所限，文中不妥之處敬請各位同行批評指正。

致謝:感謝國家自然科學(xué)基金、航空科學(xué)基金、南京航空航天大學(xué)創(chuàng)新基金及國家“863”計劃等對本文研究工作的大力支持與資助。