劉榮健，白鵬

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

回顧大氣層內飛行器的設計史，可以發(fā)現(xiàn)空氣動力學在推動飛行器的發(fā)展進步中起到了非常顯著的作用。例如：升力線理論和邊界層理論指導了附著流型經(jīng)典飛行器的設計；跨聲速/超聲速面積律以及后掠翼理論的應用使得人類突破音障進入跨聲速/超聲速飛行區(qū)域；脫體渦升力的發(fā)現(xiàn)導致了“S型”前緣飛行器和邊條翼、近距耦合鴨式布局的誕生；乘波體理論深刻影響了未來高超聲速飛行器的設計……類似的案例不勝枚舉。可以說，空氣動力學的每一次重大進步都會導致飛行器設計的革命。

作為一種革命性的氣動設計思想，超聲速有益干擾概念早在20世紀30年代就已提出，由于當時人類未進入超聲速飛行時代，因此未獲得足夠重視。這一概念在20世紀50～60年代超聲速飛行的黃金時期得到了大量探索，發(fā)展了基于超聲速有益干擾原理的大量非常規(guī)氣動構型，并在少量型號中得到了工程應用，隨后由于種種原因陷入了沉寂。近年來，隨著對低阻、低聲爆的新一代超聲速運輸機以及高巡航氣動效率高超聲速飛行器的需求，這一概念又重新進入人們的視野。可以預見，伴隨現(xiàn)代設計優(yōu)化技術、飛行控制技術、結構材料技術的迅猛發(fā)展，超聲速有益干擾概念將會獲得新生。本文對超聲速有益干擾概念的歷史、基本原理、基于該原理的各類氣動構型進行了梳理，并對未來的發(fā)展進行了展望，提出了亟待研究的相關問題。

1 超聲速有益干擾氣動設計概念

激波和膨脹波是超聲速飛行中起主導作用的流動現(xiàn)象。飛行器不同部件，如機翼機身之間不可避免地產(chǎn)生波系干擾，這些干擾大多是不利的，通常導致阻力增加，性能下降。同時，合理安排飛行器部件的形狀和位置可以產(chǎn)生對飛行性能有益的氣動干擾作用。區(qū)別于亞聲速流場中的有益干擾，稱之為超聲速有益干擾。需要指出的是，大量高超聲速飛行器構型研究中也應用了這一原理，由于干擾的機理一致，因此在本文中統(tǒng)稱為超聲速有益干擾。

通常認為超聲速有益干擾概念是1957年由Ferri[1-2]等提出的。但實際上這一概念的公布最早可追溯至1935年第五屆Volta會議，在這次會議上，Busemann[3]提出了后掠翼和超聲速雙翼機兩個重要概念。超聲速雙翼機(又稱Busemann雙翼機)如圖1所示，在超聲速氣流中將兩個機翼平行放置，使其產(chǎn)生的波系對消，從而在理想狀況下將波阻減為零，其原理如圖2所示，Ma1和P1分別為來流馬赫數(shù)和來流靜壓。

圖2 Busemann雙翼機原理Fig.2 Principle of Busemann biplane

超聲速有益干擾的實質是合理配置飛行器部件間的激波、膨脹波的位置和強度，產(chǎn)生對飛行器性能有提升作用的有利干擾。

Rossow在文獻[4]中指出：“一個物體在其他物體的波(壓縮波或稀疏波，本文作者注)擾動中所受的間接氣動力可以大于擾動源物體所受的氣動力，這種超聲速擾動特性預示了可以在機翼上間接產(chǎn)生升力?！眳亲优５萚5]在綜述文章中指出“激波是否有益主要取決于激波在什么位置”，并利用二維菱形翼型說明了激波作用在不同位置產(chǎn)生的不同效果，如圖3所示。

圖3 不同位置激波的作用[5]Fig.3 Effect of shock waves at different positions[5]

綜上所述，產(chǎn)生超聲速有益干擾需要將飛行器相關部件配置在合適的位置，以通過其他部件所產(chǎn)生的激波或膨脹波的擾動產(chǎn)生減阻、增升等效果。而根據(jù)不同類型有益干擾的作用效果，可以將超聲速有益干擾構型劃分為減阻構型、增升構型以及增升減阻構型。通過調研超聲速有益干擾概念的發(fā)展歷程可知，這一設計概念提出的時候人類尚未進入超聲速飛行時代，因此很長一段時間內并未得到重視。

20世紀50～60年代是超聲速飛行的黃金年代，在這一時期，超聲速有益干擾概念在構型探索、理論研究、試驗研究方面均取得了大量成果，并在一些型號中實現(xiàn)了工程應用[1-2,4,6-18]。

20世紀70年代～20世紀末，對超聲速有益干擾概念的探索進入沉寂階段。究其歷史原因，這一時期，軍用超聲速飛機的發(fā)展重點已由追求高空高速轉為注重亞跨聲速高機動性，適當兼顧高速性能。而由于經(jīng)濟、環(huán)境等一系列原因，民用超聲速運輸機項目紛紛下馬。適用于超聲速巡航飛行的超聲速有益干擾構型也因此未受重視。這一時期研究成果相對較少[19-25]。

進入21世紀以來，隨著對低聲爆超聲速旅客機日益迫切的需求，以及高超聲速飛行器技術的迅猛發(fā)展，超聲速有益干擾概念重新進入人們的視野，2000年以后，以超聲速雙翼機、高壓捕獲翼為代表的超聲速有益干擾氣動構型，結合現(xiàn)代CFD方法和數(shù)值優(yōu)化方法得到了大量的研究。超聲速有益干擾氣動設計概念開始復興[26-43]。

超聲速有益干擾氣動設計概念的發(fā)展遵循波浪式前進的規(guī)律，其所包含的低波阻、低聲爆、高升力等一系列特性符合當前及未來高速飛行器的發(fā)展需求。因此，雖然存在種種問題，其仍不失為未來高速飛行器的一種可能型式。

2 超聲速有益干擾構型原理與發(fā)展概況

2.1 減阻構型

通過超聲速流場中飛行器部件之間的波系干擾，以達到減小甚至消除波阻的構型稱之為減阻構型。通過超聲速有益干擾減弱激波強度或者消除激波，降低流動損失，進而減小了激波導致的阻力。同時，激波的減弱顯而易見地減小了飛行器超聲速飛行所產(chǎn)生的聲爆，而聲爆正是制約超聲速商業(yè)飛行的重要因素。

以Busemann雙翼機為代表的超聲速雙翼機屬于減阻構型，通過消除激波大幅降低甚至完全消除由厚度/容積所產(chǎn)生的波阻。所以需要精確地配置激波和膨脹波的位置及強度以消除或減弱激波。由圖2所示，其原理為雙翼入口處產(chǎn)生的激波打在雙翼內部的肩點上，而該點后的膨脹型面與波后流動方向平行，因此將激波消除在肩點處。

1950年，Tan和Sears[6-7]采用線性超聲速理論研究了有限翼展Busemann雙翼機的氣動問題。早期的探索主要集中在理論研究領域，由于較大的浸潤面積帶來的摩擦阻力，以及較嚴重的非設計點問題等原因，該構型并未得到充分重視。

進入21世紀，超聲速民機的需求日益增長，而超聲速巡航已經(jīng)成為新一代戰(zhàn)斗機的典型功能。2004年，Kusunose等開始探索將Busemann雙翼機及其衍生的Licher雙翼機原理應用于新概念超聲速旅客機的設計中，以達到減小波阻、降低聲爆的效果。該課題組系統(tǒng)研究了超聲速雙翼機的基本特性、非設計點特性、三維問題、遲滯現(xiàn)象、壅塞問題、翼身干擾、外形優(yōu)化等一系列問題，在取得大量研究成果后，于2011年發(fā)表了總結綜述文章[27]。該課題組提出的低聲爆超聲速雙翼旅客機概念如圖4所示。該構型可以將向地面?zhèn)鞑サ募げ◤姸葴p弱85%，進而大幅減弱聲爆。

Yamazaki和Kusunose[28]研究了巡航馬赫數(shù)為1.7的雙機身超聲速雙翼布局(圖5)。結果顯示綜合采用超聲速雙翼與雙機身組合可以有效減小波阻。

為了進一步減弱聲爆，Kusunose等[26]的研究中展示了一種激波反射效應。如圖6所示，通過下翼面將上翼面產(chǎn)生的激波反射至天空方向，進而減弱或消除傳導至地面的聲爆。然而，根據(jù)平板翼型的分析，該方式將導致飛行器升力和升阻比大幅下降。該原理需要進一步探索。

圖4 低聲爆超聲速雙翼客機概念[27]Fig.4 Boomless supersonic biplane airliner concept[27]

圖5 超聲速雙機身雙翼機概念[28]Fig.5 Supersonic twin fuselage biplane concept[28]

圖6 激波反射雙翼機概念[26]Fig.6 Wave reflection biplane concept[26]

2010年后，國內科研機構開始對以Busemann雙翼機為代表的有益干擾構型進行研究。華如豪和葉正寅[29]研究了將Busemann雙翼應用于超聲速導彈的減阻技術，結果表明可使馬赫數(shù)2.5巡航狀態(tài)下的波阻減小42%，升阻比提高22%。王昆侖和王正平[30]研究了Busemann雙翼機及其壅塞問題。李占科等[31]通過CFD方法研究了超聲速雙翼的減阻機理，并提出了一種雙設計點的超聲速雙翼，計算結果顯示在雙設計點均具有較低的阻力系數(shù)。朱寶柱等[32]通過數(shù)值模擬研究了Busemann雙翼流動中的壅塞現(xiàn)象并提出一種雙翼前后錯動消除壅塞的方案，使得雙翼在加速階段可保持良好的阻力特性。趙承熙等[33]采用反設計方法與CFD技術對Licher雙翼機進行了優(yōu)化研究。劉姝含和朱戰(zhàn)霞[34-35]將Busemann雙翼機的工作范圍拓展至高超聲速速域，設計了可變形高超聲速雙翼，通過遺傳算法等手段確定了舵面偏轉角的選取，獲得了遠高于Busemann雙翼機的升阻比，并且研究了三維高超聲速Busemann雙翼機機翼的氣動特性以及溫度對模態(tài)特性的影響。

環(huán)翼是另一種減阻構型，其減阻機理是將機身前體壓縮流場的高壓反射至機身的后體低壓區(qū)，從而減小機身容積產(chǎn)生的波阻，理想狀況下可將機身容積波阻降為零。但環(huán)翼具有較大的浸潤面積，由此帶來的摩阻增量以及支撐環(huán)翼的支板所導致的阻力增量基本抵消了應用其所帶來的波阻減小量，因此普遍認為應用環(huán)翼的收益有限[11,19]。

1962年，Morris[11]在超聲速風洞中對環(huán)翼構型(圖7)進行了試驗研究，結果表明，在來流馬赫數(shù)2.2下，環(huán)翼與下凹型后體機身組合產(chǎn)生的有益干擾可以大幅降低機身波阻。但由于上述其他附加阻力，與常規(guī)構型相比環(huán)翼并沒有阻力優(yōu)勢。

1951年，F(xiàn)riedman[9]用理論方法研究了3個長細比一致的Sears-Haack旋成體氣動干擾問題，研究結果表明，通過合理設置3個旋成體的位置，可以通過超聲速有益干擾使得總激波阻力減小35%。該結果對當前研究的啟示是，進行超聲速巡航的飛行編隊，有可能通過調整飛行器之間的位置達到整體減阻增程的效果。

圖7 環(huán)翼構型[11]Fig.7 Ring wing configuration[11]

2.2 增升構型

利用超聲速流動中的有益氣動干擾，以實現(xiàn)增加升力為主要目的的氣動構型稱之為增升構型。

1956年，Rossow[4]研究了一系列利用側向部件的有益干擾使機翼產(chǎn)生升力的概念構型，其基本思想為利用側向部件在機翼上表面產(chǎn)生膨脹流場，在機翼下表面產(chǎn)生壓縮流場，從而間接產(chǎn)生升力，如圖8所示。

1956年，Eggers和Syvertson[10]在研究高升阻比高超聲速氣動外形時基于動量原理提出了一種稱之為Flat-top的平頂構型，其原理如圖9所示，該構型上部平坦，充分利用下表面機身和機翼的有益干擾，即機身作為主要的激波發(fā)生器，機翼作為波后高壓流場的捕獲面、承力面，從而在小攻角下獲得高升力、高升阻比。該構型在馬赫數(shù)5時可獲得超過6的最大升阻比。進一步發(fā)展的構型通過采用翼尖下折增強有益干擾作用，如圖10所示。翼尖下折同時提高了高速飛行時的方向穩(wěn)定性，并使飛行器焦點前移，減小配平阻力。

圖8 間接產(chǎn)生升力構型[4]Fig.8 Configurations of indirect lift[4]

圖9 Flat-top構型動量原理[10]Fig.9 Momentum principle of Flat-top configuration[10]

該原理也稱為壓縮升力原理，是乘波體的原型之一。應用該原理的工程型號，美國北美航空的XB-70轟炸機(圖11)和前蘇聯(lián)蘇霍伊設計局的T-4超聲速轟炸機(圖12)均成功進行了試飛。其中，XB-70由于采用超聲速有益干擾設計原理使得馬赫數(shù)3超聲速巡航時的升力提高了30%，起飛重量由原來預計的350 t降為240 t。需要指出的是，這兩種飛機應用的干擾流場為楔體干擾流場。

Flat-top構型的機體作為激波發(fā)生器，在設計馬赫數(shù)機翼前緣與激波貼合，其實質是一種乘波構型，可以在小攻角產(chǎn)生較大的升力，其缺點是阻力較大，在某些攻角下機翼下表面的壓力作用在機體前體上，產(chǎn)生不利干擾，增加了機體波阻從而削弱了有益干擾的作用。

1995年，俄羅斯中央空氣流體動力學研究院(TsAGI)的Pritulo等[25]通過CFD計算和風洞試驗研究優(yōu)化了一種翼身進氣道組合體有益干擾氣動布局，結果顯示其在馬赫數(shù)4具有良好的升阻特性，并可以為進氣道提供預壓縮。該布局如圖13所示，其本質也是應用了類似Flat-top構型的超聲速有益干擾原理增升。

圖10 改進的Flat-top構型及其動量原理Fig.10 Modified Flat-top configuration and its momentum principle

圖11 XB-70轟炸機Fig.11 XB-70 bomber

圖12 T-4轟炸機Fig.12 T-4 bomber

如果將Flat-top構型的機體改為楔形體，即形成如圖14所示的楔體干擾翼[2,14]。前文所述XB-70和T-4應用了類似的楔形流場。

北京航空航天大學的呂宇超等[36-37]提出了一種名為被動乘波體的設計原理，其思想是將一些部件“騎”在其他部件產(chǎn)生的激波上，進而獲得高升力。其實質與楔體干擾翼以及Flat-top構型類似，也是一種超聲速有益干擾構型，采用該方法設計的典型外形如圖15所示，將垂直安定面置于機腹作為激波發(fā)生器，波后高壓流場作用在機翼下表面從而產(chǎn)生高升力。

圖13 翼身進氣道組合體有益干擾氣動構型[25]Fig.13 Favorable interference aerodynamic configuration of wing-body combination with inlets[25]

圖14 楔體干擾翼[2,14]Fig.14 Wedge interference wing[2,14]

圖15 基于被動乘波體的高超聲速飛行器[36-37]Fig.15 Hypersonic vehicle based on passive waverider[36-37]

楔體干擾翼和基于楔形流場的被動乘波體可以在不增加攻角的情況下通過有益干擾增加機翼升力，同時干擾翼本身可以作為垂直安定面保持飛行器航向穩(wěn)定。

在2018年度美國航空航天學會科技會議上，波音公司展示了其高超聲速飛機概念模型，如圖16 所示。該模型采用了與XB-70相似的有益干擾設計理念，即利用機腹進氣道壓縮楔面作為激波發(fā)生器，激波后高壓流場被平坦的機腹/機翼下表面捕獲，獲得額外的壓縮升力。與容積率較低的傳統(tǒng)乘波構型相比，該構型具有較大的機身容積。

面對高超聲速飛行器對高升阻比、高升力、大容積等一系列互相矛盾的性能需求，崔凱等[38]研究了高超聲速有益干擾原理，提出了一種與半環(huán)翼和傘形翼類似的高壓捕獲翼氣動布局,如圖17所示,圖中V∞為自由來流，HCW為高壓捕獲翼，AF為機體，W1為一次壓縮激波，W2為二次壓縮激波，LM和EM分別代表前后馬赫線。CFD研究結果表明，采用高壓捕獲翼可使得所研究的飛行器升力提高約30%，升阻比提高約20%。

李廣利等[39]比較了不同容積的乘波體與高壓捕獲翼組合前后的性能，結果表明容積越大，升阻比和升力增加越明顯。隨后通過代理模型優(yōu)化了高壓捕獲翼與機體之間的位置[40]。綜合利用CFD計算、均勻實驗設計、代理模型和遺傳算法，優(yōu)化了高壓捕獲翼前緣型線，優(yōu)化后的外形升阻比提高了約23.4%，并對設計參數(shù)進行了敏度分析[41]。2018年，崔凱等[42]將采用高壓捕獲翼的氣動布局命名為高超聲速“I”字形氣動布局(Hypersonic I-shaped Aerodynamic Configuration, HIAC)，并在不同馬赫數(shù)下對比了該布局和參考布局的升阻比，如圖18所示。研究結果表明應用高壓捕獲翼可以有效利用機體與捕獲翼之間的有益干擾，提高升力和升阻比。

圖16 波音公司的高超聲速飛機方案Fig.16 Hypersonic airplane concept of Boeing Company

圖17 高壓捕獲翼及其原理[38]Fig.17 High pressure zone capture wing and its principle[38]

需要指出的是，從當前公開文獻可知，高壓捕獲翼的研究者提出該構型的初衷是增加升力，并未對此類構型的阻力特性進行深入研究。分析認為，由于高壓捕獲翼的引入較大地增加了浸潤面積以及相應的摩擦阻力，因此此類構型的阻力及其減阻問題值得進一步深入研究。參考傘翼構型的大量研究結果，如果高壓捕獲翼在得到機身干擾提高總升力的同時對機身進行有益干擾以降低波阻，則有望進一步優(yōu)化高壓捕獲翼的性能。

綜上所述，間接產(chǎn)生升力系列構型、Flat-top構型以及楔體干擾翼、被動乘波體、高壓捕獲翼等構型的特點是需要有一些部件(機身、垂直安定面等)作為激波發(fā)生器，而另一些部件如機翼作為波后高壓流場的捕獲面、承力面，從而增加升力。

2.3 增升減阻構型

前文介紹了利用超聲速有益干擾原理實現(xiàn)的減阻和增升兩種功能。如果巧妙設計干擾方式，可以同時實現(xiàn)增升和減阻兩種功能。此類構型稱之為增升減阻構型。

如圖19所示，F(xiàn)erri等[1-2]研究了在機體上方布置機翼以利用有益干擾獲得減阻增升效果的構型，圖中V為自由來流，α為攻角，c為弦長，σ為機身相對厚度，τ為機翼相對厚度。在傳統(tǒng)文獻中此類構型被稱之為翼下有體構型。

圖19 翼下有體構型[1-2]Fig.19 Configurations of body under wing[1-2]

1965年，Boyd[13]研究了三維翼下有體構型，并優(yōu)化出一種比常規(guī)構型升阻比高50%的超聲速有益干擾構型。

國內對此類超聲速有益干擾構型的研究幾乎與國外同時期開展。1964年，黃志澄[18]通過超聲速流三維線化理論研究了復雜組合體氣動干擾問題，分析了多種有益干擾構型，提出了翼上有體、翼的上下各有一個機體的有益干擾形式，如圖20所示,該研究成果于1992年發(fā)表。

如果將前文所述的環(huán)翼構型進行非對稱改造，形成半環(huán)翼構型(圖21[11])，通過動量原理分析可知，半環(huán)翼構型保留了部分減小機身波阻的功能，并且通過機翼下表面捕獲機身前體激波后的高壓流場獲得有益干擾升力增量。

Morris[11]在超聲速風洞中對環(huán)翼、半環(huán)翼構型(圖21)進行的來流馬赫數(shù)2.2的試驗研究表明，半環(huán)翼與拋物型后體機身組合具有最低的阻力系數(shù)(0.35)和最高的升阻比(4.9)。但總體來看，半環(huán)翼構型氣動效率較低，與常規(guī)構型相比并無優(yōu)勢。

針對上述研究中半環(huán)翼氣動效率較低的問題，Morris和Lamb[16]提出了一種改進的半環(huán)翼構型，并在蘭利研究中心統(tǒng)一規(guī)劃風洞中對該構型以及一種機體上方支撐的后掠機翼構型(圖22)進行了馬赫數(shù)范圍2.16～3.70的試驗研究,結果表明兩種構型均實現(xiàn)了超聲速有益干擾，后掠翼構型升阻比更大。

綜合上述研究結果，針對半環(huán)翼構型問題， Morris和Mack[17]于1968年提出了如圖23所示的傘翼構型。該構型可視為后掠翼與半環(huán)翼特點的有機結合。在蘭利中心統(tǒng)一規(guī)劃風洞中對該構型進行了馬赫數(shù)范圍3.00～4.63的測試,在設計點馬赫數(shù)3.00獲得了6.8的高升阻比。研究還表明減小機身和機翼的垂直距離可以增加升阻比。

1978年，美國波音公司的Kulfan[19]系統(tǒng)總結了在有益干擾構型方面的探索，包括超聲速雙翼機、Caret乘波體、Nonweiler機翼、Flat-top構型、傘翼構型等。研究結果表明傘翼構型是上述構型中氣動收益最高的構型，升阻比可比常規(guī)構型提高20%。文中提出的可能適用于戰(zhàn)斗機的傘翼構型如圖24所示。由于傘翼具有較好的氣動性能，因此該文獻中大量的研究圍繞傘翼構型展開，包括傘翼的形狀、位置、支撐方式等。通過研究機身上方干擾區(qū)內機翼的壓強分布可知，機翼上存在負壓區(qū)域，這些區(qū)域會減小升力，如果機翼外形設計時裁剪掉這些區(qū)域，可以獲得更高的有益干擾升力[19]，如圖25所示。研究表明，調整機身和機翼間的距離使得波系發(fā)生多級反射時可以獲得更好的有益干擾效果[19]，如圖26所示。

圖23 傘翼構型[17]Fig.23 Parasol wing configuration[17]

蘭利研究中心的Hunt等[22]在高超聲速吸氣式導彈氣動外形研究中考慮了傘翼構型，風洞測試結果顯示在馬赫數(shù)4.5、湍流邊界層條件下，所研究的傘翼構型最大升阻比為5。Spearman[23]

圖24 基于傘翼的戰(zhàn)斗機構型[19]Fig.24 Fighter configuration based on parasol wing[19]

圖25 干擾壓強分布[19]Fig.25 Interference pressure distributions[19]

圖26 激波多級反射[19]Fig.26 Multiple shock reflections[19]

綜述了可用于導彈的非常規(guī)氣動構型，包括上述半環(huán)翼和傘翼構型。同一時期，美國圍繞傘翼構型進行了大量風洞試驗研究，圖27是一些典型傘翼構型的風洞試驗圖片。

如圖28所示，Kreiger等[20-21]在研究超聲速巡航和機動氣動構型概念的文章中提出了一種新概念的超聲速有益干擾構型。即利用垂直放置的Busemann雙翼作為激波發(fā)生器，產(chǎn)生內壓式壓縮流場為上方的機翼(身)增升，理想狀況下激波發(fā)生器的波阻為零。由此實現(xiàn)增升和減阻的雙重功能。由于與傳統(tǒng)Busemann雙翼機產(chǎn)生升力的機制不同，本文作者暫且稱其為“基于垂直Busemann雙翼的有益干擾構型”。

2013年，徐藝哲等[43]在對Busemann雙翼機等超聲速有益干擾概念研究的基礎上提出一種與上文所述“基于垂直Busemann雙翼的有益干擾構型”原理相似的低阻高升阻比構型，如圖29所示。該構型在下表面壓縮產(chǎn)生高壓流場的同時可以有效減小波阻，下表面的高壓作用在上置平板，從而產(chǎn)生高升力。無黏CFD和理論計算結果表明其高超聲速升阻比超過20，是一種較有潛力的氣動構型。

雖然該構型展示了較好的性能，但上述研究多是在無黏理想情況下進行的，實際應用中其較大的浸潤面積會帶來較嚴重的摩擦阻力、氣動加熱等問題。Busemann雙翼內部存在復雜的激波與邊界層干擾問題、非設計點問題。上述問題會大幅抵消其有益干擾收益。目前關于此類構型的研究較少，有待進一步探索。

圖27 傘翼構型風洞試驗Fig.27 Wind tunnel test of parasol wing configurations

圖28 基于垂直Busemann雙翼的有益干擾構型[20-21]Fig.28 Favorable interference configuration based on vertical Busemann biplane[20-21]

圖29 基于垂直Busemann雙翼的有益干擾構型機理[43]Fig.29 Mechanism of favorable interference configuration based on vertical Busemann biplane[43]

上文對涉及超聲速有益干擾設計原理的主要文獻進行了綜述,針對更實際的問題，還有一些文獻值得關注。如Sigalla和Hallstaff[15]研究了超聲速飛機發(fā)動機短艙的安裝位置和形狀對飛機氣動性能的影響。Bushnell[24]在超聲速飛機減阻的綜述中總結了采用有益干擾原理減小波阻的措施，如環(huán)翼、傘翼、多體干擾、推進系統(tǒng)干擾等。

通過對典型超聲速有益干擾構型原理的梳理，可以總結出超聲速有益干擾構型概念的兩條發(fā)展脈絡。其一是二維Busemann雙翼減阻構型發(fā)展為三維的環(huán)翼減阻構型，再發(fā)展為半環(huán)翼增升減阻構型，進一步優(yōu)化為傘翼構型。其二是Flat-top構型，將機身變?yōu)樾ㄐ伟l(fā)展為楔體干擾翼，再將楔體更換為阻力更低的垂直Busemann雙翼，發(fā)展為所謂的基于垂直Busemann雙翼的有益干擾構型。而被動乘波體屬于楔體干擾翼范疇。已有的研究結果表明增升構型和增升減阻構型更具有工程價值。

3 總結和展望

激波和膨脹波是超聲速、高超聲速飛行中無法回避的流動現(xiàn)象，激波的存在往往造成飛行器阻力激增、氣動效率大幅下降、操穩(wěn)特性惡化。并帶來嚴重的氣動加熱、巨大的聲爆等一系列制約飛行器性能和影響環(huán)境的問題。但激波并不是有百害而無一利的，合理利用激波可以獲得性能優(yōu)異的氣動構型，乘波體就是合理利用激波的典范。超聲速有益干擾氣動設計概念是更廣義的合理利用飛行器部件間激波、膨脹波以獲得性能提升的設計思想。

當前及未來若干年，低聲爆超聲速旅客機和高升阻比高超聲速飛行器是高速飛行器發(fā)展的主流，傳統(tǒng)的氣動設計理念已經(jīng)無法滿足未來的需求，需要探索新的思想、概念，探索非常規(guī)氣動構型。作為在20世紀30年代提出，50～60年代得到大量研究的氣動設計思想，超聲速有益干擾設計概念因其低波阻、低聲爆、高升力、高升阻比等優(yōu)異特性更加契合21世紀未來飛行器的發(fā)展需求，因此重新獲得了關注。

超聲速有益干擾構型在具備優(yōu)異性能的同時也存在一些固有缺點，如非設計點特性差、寬速域特性差、浸潤面積較大。面臨復雜的激波/激波干擾、激波邊界層干擾等問題。翼體分置所導致的機體強度問題、結構重量問題等也亟待研究。上述問題有望通過現(xiàn)代數(shù)值模擬技術、多學科多目標優(yōu)化技術、主動控制等技術解決。

當前公開發(fā)表的文獻中鮮見對超聲速有益干擾構型飛行動力學特性及飛行控制問題的研究，新型飛行器需要在滿足性能需求的同時具備較好的操穩(wěn)特性，滿足飛行品質需求。采用超聲速有益干擾構型的飛行器會遇到設計點與非設計點轉換時動力學特性突變所導致的復雜飛行控制問題。

高超聲速飛行器面臨嚴峻的氣動加熱問題，當前還沒有專門針對超聲速有益干擾構型氣動熱問題研究的報道，一些典型構型，如半環(huán)翼、傘翼構型由于存在支撐機翼的支板，會存在支板熱防護以及激波干擾加熱的問題。此外，理論上可以利用有益干擾減弱激波強度進而減小氣動加熱，上述問題也亟待得到研究。

盡管存在很多問題，但伴隨現(xiàn)代氣動預測、數(shù)值優(yōu)化、飛行控制、結構材料等技術的進步，超聲速有益干擾氣動設計概念有望重新得到重視和發(fā)展，以解決當前高速飛行器發(fā)展中遇到的升阻比屏障、聲爆等一些列氣動難題。