劉小池,何躍龍

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引言

高超聲速飛行器由于它具有的高速特性,有著巨大的研究價值,是現(xiàn)今航空航天領(lǐng)域一個重要的研究方向。乘波體構(gòu)型因其獨特的設(shè)計理念,在高馬赫數(shù)條件下有望突破升阻比屏障[1],是極具價值和潛力的高超聲速飛行器基礎(chǔ)構(gòu)型,在高超聲速飛行器設(shè)計領(lǐng)域中具有十分重要的地位。

Nonweiler教授[2]在1959年將楔形流場作為基準流場,設(shè)計出了世界上第一個乘波體構(gòu)型飛行器。此后,越來越多的基準流場被應(yīng)用于乘波體設(shè)計,Jones等[3]在1968年第一次提出將圓錐型流場作為乘波體設(shè)計的基準流場,并設(shè)計出乘波體。丁峰等[4]利用馮·卡門曲線的概念,采用馮·卡門曲線作為曲錐母線設(shè)計得到曲錐,以此作為基準體產(chǎn)生基準流場設(shè)計乘波體。Sobieczky[5]提出了吻切錐乘波體設(shè)計方法,該方法的設(shè)計原理是先給定激波底部型線,然后據(jù)此反求解相應(yīng)的基準流場,所以能夠生成更加豐富多樣的乘波體。2011年,賀旭照等[6]在吻切錐乘波設(shè)計方法上繼續(xù)深入研究,提出了吻切曲面錐乘波體設(shè)計方法,進一步豐富了乘波體設(shè)計方法,擴大了乘波體設(shè)計空間,但是吻切錐乘波體設(shè)計方法有一個缺陷,就是在求解基準流場的時候,一般采用近似模擬的求解方法,忽略了流場中的橫向流動,所得基準流場不是精確的,這會對乘波體的特性產(chǎn)生一定的影響[7]。

為了求解基準流場和激波位置,學者們提出了激波捕捉法和激波裝配法,用于求解存在激波的流場。1950年,von Neumann等[8]第一次提出激波捕捉法,至今依然是求解激波流場的重要方法[9],但是激波捕捉法無法得到激波面的精確位置,所以研究者們也采用激波裝配法求解激波流場[11]。后來研究者們將激波裝配法用于乘波體的設(shè)計,例如劉傳振等[13]采用激波裝配法求解了乘波體設(shè)計所需的三維流場。陳冰雁等[14]為了方便控制基準流場的特性,擴大乘波體的設(shè)計空間,又引入了導(dǎo)波體的概念,導(dǎo)波體是一個與乘波體對應(yīng)的概念,指生成激波流場的外形[14],通過控制導(dǎo)波體外形,采用激波裝配法求解不同導(dǎo)波體生成的三維基準流場,并分析了導(dǎo)波體與其所得的乘波體的部分外形關(guān)系,包括導(dǎo)波體縱向截面、橫截面、前緣形狀與乘波體的對應(yīng)關(guān)系。李國良等[15]同樣采用導(dǎo)波體的概念,通過控制導(dǎo)波體外形參數(shù),研究了導(dǎo)波體外形改變對基準流場和所得乘波體的氣動性能的影響,得到了雙錐導(dǎo)波體俯視外形、前后錐長度比例、側(cè)視外形對乘波體的影響規(guī)律。王曉朋等[16]以冪次體為導(dǎo)波體生成基準流場,研究了冪次導(dǎo)波體的設(shè)計參數(shù)對乘波體縱向靜穩(wěn)定性的影響。丁峰等[17]提出了一種新型的進氣道-機身一體化的乘波設(shè)計方法,該方法可以建立一體化軸對稱基準流場,用于乘波體設(shè)計,使得激波可以很好地附著在整個飛行器前緣,從導(dǎo)波體的概念來看,這也是通過改變導(dǎo)波體影響基準流場的特性。除了對基準流場進行研究創(chuàng)新,也有研究者直接對乘波體的某一外形特征進行研究,如Ueno等[18]研究了底部型線形狀對乘波體的影響,劉濟民等[19]研究了前緣鈍化方法對乘波體的影響,但是乘波體的某些外形特征通過直接控制乘波體特征型線難以實現(xiàn),所以對基準流場的研究仍然是重中之重。

之前的研究,已經(jīng)對尖錐、雙錐、橢錐、雙橢錐導(dǎo)波體對乘波體在外形、氣動特性等方面的規(guī)律研究得比較深入和成熟,而對曲錐、鈍錐和底部截面不規(guī)則等復(fù)雜外形導(dǎo)波體的研究比較少,這些導(dǎo)波體所得乘波體的外形特征和氣動特性還有待研究。在前人工作的基礎(chǔ)上,通過建立參數(shù)化模型設(shè)計導(dǎo)波體,采用激波裝配法和流線追蹤方法,得到基準流場和乘波體,并通過數(shù)值模擬仿真,研究了這些導(dǎo)波體所生成的乘波體的容積率和氣動特性,得到了這幾類導(dǎo)波體和乘波體之間的一些內(nèi)在關(guān)聯(lián)規(guī)律。

1 乘波體設(shè)計與評估方法

1.1 導(dǎo)波體參數(shù)化設(shè)計

目前乘波體設(shè)計的大致流程如圖1所示。通過研究導(dǎo)波體和乘波體在外形和氣動特性的內(nèi)在關(guān)聯(lián)規(guī)律,可以給乘波體的初步設(shè)計帶來一定幫助,對于乘波體走向工程實用化具有重要意義。在乘波體的設(shè)計過程中,確定基準流場是首要的,而對基準流場的形狀、特性影響最大的,無疑是導(dǎo)波體的外形,受文獻[15]的啟發(fā),采用參數(shù)化的方法生成導(dǎo)波體外形,主要的思想就是通過分析導(dǎo)波體的特征建立起導(dǎo)波體參數(shù)化模型,只需要改變導(dǎo)波體參數(shù)化模型里的參數(shù),即可得到具有不同外形特征的導(dǎo)波體,從而得到不同的基準流場,生成具有不同特點的乘波體。

圖1 乘波體設(shè)計流程

之前的研究采用的導(dǎo)波體形式主要是圓錐、橢錐、雙圓錐、雙橢錐,導(dǎo)波體的母線主要采用直線或者折線形式,導(dǎo)波體的底部截面形狀主要采用圓或橢圓的形式,比較少地涉及到曲錐、鈍錐和底部截面形狀不規(guī)則的導(dǎo)波體,這幾類導(dǎo)波體外形特征對乘波體的影響的研究較少。這里選取了如表1所示的6個外形參數(shù)和式(1)的參數(shù)化模型設(shè)計導(dǎo)波體外形,通過控制這6個外形參數(shù),可以得到圓錐型、曲錐型、鈍錐型、底部截面不規(guī)則型導(dǎo)波體。

表1 導(dǎo)波體的外形參數(shù)及其物理意義

參數(shù)化模型:

(1)

導(dǎo)波體水平面母線形式采用函數(shù)形式y(tǒng)=axb,參數(shù)b決定導(dǎo)波體水平面母線形式,其原理為:在導(dǎo)波體長L和寬W已經(jīng)確定時,采用冪次函數(shù)的形式設(shè)計生成導(dǎo)波體水平面母線,因為W=aLb,b值確定后a值隨之確定。當b值為1時,此時導(dǎo)波體為尖錐導(dǎo)波體。b值小于1時,導(dǎo)波體水平面母線為外擴張曲線,b值大于1時,導(dǎo)波體水平面母線為內(nèi)收縮曲線。

之前的研究者采用的導(dǎo)波體下表面底部型線局限于圓形和橢圓形,兩者均為向外擴張的曲線,為探究導(dǎo)波體下表面底部型線對乘波體的影響規(guī)律,采用三次多項式曲線生成導(dǎo)波體底部型線,三次多項式曲線段的函數(shù)表達式為

z=C1y3+C2y2+C3y+C4

此即為式(1)中參數(shù)化模型的導(dǎo)波體底部型線的數(shù)學表達式,其中,C1、C2、C3、C4為待求解的系數(shù)。固定曲線在y=0處的切線斜率為0,通過給定的導(dǎo)波體的寬度W和對稱面高度H以及端點處切線和水平線的夾角θ,即可求解C1、C2、C3、C4的具體數(shù)值。所以這里的參數(shù)θ可以決定導(dǎo)波體底部型線形式。隨著θ的逐漸增大,底部型線逐漸由內(nèi)收縮曲線變?yōu)橥鈹U張曲線。

對于一般的乘波體設(shè)計,所用的基準流場幾乎都是導(dǎo)波體下表面所產(chǎn)生的流場,導(dǎo)波體上表面所產(chǎn)生的流場對乘波體的特性幾乎沒有影響,所以本文中只設(shè)計導(dǎo)波體的下半部分。表1中參數(shù)L、W、H、r意義明確,如圖2所示。

圖2 導(dǎo)波體示意圖

1.2 乘波體設(shè)計

采用激波裝配法求解導(dǎo)波體生成的基準流場,具體方法見參考文獻[11],激波裝配法把三維流場中激波的位置作為求解邊界,用間斷條件將邊界兩邊的斷量聯(lián)結(jié)起來,避免了間斷的微分計算,求解過程中激波的位置是在變化的,所以整個計算網(wǎng)格是運動的,激波裝配法利用間斷條件分離出激波,求得每一時間步的激波位置,直到計算收斂后,就得到了準確的激波形狀、分布和強度。例如這里設(shè)定馬赫數(shù)為10,攻角為0度,此時尖錐導(dǎo)波體所產(chǎn)生的基準流場的激波面外形結(jié)果如圖3所示。

圖3 尖錐導(dǎo)波體激波面(Ma=10,α=0°)

為了研究導(dǎo)波體的外形改變對乘波體帶來的影響,所以應(yīng)該盡量排除因為設(shè)計方法的不同所帶來的干擾因素,這里統(tǒng)一采取較為簡單的“平切激波面”的方法來生成乘波體,以期能較為明顯地體現(xiàn)出導(dǎo)波體與乘波體在外形和容積率上的內(nèi)在關(guān)聯(lián)。以尖錐導(dǎo)波體為例,如圖4所示,其主要過程為:

1) 因為在后續(xù)研究中導(dǎo)波體的長、寬、高的值相同,故這里確定乘波體上表面底部型線為同一高度的水平直線,水平直線的位置在導(dǎo)波體高度的1/2處,將該水平型線向-x方向進行投影,與基準流場中的激波面相交,從而得到乘波體的前緣線。

2) 將得到的乘波體前緣線進行離散化處理,從這些前緣線上的離散點出發(fā),進行正向的流線追蹤直到底部截面,即可得到乘波體的下表面和下表面底部型線。

3) 乘波體的表面可以由自由流面法生成,也可以采用擴容設(shè)計。采用自由流面法,從乘波體前緣線的離散點出發(fā),生成乘波體的上表面。

4) 封閉乘波體底面,完成整個乘波體的設(shè)計。

圖4 “平切激波面”設(shè)計方法示意圖

1.3 乘波體性能評估與網(wǎng)格驗證

乘波體性能評估采用中國航天空氣動力技術(shù)研究院自主研發(fā)的“多學科應(yīng)用計算平臺軟件”(CMA),已經(jīng)過大量理論和工程驗證,使用該軟件所劃分的網(wǎng)格是一種三維非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格,乘波體壁面附近進行了網(wǎng)格加密,網(wǎng)格數(shù)約620萬,劃分好的乘波體外流場網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 乘波體網(wǎng)格

基于此三維非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格求解歐拉方程,采用SD-SLAU數(shù)值格式,時間離散格式采用LU-SGS隱式方法,變量重構(gòu)方式為MUSCL格式,數(shù)值模擬的具體方法見文獻[20]。飛行高度為40 km,飛行速度設(shè)定為馬赫數(shù)10,僅僅改變乘波體的飛行攻角,從-2°～8°,每次將攻角增加2°,進行數(shù)值模擬。

為了驗證網(wǎng)格收斂性,以本文中尖錐導(dǎo)波體所生成的乘波體外形為例,分別生成了3套不同尺度的網(wǎng)格,稀疏網(wǎng)格數(shù)量大概為271萬,中等網(wǎng)格數(shù)量大概為620萬,密網(wǎng)格數(shù)量大概為1 129萬。在設(shè)計狀態(tài)高度40 km,Ma=10,攻角α=0°時分別進行數(shù)值仿真模擬,結(jié)果如表2所示。

從表2可以看出,中等網(wǎng)格與密網(wǎng)格計算結(jié)果相差較小,變化均在1%以內(nèi),稀疏網(wǎng)格與密網(wǎng)格計算結(jié)果相差較大,最大差異為阻力系數(shù)變化1.53%。從總體來看,這3套網(wǎng)格的氣動模擬結(jié)果是相近的,誤差最大不會超過1.53%,所以這里可以認為中等網(wǎng)格(網(wǎng)格量約620萬)的數(shù)值模擬結(jié)果是可信的。

表2 不同密度網(wǎng)格的升阻特性

2 導(dǎo)波體外形特征對乘波體的影響

因為本文中試圖探究導(dǎo)波體母線形式、頭部鈍化、下表面底部型線的特征對乘波體的影響,所以在表1導(dǎo)波體外形設(shè)計的6個參數(shù)中,主要通過控制導(dǎo)波體參數(shù)b、r、θ,探究導(dǎo)波體外形改變對乘波體的影響,主要的研究思路和流程如圖6所示。

圖6 主要的研究流程

2.1 曲錐導(dǎo)波體母線對乘波體的影響

導(dǎo)波體外形參數(shù)取為:L=100 mm,W=20 mm,r=0,H=10 mm,此處主要探討曲錐導(dǎo)波體的母線形式對乘波體的影響,所以此處不引入?yún)?shù)θ設(shè)計導(dǎo)波體,底部型線固定為圓,b值分別取0.5、0.8、1、1.2、1.5。設(shè)計生成具有不同母線形式的曲錐導(dǎo)波體。

圖7為b=0.5和1.5時,導(dǎo)波體所產(chǎn)生的基準流場的激波面外形結(jié)果。

圖7 激波面外形結(jié)果(Ma=10,α=0°)

接下來通過平切激波面的方法生成乘波體,生成乘波體后,可以發(fā)現(xiàn)具有不同母線的導(dǎo)波體所生成的乘波體之間的最大區(qū)別在于乘波面中脊線形狀:母線為外擴張的導(dǎo)波體所生成的乘波面中脊線會向外擴張,母線為內(nèi)收縮的導(dǎo)波體生成的乘波面中脊線會向內(nèi)收縮,曲錐導(dǎo)波體母線和乘波面中脊線在形狀上高度吻合,乘波體的等軸側(cè)視圖和側(cè)視圖如圖8所示。

圖8 乘波體等軸側(cè)視圖和側(cè)視圖

為了方便對比分析各類導(dǎo)波體所得的乘波體的容積特性,這里引入容積率的概念,容積率為無量綱數(shù),可以在一定程度上反映乘波體飛行器的空間利用效率,這里定義容積率為

(2)

式(2)中:V為飛行器體積;S為飛行器表面積。

b值為0.5、0.8、1、1.2、1.5時所得乘波體容積率分別為0.070 37、0.069 37、0.071 08、0.072 13、0.068 70?？梢钥闯?導(dǎo)波體母線過度外擴張或內(nèi)收縮都不利于乘波體的容積特性。

從圖9可以看出,隨著b的增大,所得乘波體的升力系數(shù)和升阻比整體都呈現(xiàn)了下降的趨勢,這說明:曲錐導(dǎo)波體母線為外擴張的形式更有利于得到升力系數(shù)和升阻比更大的乘波體,結(jié)合前面的容積率分析,可以更好的權(quán)衡擴張的程度。

圖9 升力系數(shù)和升阻比隨攻角變化曲線

從圖10可以看出,母線為內(nèi)收縮形式的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心位置明顯更靠后,這是由于母線為內(nèi)收縮形式的導(dǎo)波體所得乘波面的高壓區(qū)主要集中在尾部區(qū)域,且隨著乘波體攻角的增大,母線為內(nèi)收縮形式的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心出現(xiàn)前移的現(xiàn)象,母線為外擴張形式的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心出現(xiàn)后移的現(xiàn)象,這種現(xiàn)象在b=1.5和b=0.5情況下十分明顯。通過分析乘波體外流場壓強云圖,可以得到原因。如圖11所示。

圖10 壓心位置隨攻角變化曲線

圖11 乘波體壓強云圖(Ma=10)

當飛行攻角較小時,母線為外擴張形式導(dǎo)波體所得的乘波體,它的高壓區(qū)域主要集中在乘波面的前端,隨著攻角的增大,高壓區(qū)域整體變大,整個飛行器的壓心位置就會開始后移;母線為內(nèi)收縮形式導(dǎo)波體所得的乘波體,它的高壓區(qū)域主要集中在乘波面的后端,隨著攻角的增大,高壓區(qū)域整體變大,整個飛行器的壓心位置就會前移。但從整體來看,前者的壓心位置總是更靠前的。

通過上面的分析可以知道:如果需要得到壓心位置更靠后、縱向靜穩(wěn)定性更大的乘波體,可以考慮在設(shè)計導(dǎo)波體時將母線設(shè)計為內(nèi)收縮形式,但同時也要考慮到對乘波體升阻比的影響,全面綜合地選取參數(shù)。

2.2 導(dǎo)波體鈍頭半徑對乘波體的影響

參數(shù)r為導(dǎo)波體鈍頭半徑,頭部鈍化曲線采取圓形形式,鈍化圓與母線相切。導(dǎo)波體外形參數(shù)取為:L=100 mm,W=20 mm,b=1,H=10 mm,此處主要探討鈍錐導(dǎo)波體的鈍頭半徑對乘波體的影響,所以此處不引入?yún)?shù)θ設(shè)計導(dǎo)波體,底部型線固定為圓,鈍頭半徑r分別取導(dǎo)波體長度L的1%、2%、3%、4%、5%,設(shè)計生成具有不同鈍頭半徑的鈍錐導(dǎo)波體。

圖12為鈍頭半徑r分別L的1%和5%時,鈍錐導(dǎo)波體所產(chǎn)生的基準流場激波面外形結(jié)果。

圖12 激波面外形結(jié)果(Ma=10,α=0°)

生成乘波體后,可以發(fā)現(xiàn)具有不同鈍頭半徑的導(dǎo)波體所生成乘波體的最大區(qū)別在于乘波面前緣形狀:鈍頭半徑較小的導(dǎo)波體生成的乘波面前緣形狀更加尖銳,隨著導(dǎo)波體鈍頭半徑的增大,所生成的乘波面前緣形狀更加平緩。乘波體的等軸側(cè)視圖和俯視圖如圖13所示。

圖13 乘波體等軸側(cè)視圖和俯視圖

r值為0.01L、0.02L、0.03L、0.04L、0.05L時所得乘波體容積率分別為0.061 97、0.067 95、0.074 49、0.078 19、0.079 67?？梢钥闯?導(dǎo)波體鈍頭半徑適當增大對乘波體容積率特性是有利的。

從圖14可以看出,隨著導(dǎo)波體鈍頭半徑r的增大,所得乘波體的升力系數(shù)都呈現(xiàn)上增的趨勢,但升阻比整體卻呈現(xiàn)了下降的趨勢,這是因為鈍頭半徑更大的導(dǎo)波體所得乘波體的阻力系數(shù)更大,導(dǎo)波體鈍頭半徑增大有利于得到升力系數(shù)和阻力系數(shù)都較大的乘波體,但這會降低乘波體的整體升阻比特性,這是和乘波體的容積率特性緊密相關(guān)的。

圖14 升力系數(shù)和升阻比隨攻角的變化曲線

從圖15可以看出,在乘波體飛行攻角增大時,壓心位置都出現(xiàn)了后移的現(xiàn)象,但鈍頭半徑較大的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心位置整體更靠前,這是因為這類型的乘波面頭部位置壓強較高,而鈍頭半徑較大的導(dǎo)波體所得乘波面的前緣頭部更寬大,乘波面前端整體受力更大,乘波體整體的氣動力作用位置會更靠近乘波體頭部,從而壓心位置更靠前。這種現(xiàn)象在鈍頭半徑r為L的1%和5%情況下對比十分明顯。通過分析圖16所示乘波面壓強云圖,可以清晰直觀地看出規(guī)律。

通過上面的分析可以知道:如果需要得到容積率更大的乘波體,可以考慮在設(shè)計導(dǎo)波體時選取鈍錐的形式,但同時也要考慮到其對乘波體升阻比、壓心位置的影響。

圖15 壓心位置隨攻角的變化曲線

圖16 乘波面壓強云圖(Ma=10,α=0°)

2.3 導(dǎo)波體底部型線對乘波體的影響

導(dǎo)波體外形參數(shù)取為:L=100 mm,W=20 mm,H=10 mm,b=1,r=0,此處主要探討導(dǎo)波體底部型線對乘波體的影響,所以引入?yún)?shù)θ改變導(dǎo)波體底部型線,θ分別取0°、30°、45°、60°、75°,如圖17所示,設(shè)計生成具有不同底部型線的導(dǎo)波體。圖18為θ為0°和75°時,導(dǎo)波體所產(chǎn)生的基準流場的激波面外形結(jié)果。

圖17 導(dǎo)波體下表面底部型線示意圖

圖18 激波面外形結(jié)果(Ma=10,α=0°)

生成乘波體后,可以發(fā)現(xiàn):具有不同下表面底部型線的導(dǎo)波體所生成的乘波體的最大區(qū)別在于乘波面底部型線形狀:導(dǎo)波體下表面底部型線為外擴張的導(dǎo)波體所生成的乘波面底部型線會向外擴張,導(dǎo)波體下表面底部型線為內(nèi)收縮的導(dǎo)波體所生成的乘波面底部型線會向內(nèi)收縮,導(dǎo)波體底部型線和乘波面底部型線兩者在形狀上有著很大相似性,如圖19所示。

θ值為0°、30°、45°、60°、75°時所得乘波體容積率分別為0.060 52、0.062 51、0.063 81、0.066 45、0.073 60。可以看出,導(dǎo)波體底部型線采用向外擴張的形式有利于增大所得乘波體的容積率。

從圖20可以看出,隨著θ的增大,所得乘波體的升力系數(shù)整體都呈現(xiàn)上增的趨勢。

圖20 升力系數(shù)和升阻比隨攻角的變化曲線

從圖21可以看出,底部型線采用向外擴張形式的導(dǎo)波體所得乘波體下表面的區(qū)域壓強整體高于采用向內(nèi)收縮形式的導(dǎo)波體,上下表面壓強差更大,但升阻比整體卻呈現(xiàn)了下降的趨勢,這是因為:導(dǎo)波體底部型線采用向外擴張的形式有利于得到升力系數(shù)和阻力系數(shù)都較大的乘波體,但這會降低乘波體的整體升阻比特性。結(jié)合前面的容積率分析,可以適當?shù)貦?quán)衡導(dǎo)波體底部型線外擴張的程度。

圖21 乘波體的壓強云圖(Ma=10,α=0°)

從圖22可以看出,底部型線采用向外擴張形式的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心位置稍稍靠后,但總體差別十分微小,導(dǎo)波體底部型線形式對乘波體的壓心位置幾乎沒有什么影響。

圖22 壓心位置隨攻角的變化曲線

通過上面的分析可以知道:如果需要得到容積率更大的乘波體,可以考慮在設(shè)計導(dǎo)波體時選取底部型線向外擴張的形式,但同時也要考慮到其對乘波體升阻比的影響。

3 結(jié)論

通過參數(shù)化設(shè)計導(dǎo)波體,得到了具有不同母線形式、不同鈍頭半徑、不同底部型線的導(dǎo)波體,并通過激波裝配法求解相應(yīng)的基準流場,得到乘波體;通過數(shù)值仿真,研究這些乘波體構(gòu)型的氣動特性,結(jié)合容積對比,得到結(jié)論如下:

1) 對于曲錐導(dǎo)波體而言,導(dǎo)波體的母線和所得的乘波面中脊線形狀上高度吻合;母線過度地外擴張或內(nèi)收縮都不利于乘波體的容積特性;導(dǎo)波體母線采用外擴張形式時,所得乘波體的壓心較為靠前,升阻比也較高。

2) 對于鈍錐導(dǎo)波體而言,鈍頭半徑大小主要影響的是前緣線的形狀,半徑越大,前緣線前端更平緩;適當?shù)脑龃髮?dǎo)波體鈍頭半徑有利于增大乘波體的容積率;增大導(dǎo)波體鈍頭半徑會降低乘波體的升阻比,鈍頭半徑較大的導(dǎo)波體所得乘波體的壓心會更靠前一些。

3) 導(dǎo)波體的底部型線對乘波體外形的影響主要體現(xiàn)在乘波面的下表面底部型線形狀,兩者十分相似;導(dǎo)波體底部型線采用向外擴張的形式,可以增大乘波體的容積率,但是會降低乘波體的整體升阻比。

綜上所述,在實際工程應(yīng)用中,設(shè)計乘波體時應(yīng)當綜合考量乘波體的升阻特性、裝填特性和操穩(wěn)特性,不應(yīng)顧此失彼,合理選取參數(shù)設(shè)計導(dǎo)波體外形,生成合適的基準流場,使其更好地滿足乘波體的設(shè)計需求。