羅世彬，周嘉明

(中南大學(xué)航空航天學(xué)院，長(zhǎng)沙 410083)

0 引言

乘波構(gòu)型通過阻止下表面流體的橫向流動(dòng)將高壓區(qū)域限制在飛行器下方來提高升阻比，因而成為一種適用于高超聲速飛行的氣動(dòng)布局形式。由于飛行器如同騎在激波上飛行，因而被稱為乘波體。傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)方法可以分為3種，包括基于二維流場(chǎng)的楔導(dǎo)理論、基于三維軸對(duì)稱流場(chǎng)的錐導(dǎo)理論和可根據(jù)需要自行設(shè)計(jì)流場(chǎng)的吻切錐乘波理論。其他設(shè)計(jì)方法多是在這3種方法的基礎(chǔ)上改變流場(chǎng)參數(shù)和外形參數(shù)，目的是擴(kuò)展乘波體在縱向和展向上的設(shè)計(jì)自由度，從而提高乘波構(gòu)型的實(shí)用性。

乘波體是基于乘波構(gòu)型得到的氣動(dòng)外形，可作為飛行器的前體或機(jī)身。相比于其他外形在高速飛行時(shí)更容易獲得高升阻比，而且便于進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，所以擁有廣泛的應(yīng)用前景。但是，隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，對(duì)飛行器性能的要求不再局限于某一特定的馬赫數(shù)，實(shí)現(xiàn)大空域和寬速域飛行成為新的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)目標(biāo)。而傳統(tǒng)的乘波飛行器在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)的氣動(dòng)性能變化明顯，不適合用于寬速域飛行，因此，提高乘波體寬速域氣動(dòng)性能成為未來乘波體重要的發(fā)展方向之一。

趙桂林等總結(jié)了乘波體的各種設(shè)計(jì)方法并對(duì)優(yōu)化方法進(jìn)行了介紹。Ding等從乘波體使用的流場(chǎng)類型和求解方法等方面對(duì)乘波體的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了整理。劉濟(jì)民等根據(jù)乘波體的設(shè)計(jì)要素將設(shè)計(jì)方法分為正設(shè)計(jì)和反設(shè)計(jì)兩類，并詳細(xì)分析了兩類方法的優(yōu)缺點(diǎn)。本文針對(duì)目前乘波體的寬速域設(shè)計(jì)方法進(jìn)行分類和總結(jié)，分析了現(xiàn)有寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法的優(yōu)缺點(diǎn)，提出了乘波體在寬速域設(shè)計(jì)方向的未來研究重點(diǎn)。

1 設(shè)計(jì)方法分類

傳統(tǒng)的乘波體寬速域性能較差，原因在于大多數(shù)方法都是基于特定馬赫數(shù)的流場(chǎng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，在非設(shè)計(jì)點(diǎn)，氣流沿前緣溢流到上表面破壞了乘波特性，降低了上下表面的壓差，從而使氣動(dòng)性能下降。此外，由于乘波構(gòu)型利用激波提高飛行器的升力，大多數(shù)都擁有較大的后掠角，所以亞聲速飛行時(shí)的氣動(dòng)性能不理想。

為了拓寬乘波體的速域，提高其在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的升阻比，國(guó)內(nèi)外對(duì)寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究，可分為變馬赫數(shù)、多級(jí)組合和渦波結(jié)合3類。變馬赫數(shù)設(shè)計(jì)是在傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)上，通過增加乘波體的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，將在特定馬赫數(shù)下乘波的乘波體擴(kuò)展為在多個(gè)馬赫數(shù)下具有部分乘波特性的新型乘波構(gòu)型，從而達(dá)到在寬速域內(nèi)都擁有較好氣動(dòng)特性的目的。多級(jí)組合是將2個(gè)或多個(gè)具有不同設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的乘波體根據(jù)不同的任務(wù)需求，通過不同方式組合連接使飛行器在不同馬赫數(shù)時(shí)總是有一部分機(jī)體具有乘波特性。渦-波結(jié)合的設(shè)計(jì)方法則是通過控制乘波體的平面形狀和其后掠角等參數(shù)引入渦效應(yīng)，使乘波體在低速飛行時(shí)上表面產(chǎn)生穩(wěn)定的分離渦，利用渦升力來提高乘波體的低速氣動(dòng)性能。本文對(duì)上述3類設(shè)計(jì)方法的研究現(xiàn)狀進(jìn)行詳細(xì)介紹。

2 設(shè)計(jì)方法研究現(xiàn)狀

2.1 變馬赫數(shù)寬速域設(shè)計(jì)

乘波體的生成需先確定基準(zhǔn)流場(chǎng)，而來流馬赫數(shù)又是基準(zhǔn)流場(chǎng)的一個(gè)關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)，大多數(shù)的乘波體設(shè)計(jì)都基于某一特定流場(chǎng)，不利于飛行器的寬速域飛行，降低了乘波體的實(shí)用性。

Li等基于錐導(dǎo)乘波原理提出了一種變馬赫數(shù)的寬速域乘波飛行器設(shè)計(jì)方法，將原本的單一馬赫數(shù)擴(kuò)展為多個(gè)，設(shè)計(jì)原理如圖1所示。該方法將乘波體上表面后緣線分成不同的馬赫數(shù)區(qū)間，再給出激波錐或基準(zhǔn)錐的錐角，即可確定不同區(qū)間的流場(chǎng)內(nèi)任意一點(diǎn)的流場(chǎng)參數(shù)，從而求出變馬赫數(shù)條件下的前緣線，最后根據(jù)流線追蹤原理完成變馬赫數(shù)乘波外形設(shè)計(jì)。

圖1 變馬赫數(shù)乘波體設(shè)計(jì)

為了研究這種新型乘波體在寬速域范圍內(nèi)的氣動(dòng)性能，Li等設(shè)計(jì)了4種算例進(jìn)行對(duì)比分析，參數(shù)如表1所示。所有算例均為0°攻角，其中算例3和4為變馬赫數(shù)乘波體，分別代表從乘波體前緣到對(duì)稱面的速度由

Ma

=10減小到6和

Ma

=6增加到10。研究結(jié)果表明，隨著速度的增加，4種算例的升阻比都逐漸變大，算例2的升阻比在該速域范圍內(nèi)的升阻比最高，在3.6～4.4之間。與此相比，算例3的升阻比略有下降，但下表面壓力分布更加均勻，擁有更高的容積率，比算例2的實(shí)用性更高。此外，對(duì)比算例3和4可發(fā)現(xiàn)，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)不同的變化方式對(duì)升阻比也有重要影響，雖然算例4的最大升阻比只有3.8，但仍然大于算例1，并且比算例2和3擁有更大的容積率。

表1 不同算例的設(shè)計(jì)參數(shù)[4]

該方法以錐導(dǎo)乘波理論為基礎(chǔ)，利用幾何拼接的方式，將多個(gè)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)不同的錐導(dǎo)乘波體進(jìn)行組合拼接，設(shè)計(jì)生成寬速域乘波組合體，并應(yīng)用于寬速域乘波飛行器設(shè)計(jì)。由于該種組合體沿展向不同站位的乘波設(shè)計(jì)馬赫數(shù)是不相同的，因此，其在多個(gè)飛行馬赫數(shù)下均可近似乘波；但該類組合乘波體在相鄰展向站位的乘波設(shè)計(jì)馬赫數(shù)是間斷的，且組合方式是幾何拼接方式，因此該類組合乘波體在多個(gè)飛行馬赫數(shù)之間不能實(shí)現(xiàn)光滑過渡，其在整個(gè)飛行馬赫數(shù)包線的氣動(dòng)性能還有待進(jìn)一步研究。

Zhao等在此基礎(chǔ)上提出了變馬赫數(shù)的吻切錐乘波體設(shè)計(jì)方法，使激波形狀可以自由設(shè)計(jì),拓寬了展向的設(shè)計(jì)自由度。研究結(jié)果表明，將變馬赫數(shù)方法應(yīng)用于吻切錐同樣能夠提高乘波體的寬速域性能。

為了解決不同馬赫數(shù)區(qū)間光滑過渡的問題，劉珍提出了一種變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體設(shè)計(jì)方法。該方法在不同吻切平面所對(duì)應(yīng)的錐形流場(chǎng)中給定不同的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，并使設(shè)計(jì)馬赫數(shù)沿展向連續(xù)變化從而得出所需要的外形。為了研究該類乘波體的氣動(dòng)性能，設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)在6～13范圍內(nèi)變化的寬速域乘波外形，并與

Ma

=6和

Ma

=13的基準(zhǔn)乘波體進(jìn)行了對(duì)比分析，如圖2所示。研究結(jié)果表明，變馬赫數(shù)乘波體的氣動(dòng)性能始終介于兩個(gè)基準(zhǔn)乘波體之間，因此更適合于寬速域飛行。此外，對(duì)馬赫數(shù)延展向變化規(guī)律的研究結(jié)果與其他幾種方法的結(jié)果相同，由對(duì)稱面至前緣線方向的馬赫數(shù)由低到高會(huì)有更高的升阻比，反之則有更高的容積率。

圖2 變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體[6]

這類方法擴(kuò)展了乘波體的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，使飛行器不再局限于某一個(gè)馬赫數(shù)嚴(yán)格乘波，而是使其在較寬速域內(nèi)近似乘波，從而提高了乘波體的速域范圍，降低了飛行器的最大升阻比，提高了非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能。

2.2 多級(jí)組合的寬速域設(shè)計(jì)

為了提高飛行器的寬速域性能，將不同設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的乘波體以某種形式組合，使飛行器能在不同飛行速度時(shí)能夠利用相應(yīng)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的乘波部分提高飛行器的升阻比，是實(shí)現(xiàn)乘波體寬速域飛行的另一類設(shè)計(jì)方法。

目前，對(duì)多級(jí)組合形式的乘波飛行器研究可分為3類：一是將高設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和低設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的乘波體通過“串聯(lián)”或“并聯(lián)”的形式組合；二是以高或低設(shè)計(jì)馬赫數(shù)乘波體的下表面作為拋整流罩，通過拋整流罩提高寬速域性能；三是結(jié)合變體技術(shù)，通過改變乘波體下表面的形狀，使飛行器在不同速度時(shí)始終保持乘波。

2.2.1 “串聯(lián)”和“并聯(lián)”乘波體

王發(fā)民等以

Ma

=3和

Ma

=6作為兩種基礎(chǔ)乘波體的設(shè)計(jì)條件并進(jìn)行優(yōu)化。最后將兩種乘波體串聯(lián)拼接，設(shè)計(jì)得到的乘波體如圖3所示，并研究了其在

Ma

=0～7范圍內(nèi)的氣動(dòng)性能。結(jié)果表明，該外形在所研究速域內(nèi)升阻比都在3.5以上，說明該飛行器能夠較好地適應(yīng)寬速域飛行。通過觀察流場(chǎng)可知，在低速飛行時(shí)氣流在上表面附近形成渦，飛行器的升力主要由渦升力提供。隨著速度增加，激波角逐漸減小，乘波特性取代渦的作用成為升力的主要來源。這種方法的不足之處在于設(shè)計(jì)過程復(fù)雜，人為參與度高，可重復(fù)性較差。

圖3 串聯(lián)寬速域乘波飛行器

李世斌等也提出了一種串聯(lián)乘波方案，其區(qū)別在于該方案規(guī)定了前后兩級(jí)的寬度相等。為了研究該類飛行器的性能，將設(shè)計(jì)

Ma

=4的低設(shè)計(jì)馬赫數(shù)乘波體作為頭部，尾部由設(shè)計(jì)

Ma

=8的高馬赫乘波體構(gòu)成，生成的外形如圖4所示。對(duì)兩個(gè)基準(zhǔn)乘波體和串聯(lián)乘波飛行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，串聯(lián)乘波體的升阻比高于基準(zhǔn)構(gòu)型。低設(shè)計(jì)馬赫數(shù)乘波頭部能增加飛行器在正攻角狀態(tài)下的升阻比，而尾部的高設(shè)計(jì)馬赫數(shù)乘波體能使飛行器的氣動(dòng)性能更穩(wěn)定，連接段主要通過提高飛行器的升力系數(shù)來提高外形的升阻比。

圖4 串聯(lián)寬速域乘波體示意圖

在此基礎(chǔ)上，李世斌等還對(duì)連接段長(zhǎng)度和尾部的寬度的影響進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，連接段長(zhǎng)度的增加可提高外形的升阻比，且外形對(duì)攻角的變化更為敏感。此外，合適的前體厚度會(huì)改變連接段下表面的傾斜角度，從而能有效改善飛行器的升阻比。研究表明，隨著前體厚度的增加使連接段下表面的傾斜角度變小，氣流速度提高，改善了后體的氣動(dòng)性能，使飛行器的升阻比提高，且最大升阻比對(duì)應(yīng)的攻角變大。對(duì)尾部寬度的研究表明，尾部寬度的增加雖然降低了飛行器的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，但會(huì)提高升阻比。Li等基于錐導(dǎo)乘波理論提出的“并聯(lián)”乘波體是將兩種設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的乘波體沿展向拼接，設(shè)計(jì)原理如圖5所示。將設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為4和8的錐導(dǎo)乘波體并聯(lián)拼接，研究表明，該方法主要通過降低阻力系數(shù)來提高飛行器的升阻比，且其升阻比要明顯大于基準(zhǔn)乘波體。

圖5 并聯(lián)乘波飛行器設(shè)計(jì)原理

2.2.2 拋整流罩形式的乘波體

丁峰基于滑翔巡航相結(jié)合的新型彈道方案提出了一種滑翔-巡航兩級(jí)乘波設(shè)計(jì)方法。該方案的飛行任務(wù)為先進(jìn)行高速滑翔再入，到達(dá)一定高度后進(jìn)行巡航,示意圖如圖6所示。這種兩級(jí)乘波設(shè)計(jì)方法的優(yōu)點(diǎn)在于通過兩級(jí)共用同一前緣線使飛行器在滑翔階段通過帶整流罩實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)乘波，在拋掉整流罩后還能實(shí)現(xiàn)低馬赫數(shù)乘波，且滿足進(jìn)氣道唇口激波封口的設(shè)計(jì)要求。但由于采用了錐導(dǎo)理論，使進(jìn)氣道唇口形狀只能為圓弧形，限制了這種方法的設(shè)計(jì)自由度，且無法為發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻壓縮氣流。

圖6 兩級(jí)錐導(dǎo)乘波體

因此，王慶文基于吻切錐理論進(jìn)一步擴(kuò)展了該設(shè)計(jì)方法來解決上述問題。但研究發(fā)現(xiàn)，該飛行器在滑翔階段存在溢流現(xiàn)象，破壞了飛行器的乘波特性，因此，王慶文又提出了基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級(jí)乘波體設(shè)計(jì)方法，通過改變不同吻切平面內(nèi)激波角的大小使設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波體均能在設(shè)計(jì)狀態(tài)嚴(yán)格乘波，如圖7所示。

圖7 串聯(lián)寬速域乘波體

2.2.3 可變形乘波體

由于滑翔-巡航的兩級(jí)設(shè)計(jì)方法只能在兩個(gè)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下乘波實(shí)現(xiàn)，因此，劉珍在該方法的基礎(chǔ)上結(jié)合變體技術(shù)提出了多級(jí)變體乘波體設(shè)計(jì)，并分別基于錐導(dǎo)理論和基于吻切錐理論實(shí)現(xiàn)了兩類多級(jí)乘波體，如圖8所示。隨后，采用數(shù)值模擬方法進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算以驗(yàn)證上述兩種多級(jí)乘波體設(shè)計(jì)理論的正確性和設(shè)計(jì)方法的有效性，并對(duì)多級(jí)乘波體與常規(guī)單級(jí)乘波體的氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比分析。研究表明，多級(jí)變體乘波體通過改變下表面的氣動(dòng)外形可以在較寬速域范圍內(nèi)始終保持良好的乘波特性，更適用于進(jìn)行寬速域飛行。

圖8 多級(jí)變體錐導(dǎo)乘波體

生成的多級(jí)變體乘波體適用于寬速域飛行，在較寬速域范圍內(nèi)均具有較好的乘波特性。由于多級(jí)乘波體在寬速域范圍內(nèi)飛行時(shí)，升阻比隨著馬赫數(shù)的降低而增大，因此適用于進(jìn)行滑翔飛行；多級(jí)乘波體也可用于吸氣式飛行器的前體，能夠保證在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)唇口激波位置不變且具有封口特性。

Maxwell等對(duì)比分析了可變形乘波體與航天飛機(jī)的再入軌道特性。研究結(jié)果表明，通過變形使乘波體在再入過程中保持較高的升阻比能夠大幅度降低飛行器的減速度峰值和熱流峰值，從而提高乘波體的再入彈道性能。在此基礎(chǔ)上，Maxwell等還對(duì)變形乘波體的執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行了研究，為可變形乘波體的實(shí)用化奠定了基礎(chǔ)。

這類方法的共同點(diǎn)在于都是在保持乘波體前緣線與上表面不變的條件下對(duì)下表面進(jìn)行變形，使飛行器以拋整流罩或變結(jié)構(gòu)的形式在所研究速域內(nèi)保持較好的乘波特性，從而提高寬速域飛行性能，但由于其飛行任務(wù)的特點(diǎn)使其難以適應(yīng)更寬的速域，此外，該類方法增加了飛行器的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和復(fù)雜程度。

2.3 渦-波結(jié)合的寬速域設(shè)計(jì)

乘波構(gòu)型是一種適用于高超聲速飛行的氣動(dòng)布局形式，通常擁有較大的后掠角，所以在低速飛行時(shí)表現(xiàn)出較差的氣動(dòng)性能。為了不破壞其在高速時(shí)的乘波特性，Rodi提出利用渦升力來改善乘波體的低速性能并對(duì)定后掠角吻切錐乘波體和定后掠角吻切流場(chǎng)乘波體進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，前緣特定的后掠角能夠在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定的分離渦，從而利用渦升力提高低速時(shí)的升阻比。

段焰輝等在吻切錐理論的基礎(chǔ)上給出了定后掠角乘波體的設(shè)計(jì)方法。研究了設(shè)計(jì)變量的取值范圍和升阻比、體積效率隨設(shè)計(jì)變量的變化規(guī)律。結(jié)果表明，定后掠角乘波體具有明顯的乘波特性且能夠在較高的升阻比時(shí)保證一定的容積。

圖9 定后掠角乘波體

宋賦強(qiáng)等通過精確控制前緣和后掠角，得到了符合要求的乘波體。對(duì)乘波體設(shè)計(jì)參數(shù)的研究發(fā)現(xiàn)，對(duì)后掠角影響較大的參數(shù)為基準(zhǔn)錐半錐角，其值越大則后掠角越大，容積率越高。此外，激波流場(chǎng)的長(zhǎng)度也對(duì)低速條件下渦的生成有較大的影響。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)攻角為20°時(shí)，乘波體的升阻比最大值達(dá)到9.737，由此可見，低速時(shí)通過精確控制乘波體的前緣和后掠角可產(chǎn)生較大的渦升力提高飛行器的升阻比。

劉傳振等通過對(duì)平面形狀的設(shè)計(jì)引入渦效應(yīng)建立了定平面乘波體設(shè)計(jì)方法，如圖10所示。該方法在高超聲速和低速分別使用激波和漩渦提高氣動(dòng)性能。將得到的雙后掠外形與帶錐體的平板對(duì)比分析，結(jié)果表明，這種雙后掠乘波體保持了在高超聲速階段較高的升阻比，在低速狀態(tài)有效利用了渦升力改善氣動(dòng)性能。在設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行時(shí)，減小第二后掠角會(huì)提高升阻比，但容積率會(huì)減小。但是該方法并未討論不同平面形狀和曲率的乘波體氣動(dòng)性能，且在高超聲速時(shí)仍會(huì)產(chǎn)生大攻角的非線性增升現(xiàn)象。

圖10 定平面形狀乘波體

3 設(shè)計(jì)方法對(duì)比分析

從以上討論可知，目前寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法的研究可分為3類，包括通過增加乘波體的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)、不同設(shè)計(jì)馬赫數(shù)乘波體組合和控制乘波體平面形狀的方式實(shí)現(xiàn)寬速域范圍內(nèi)氣動(dòng)性能的提高。表2總結(jié)了上述3類設(shè)計(jì)方法的優(yōu)缺點(diǎn)，在應(yīng)用時(shí)可根據(jù)任務(wù)需求進(jìn)行合理選擇。

4 結(jié)論與展望

通過對(duì)寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法的發(fā)展過程與研究現(xiàn)狀的分析，有以下幾點(diǎn)結(jié)論：

1)提高乘波體的寬速域性能最直接的方式就是增加乘波體的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，使其沿展向分布。這種方法得到的乘波體不能實(shí)現(xiàn)嚴(yán)格乘波，所以最大升阻比低于傳統(tǒng)的乘波體，但是在寬速域內(nèi)，升阻比的變化幅度卻小于傳統(tǒng)乘波體。

表 2 寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法優(yōu)缺點(diǎn)

2)“串聯(lián)”與“并聯(lián)”的多級(jí)組合方式在原理上與變馬赫數(shù)乘波體相似，都是犧牲部分乘波性能提高飛行器在寬速域內(nèi)的氣動(dòng)特性。

3)滑翔-巡航乘波體與可變形乘波體的共同點(diǎn)在于保持乘波體前緣線不變，通過改變下表面形狀實(shí)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下的乘波。這種方法雖然增加了結(jié)構(gòu)質(zhì)量，但是卻有更好的乘波特性。

4)渦波結(jié)合的方式能夠利用乘波體上表面產(chǎn)生的渦提高升阻比，目前大多數(shù)方法都是控制乘波體的平面形狀引入渦效應(yīng)，但是，由于高超聲速條件下渦的原理復(fù)雜，該方法還需要更多的研究。

這些寬速域乘波體的設(shè)計(jì)方法可以通過多種傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)，包括錐導(dǎo)乘波體、吻切錐乘波體、吻切流場(chǎng)乘波體等。雖然提出了多種寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法，但是對(duì)每種方法的研究還不夠深入，仍有大量工作可做。此外，由于飛行任務(wù)的不同，對(duì)飛行器的速域范圍要求也不相同，如何評(píng)價(jià)飛行器寬速域性能的好壞仍有待研究。