三級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計技術(shù)與實驗分析

呂偵軍, 王旭東, 季衛(wèi)棟, 王江峰

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

三級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計技術(shù)與實驗分析

呂偵軍, 王旭東, 季衛(wèi)棟, 王江峰*

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

為了充分發(fā)揮乘波體布局作為吸氣式高超聲速飛行器前體的預(yù)壓縮功能，基于吻切錐原理發(fā)展了一種多級壓縮乘波體設(shè)計方法。通過該設(shè)計方法設(shè)計得到了三級壓縮錐導(dǎo)乘波體。設(shè)計狀態(tài)下的數(shù)值模擬結(jié)果顯示，該乘波體產(chǎn)生的3道錐面激波按照設(shè)計預(yù)期相交于底部截面上。該三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的上表面采用膨脹式上表面布局設(shè)計并在底部與進(jìn)氣道相連，將進(jìn)氣道唇口取為設(shè)計條件下3道錐面激波相交的位置，由此獲得了進(jìn)行風(fēng)洞實驗的三級壓縮錐導(dǎo)乘波體前體/進(jìn)氣道布局。對該型三級壓縮錐導(dǎo)乘波體前體/進(jìn)氣道布局開展了數(shù)值模擬與高超聲速風(fēng)洞實驗的對比校驗，在流場波系結(jié)構(gòu)方面得到了相吻合的結(jié)果，表明了設(shè)計方法的可靠性。

高超聲速；氣動布局；錐導(dǎo)乘波體；三級壓縮；數(shù)值模擬；風(fēng)洞實驗

0 引 言

乘波體的概念自1959年被Nonweiler[1]提出以來，經(jīng)過幾十年的研究，已經(jīng)發(fā)展出多種乘波體設(shè)計方法，其中較為經(jīng)典的是Rasmussen[2-3]等人提出的錐導(dǎo)乘波體設(shè)計方法和Sobieczky[4-5]提出的吻切錐乘波體設(shè)計方法。但對于以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機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[6]。國內(nèi)外都已針對這一問題開展了研究，已經(jīng)經(jīng)過飛行演示驗證的X-51A[7]采用了兩級壓縮。劉嘉[8]、王發(fā)民等[9]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，該方法屬于乘波體設(shè)計中的生成體法，利用該方法可以生成兩級壓縮乘波體，但改變設(shè)計條件需要重新計算生成體——楔錐流場。賀旭照[6]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，通過第一道激波對來流壓縮；后接曲面錐等熵壓縮段，通過壓縮馬赫波繼續(xù)進(jìn)行壓縮；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。

同樣為了解決乘波體壓縮量不足的問題，本文在吻切錐理論的基礎(chǔ)上，給出一種多級壓縮乘波體的設(shè)計方法，該方法屬于乘波體設(shè)計方法中的指定激波法，通過多道激波對氣流進(jìn)行壓縮，相比于馬赫波壓縮，具有直接高效的特點。給定一定的設(shè)計條件，依據(jù)發(fā)展的設(shè)計方法設(shè)計得到一個三級壓縮錐導(dǎo)乘波體構(gòu)型，對比分析其在無粘條件和粘性條件下的性能。并對該乘波前體與二元進(jìn)氣道連接的構(gòu)型進(jìn)行風(fēng)洞試驗研究。

1 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計

1.1 設(shè)計方法

多級壓縮乘波體的設(shè)計預(yù)期是由該乘波體產(chǎn)生的多道激波相交于乘波體底部截面內(nèi)，如圖1所示，以三級壓縮乘波體為例，3道激波相對于來流的激波角分別為β1、β2和β3，3道錐形激波交于圖1中底部截面的圓上。

圖1 錐形激波結(jié)構(gòu)的設(shè)計預(yù)期

在多級壓縮乘波體設(shè)計方法中，基準(zhǔn)流場采用的均是Taylor-Maccoll流動，即零迎角圓錐繞流。多級壓縮乘波體的第一級依然和傳統(tǒng)乘波體設(shè)計方法一樣在零迎角圓錐繞流基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，當(dāng)流線追蹤至圖2中第二道激波面時，流動與來流方向存在迎角α1，對于圖中虛線表示的原錐形激波面來講，這種情況下不可以用零迎角圓錐繞流來構(gòu)造第二級壓縮基準(zhǔn)流場。

多級壓縮乘波體設(shè)計方法主要解決的問題就是第二級以及后面級基準(zhǔn)流場的構(gòu)造問題。為了解決二級壓縮基準(zhǔn)流場的構(gòu)造問題，根據(jù)Sobieczky[4]提出的吻切錐理論對二級壓縮基準(zhǔn)流場進(jìn)行了重構(gòu)。吻切錐理論[4]指出：一般三維超聲速流運動方程都可以在二階精度范圍內(nèi)用一個軸對稱流的運動方程來逼近。

圖2 二級壓縮基準(zhǔn)流場構(gòu)造示意圖

Fig.2 Schematic diagram of generating cone for second-stage compression

圖3 三級壓縮基準(zhǔn)流場構(gòu)造示意圖

Fig.3 Schematic diagram of generating cone for third-stage compression

參考吻切錐原理，將圖2中的中軸線O2O3繞O2沿圖示方向旋轉(zhuǎn)α1，使新得到的軸線O2O4與A點的流動方向平行，即用一個軸線與A點流動方向平行的零迎角圓錐繞流逼近A點的流動參數(shù)，使零迎角圓錐繞流的來流參數(shù)與A點的流動參數(shù)相同，用新得到的基準(zhǔn)流場描述A點處的激波和激波后的流動。

經(jīng)過這樣處理后得到新的錐形激波面和生成錐可以用Taylor-Maccoll流動來構(gòu)造基準(zhǔn)流場，其二級壓縮的實際激波角為β2-α1。第三級壓縮的基準(zhǔn)流場采用同樣的方法進(jìn)行處理，如圖3所示，B點的流動相對于軸線O2O5存在迎角α2，經(jīng)過上述處理后，新的三級壓縮實際激波角為β3-α1-α2。

三級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計流程為：首先從前緣離散點出發(fā)，在一級壓縮基準(zhǔn)流場中流線追蹤至二級激波面；計算流線與二級激波面交點處流動相對于二級錐形激波軸線的迎角，進(jìn)行上述處理得到新的零迎角圓錐繞流流場；在新的錐形流場中繼續(xù)流線追蹤至三級激波面，進(jìn)行與二級相同的處理后繼續(xù)流線追蹤至指定長度。最終獲得如圖4所示的某吻切平面內(nèi)的三級壓縮乘波體形狀和激波結(jié)構(gòu)。

至此得到一個吻切平面內(nèi)的三級壓縮的三段基準(zhǔn)流場以及該吻切平面內(nèi)的流線。在多級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計方法中，不同的吻切平面中只有第一級壓縮基準(zhǔn)流場是同一個流場，后面級的基準(zhǔn)流場根據(jù)流線與激波面的交點處的流動參數(shù)確定，類似于吻切錐乘波體設(shè)計中各吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場均不相同。本文各吻切平面內(nèi)的二級和三級基準(zhǔn)流場只用于描述當(dāng)前吻切平面內(nèi)的流動，當(dāng)計算另一個吻切平面內(nèi)的流線時需要重新計算二三級基準(zhǔn)流場。在獲得所有吻切平面內(nèi)的流線后，通過建模軟件即可得到其三維外形。

圖4 吻切平面內(nèi)流線及激波示意圖

Fig.4 Schematic diagram of streamline and shock waves in osculating plane

Taylor-Maccoll流動精確解的計算域是從激波后開始至錐面為止的扇形區(qū)域，在計算域內(nèi)其有一個特征是由錐頂點發(fā)出的射線上流動參數(shù)是相等的，常規(guī)乘波體設(shè)計中采用的Taylor-Maccoll流動其激波前流動也是相等的，緊靠激波后參數(shù)由波前參數(shù)通過斜激波關(guān)系式計算得到。而本文圖2中的二級壓縮基準(zhǔn)流場激波前面沿激波上的流動參數(shù)是處處不相等的，其激波后流動是否還能夠滿足或者近似滿足Taylor-Maccoll流動將決定多級壓縮乘波體設(shè)計方法的合理性。由于目前尚沒有發(fā)展出相應(yīng)的理論來證明，并且數(shù)值模擬無法給出處處不同的來流條件，本文只能通過先設(shè)計得到多級壓縮乘波體，再由多級壓縮乘波體的流場反過來驗證這一點。

1.2 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體

根據(jù)多級壓縮乘波體設(shè)計方法編寫設(shè)計程序。設(shè)計程序?qū)崿F(xiàn)了多級壓縮乘波體的生成、計算網(wǎng)格的自動生成以及通過各基準(zhǔn)流場的Taylor-Maccoll流動計算設(shè)計預(yù)期流場。給定三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的設(shè)計條件為來流馬赫數(shù)6.0；壓強1 197Pa；溫度226.5K；密度0.01 841kg/m3；三級壓縮激波角分別為11.315°、16.033°和22.155°；乘波體長度為16m。給定乘波體的前緣，上表面取來流自由流面時，設(shè)計得到的三級壓縮錐導(dǎo)乘波體(WR3)，如圖5所示。

2 數(shù)值模擬分析

2.1 無粘條件

由于設(shè)計過程是基于無粘條件進(jìn)行的，因此通過CFL3d對圖5所示三級壓縮錐導(dǎo)乘波體在設(shè)計條件下的無粘數(shù)值模擬結(jié)果來驗證設(shè)計方法，并與設(shè)計程序通過求解Taylor-Maccoll流動得到的流場進(jìn)行對比。設(shè)計程序計算得到的流場是按照設(shè)計預(yù)期來求解的，并不是真實的流場，而是設(shè)計方法預(yù)期達(dá)到的流場。在設(shè)計程序中通過代數(shù)生成法生成了多級壓縮乘波體的計算網(wǎng)格，各網(wǎng)格點的流動參數(shù)不是由數(shù)值模擬方法或者特征線方法計算得到，而是根據(jù)網(wǎng)格點所處的位置計算該點的流動參數(shù)，若網(wǎng)格點位于第一道激波前或上表面則直接賦為來流參數(shù)；若網(wǎng)格點位于一級壓縮區(qū)域內(nèi)則通過求解一級壓縮Taylor-Maccoll流動得到該點的流動參數(shù)；若網(wǎng)格點位于二級壓縮區(qū)域內(nèi)則通過求解圖2中二級壓縮Taylor-Maccoll流動得到該點的流動參數(shù)，以此類推得到整個流場。圖6對比了由設(shè)計程序和CFL3d分別計算得到的對稱面所在吻切平面內(nèi)的馬赫數(shù)等值線，2幅圖中所取的馬赫數(shù)尺度相同。

圖5 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體

(a) Taylor-Maccoll流動精確解計算得到的對稱面吻切平面內(nèi)流場

(b) CFL3d數(shù)值模擬計算得到的對稱面吻切平面內(nèi)流場

Fig.6 Comparison of flow field obtained by design code and numerical simulation

由對稱面內(nèi)的流場可以看出，理論解中激波是沒有厚度的，多條馬赫數(shù)等值線聚合在一起，3道激波按照設(shè)計預(yù)期精確地相交于一點。在實際數(shù)值解中，受網(wǎng)格和計算精度的制約，這種理想化的激波結(jié)構(gòu)是無法達(dá)到的，但數(shù)值模擬流場還是與設(shè)計程序計算得到的流場具有高度的一致性。雖然激波前面沿激波的來流流動參數(shù)是不相等的，但經(jīng)過激波壓縮后，激波后的流動參數(shù)又歸為相等，而Taylor-Maccoll流動正是要求激波后面沿激波的流動參數(shù)相等。因此經(jīng)過數(shù)值模擬流場與設(shè)計程序得到的理論流場進(jìn)行對比后，可以認(rèn)為按圖2傾轉(zhuǎn)圓錐方式處理后的流場是滿足或者說是高度近似于滿足Taylor-Maccoll流動。其他吻切平面內(nèi)流場與對稱面內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)相同，參考吻切錐原理，用零迎角圓錐繞流流動(Taylor-Maccoll流動)在二階精度范圍內(nèi)逼近當(dāng)前吻切平面激波后的流動在多級壓縮乘波體設(shè)計方法中是可行的。

圖7為該乘波體在無粘條件下的激波結(jié)構(gòu)圖，圖中各截面內(nèi)的激波形狀均為圓弧狀，3道激波為圖1所示錐面激波中的一部分，并且相交于乘波體底部截面。數(shù)值模擬結(jié)果與設(shè)計預(yù)期吻合，說明了多級壓縮乘波體設(shè)計方法是可行的。

圖7 無粘條件下三級壓縮錐導(dǎo)乘波體激波結(jié)構(gòu)

Fig.7 The shock wave shape of three-stage compression cone-derived waverider under inviscid condition

同時需要對設(shè)計得到的三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的壓縮性能進(jìn)行一定的分析。流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、壓縮后馬赫數(shù)和壓比p/p∞是評價乘波體壓縮性能的重要參數(shù)。壓縮后的參數(shù)均是底部截面內(nèi)激波與乘波體之間的面積平均參數(shù)，流量系數(shù)σ代表了氣流到達(dá)進(jìn)氣道進(jìn)口處的質(zhì)量通量的相對變化率，表達(dá)式為σ=ρu/(ρu)∞[8]。總壓恢復(fù)系數(shù)η=p02/p01為壓縮后的總壓與來流總壓的比值，它反映了氣流經(jīng)過前體后的能量損失。為了說明三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的壓縮能力，在相同設(shè)計條件下分別設(shè)計得到了如圖8所示的傳統(tǒng)單級錐導(dǎo)乘波體(WR1)及二級壓縮錐導(dǎo)乘波體(WR2)。

圖8 單級與二級壓縮錐導(dǎo)乘波體

Fig.8 Single stage and two-stage compression cone-derived waverider

對生成的單級和二級壓縮錐導(dǎo)乘波體進(jìn)行了無粘設(shè)計條件下的數(shù)值模擬，分別計算了3種錐導(dǎo)乘波體底部截面內(nèi)激波與乘波體之間區(qū)域的壓縮參數(shù)，如表1所示。由表中數(shù)據(jù)可知，三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的流量系數(shù)由傳統(tǒng)單級乘波體的1.38提升至2.73，壓縮后馬赫數(shù)有了明顯的降低，壓比提升至4.6，表明了多級壓縮乘波體有效解決了傳統(tǒng)乘波體壓縮量不足的問題。本文中二三級激波角取值較小，取較大的二三級激波角可以獲得更大的流量系數(shù)。

表1 3種錐導(dǎo)乘波體壓縮性能參數(shù)

2.2 粘性條件

同時對三級壓縮錐導(dǎo)乘波體進(jìn)行了粘性條件下的數(shù)值模擬分析，表2給出了該乘波體在有粘和無粘條件下的升阻力數(shù)據(jù)，參考面積取三級壓縮錐導(dǎo)乘波體下表面面積。由于粘性的存在，相比于無粘條件升阻比下降了14.7%，升力下降了0.87%，導(dǎo)致升阻比下降的主要原因是考慮粘性后阻力增加了16.16%。

考慮粘性后，在前緣位置出現(xiàn)了小量的溢流現(xiàn)象，如圖9所示。圖中激波結(jié)構(gòu)與無粘條件下相比沒有太大的變化，只在粘性邊界層作用下各級壓縮角均有所增大，使底部截面的三道激波相距一段很小的距離。

表2 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體氣動性能參數(shù)

圖9 粘性條件下三級壓縮錐導(dǎo)乘波體激波結(jié)構(gòu)

Fig.9 The shock wave shape of three-stage compression cone-derived waverider under viscous condition

圖10給出了三級壓縮錐導(dǎo)乘波體在無粘和粘性條件下底部截面密度云圖的對比圖。圖中由粘性產(chǎn)生的邊界層將激波和激波內(nèi)的流動向下移動了一定的距離，移動的距離約為邊界層的厚度，并在前緣處出現(xiàn)了一些溢流。邊界層對多級壓縮乘波體產(chǎn)生的激波的影響機理相當(dāng)于邊界層的存在增加了乘波體的厚度，從而增加了激波角，使整體流動向下移動。在對多級壓縮乘波體的研究過程中發(fā)現(xiàn)，激波對邊界層厚度同樣具有壓縮作用，在多級壓縮乘波體第二級及后面級產(chǎn)生激波的位置，激波后的邊界層厚度會降低。圖10底部截面上經(jīng)過第二級和第三級激波壓縮后的邊界層厚度要比相同流程的平板邊界層厚度小，這保證了多級壓縮乘波體由于邊界層產(chǎn)生的升力損失比傳統(tǒng)乘波體小。

圖10 有粘和無粘條件下底部截面流場密度對比

Fig.10 Viscous and inviscid density contour comparison at bottom section

升阻力數(shù)據(jù)的對比結(jié)果、激波結(jié)構(gòu)以及底部截面流場對比結(jié)果表明，經(jīng)過多級壓縮乘波體設(shè)計方法設(shè)計出來的乘波體在粘性條件下依然具有良好的乘波特性。

3 高超聲速風(fēng)洞校核實驗

上表面采用自由流面的乘波體具有尖銳的前緣，在前緣處造成嚴(yán)重的氣動加熱問題[12-14]，并存在容積率低的缺點，且不便于風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ图庸ぃ虼嗽趹?yīng)用乘波體時，采用膨脹式上表面。為了在風(fēng)洞實驗中標(biāo)明激波交匯的位置，在三級壓縮錐導(dǎo)乘波體后加了一段進(jìn)氣道，進(jìn)氣道唇口按照波系貼口原理取底部截面上3道激波交匯圓弧的一段，進(jìn)氣道用于觀察3道激波能否交于唇口從而通過實驗驗證設(shè)計方法。由此獲得了進(jìn)行風(fēng)洞實驗的三級壓縮錐導(dǎo)乘波體前體/進(jìn)氣道布局，如圖11所示。

圖11 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體前體/進(jìn)氣道

Fig.11 The three-stage compression cone-derived waverider forbady and inlet configuration

數(shù)值模擬和風(fēng)洞實驗相互驗證[10-11]是研究高超聲速飛行器氣動布局的一個有效手段。本文對發(fā)展的設(shè)計方法進(jìn)行了高超聲速風(fēng)洞實驗，在波系結(jié)構(gòu)方面與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對比校驗。風(fēng)洞實驗所使用的縮比實體模型如圖12所示，模型材料為HP20鋼，采用數(shù)控銑磨加工成型。模型長236mm，寬135mm，厚度為50mm，縮比為1∶85。

圖12 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷纳舷卤砻?/p>

風(fēng)洞實驗設(shè)備為南京航空航天大學(xué)高超聲速風(fēng)洞(NHW)，實驗段噴管出口直徑為500mm，名義實驗馬赫數(shù)范圍為5.0～8.0，模擬飛行高度為27～59km。圖13為馬赫數(shù)5.752、總壓0.285 6MPa、總溫563K條件下，迎角4.012 7°時的流場紋影圖與數(shù)值模擬流場圖。圖14為該構(gòu)型在馬赫數(shù)4.975、總壓0.346 5MPa、總溫546K條件下，迎角為4.320 3°時的流場紋影圖與數(shù)值模擬流場圖。

圖13 馬赫數(shù)5.752，總壓0.285 6MPa，總溫563K條件下，迎角為4.012 7°時的流場紋影圖與流場

Fig.13 Shadow graph map and flowfield atMa5.752, total pressure 0.285 6MPa, total temperature 563K, angle of attack 4.012 7°

圖14 馬赫數(shù)4.975，總壓0.346 5MPa，總溫546K條件下，迎角為4.320 3°時的流場紋影圖與流場

Fig.14 Shadow graph map and flowfield atMa4.975, total pressure 0.346 5MPa, total temperature 546K, angle of attack 4.320 3°

從風(fēng)洞實驗紋影圖來看，3道激波都能夠相交于進(jìn)氣道唇口附近。無粘設(shè)計時設(shè)計迎角為0°，考慮粘性后，激波由于邊界層的存在會向下偏移，使激波偏離了進(jìn)氣道唇口，實驗時給定4°左右的迎角使激波向進(jìn)氣道唇口靠近。實驗結(jié)果表明，在實際應(yīng)用多級壓縮乘波體時可以給定一定的迎角以消除激波偏離進(jìn)氣道唇口的問題。

由于第二道激波實際壓縮轉(zhuǎn)折角偏小，并且3道激波均為三維錐面激波，二三級激波分別包裹在前面的激波內(nèi)，造成第二道激波在流場紋影圖中并不能很好地分辨出。這一點也可以從數(shù)值模擬的流場圖中看出，在流場密度云圖中第二道激波由于其壁面轉(zhuǎn)折角偏小而并不明顯。

由于受風(fēng)洞實驗設(shè)備和觀測手段的限制，只能從紋影圖中看到對稱面的激波結(jié)構(gòu)。從數(shù)值計算和風(fēng)洞實驗的對比結(jié)果來看，2者對稱面內(nèi)流場相吻合，在風(fēng)洞實驗中該三級壓縮錐導(dǎo)乘波體能夠產(chǎn)生3道激波，并且激波能夠和數(shù)值模擬結(jié)果一樣相交于進(jìn)氣道唇口。通過風(fēng)洞實驗驗證了本文多級壓縮乘波體的設(shè)計預(yù)期是能夠?qū)崿F(xiàn)的，同時也表明了設(shè)計方法的可行性。

實驗紋影和數(shù)值模擬圖中膨脹式上表面對來流先壓縮后膨脹，能夠降低除頭部一段區(qū)域外的上表面所受到的壓力，進(jìn)一步提升升力。采用膨脹式上表面后，對稱面附近截面內(nèi)還是可以保持激波附體的，但越往兩側(cè)，激波會出現(xiàn)脫體，使乘波特性減弱。雖然前緣鈍化及膨脹式上表面使激波脫體的現(xiàn)象無法避免，但可以通過上表面的優(yōu)化設(shè)計使脫體程度降到最低，這方面的工作還需進(jìn)一步的研究。

4 結(jié) 論

三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的數(shù)值和實驗研究結(jié)果表明：

(1) 參考吻切錐原理，用傾轉(zhuǎn)圓錐繞流在二階精度內(nèi)逼近多級壓縮激波后的流場的方法在多級壓縮乘波體設(shè)計中是可行的。

(2) 設(shè)計狀態(tài)下無粘數(shù)值模擬結(jié)果與理論設(shè)計預(yù)期相符，風(fēng)洞實驗與數(shù)值計算得到的流場吻合，數(shù)值模擬驗證了多級壓縮乘波體設(shè)計方法的正確性，風(fēng)洞實驗驗證了對稱面內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)是滿足設(shè)計預(yù)期及數(shù)值模擬結(jié)果的，從側(cè)面間接證明了設(shè)計方法的可行性。

(3) 相較于相同設(shè)計條件下的傳統(tǒng)單級壓縮乘波體，三級壓縮錐導(dǎo)乘波體的流量系數(shù)提升了97.8%，壓縮后馬赫數(shù)由5.55降低至4.64，壓比由1.60提升至4.61，由于一級激波角受到飛行器整體尺寸的限制，不能隨意改動，但二三級激波角不會受到這方面的限制，給定更大的二三級激波角，可以獲得更大的流量系數(shù)，實際應(yīng)用時根據(jù)具體的進(jìn)氣道要求進(jìn)行設(shè)計。通過多級壓縮乘波體設(shè)計方法設(shè)計得到的乘波體對來流進(jìn)行多次激波壓縮，可有效解決傳統(tǒng)乘波體壓縮量不足的問題。

(4) 文中以三級壓縮錐導(dǎo)乘波體驗證多級壓縮乘波體設(shè)計方法，實際應(yīng)用時，該方法可以生成任意壓縮級數(shù)的乘波體，并可以應(yīng)用到錐導(dǎo)和吻切錐乘波體中。

由設(shè)計方法設(shè)計得到的乘波體在數(shù)值模擬和風(fēng)洞實驗方面進(jìn)行了驗證，但在多級壓縮乘波設(shè)計方法可靠性的理論證明方面還有所欠缺，后期將對這方面展開研究，使多級壓縮乘波體設(shè)計方法更加完備。為了更進(jìn)一步研究多級壓縮乘波體，后期考慮在原實驗?zāi)Ｐ偷幕A(chǔ)上進(jìn)行測壓實驗，測出其下表面的壓力分布與數(shù)值結(jié)果進(jìn)行對比。并開展以多級壓縮乘波體為前體的高超聲速飛行器整體氣動布局設(shè)計與性能分析。

[1] Nonweiler T R F. Aerodynamic problems of manned space vehicles[J]. Journal of Royal Aeronautical Society, 1959, 63: 512- 528.

[2] Rasmussen M L, Jischke M C, Daniel D C. Experimental forces and moments on cone-derived waveriders forM∞=3 to 5[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1982, 19(6): 592-598.

[3] Rasmussen M L, Jischke M C, Daniel D C. Waverider configurations derived from inclined circular and elliptic cones[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1980, 17(6): 537-545.

[4] Sobieczky H, Dougherty F C, Jones K D. Hypersonic waverider design from given shock waves[C]. First International Waverider Symposium, University of Maryland, 1990.

[5] Jones K D, Sobieczky H, Seebass A R, et al. Waverider design for generalized shock geometries[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1995, 32(6): 957-963.

[6] 賀旭照, 倪鴻禮. 密切曲面錐乘波體—設(shè)計方法與性能分析[J]. 力學(xué)學(xué)報, 2011, 43(6): 1077-1082.

He Xuzhao, Ni Hongli. Osculating inward turning cone: design methods and performance analysis[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2011, 43(6): 1077-1082.

[7] Matthew P B, Steven P S. Effect of freestream noise on roughness-induced transition for the X-51A forebody[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 45(6): 1106-1116.

[8] 劉嘉, 王發(fā)民. 乘波前體構(gòu)型設(shè)計與壓縮性能分析[J]. 工程力學(xué), 2003, 20(6): 130-134.

Liu Jia, Wang Famin. Waverider configuration design and forebody compressibility analysis[J]. Engineering Mechanics, 2003, 20(6): 130-134.

[9] 王發(fā)民, 李立偉, 姚文秀, 等. 乘波飛行器構(gòu)型方法研究[J]. 力學(xué)學(xué)報, 2004, 36(5): 513-519.

Wang Famin, Li Liwei, Yao Wenxiu, et al. Research on waverider configuration method[J]. Acta Mechanica Sinica, 2004, 36(5): 513- 519.

[10] 賀旭照, 周正, 毛鵬飛, 等. 密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計和試驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2014, 28(3): 39-44.

He Xuzhao, Zhou Zheng, Mao Pengfei, et al. Design and experimental study of osculating inward turning cone waverider/inlet (OICWI)[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28 (3): 39-44.

[11] 賀元元, 樂嘉陵, 倪鴻禮. 吸氣式高超聲速機體/推進(jìn)一體化飛行器數(shù)值和試驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2007, 21(2): 29-34.

He Yuanyuan, Le jialing, Ni Hongli. Numerical and experimental study of airbreathing hyoersonic airframe/propulsion integrative vehicle[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2007, 21(2): 29-34.

[12] 李曉宇, 歐海英, 李洪偉, 等. 鈍前緣乘波體氣動特性研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2010, 30(3): 122-124.

Li Xiaoyu, Ou Haiying, Li Hongwei, et al. Aerodynamic performance of waveriders with blunt edges[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2010, 30(3): 122-124.

[13] 徐大軍, 蔡國飆, 樂川. 吸氣式高超聲速飛行器氣動熱試驗研究[J]. 宇航學(xué)報, 2006, 27(5): 1004-1009.

Xu Dajun, Cai Guobiao, Yue Chan. Aeroheating experiment for airbreathing hypersonic vehicle[J]. Journal of Astronautics, 2006, 27(5): 1004-1009.

[14] 劉建霞, 塵軍, 侯中喜, 等. 一種乘波構(gòu)型邊緣鈍化方法的仿真與試驗研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(2): 171-176.

Liu Jianxia, Chen Jun, Hou Zhongxi, et al. Numerical and experimental study of one blunt method for waverider configuration[J]. ACTA Aerodynamica Sinica, 2014, 32(2): 171-176.

[15] 肖虹, 高超, 黨云卿. 乘波體構(gòu)型飛行器的高超聲速測壓實驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2011, 25(3): 34-36.

Xiao Hong, Gao Chao, Dang Yunqing. Experimental study on aerodynamic characteristics of a hypersonic waverider configuration[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(3): 34-36.

(編輯：李金勇)

Design and experimental analysis of three-stage compression cone-derived waverider

Lyu Zhenjun, Wang Xudong, Ji Weidong, Wang Jiangfeng*

(College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

In order to give full play to the waverider forebody’s pre-compression effect, a new design method for the multistage compression waverider is presented based on the osculating cone theory. A three-stage cone-derived waverider is designed by using this design method. Numerical simulation results show that three conical shock waves intersect at the bottom section as expected in design. The three-stage compression cone-derived waverider used in wind tunnel tests has an expanded upper surface. At the bottom section the waverider is connected with the inlet. The shape of the inlet lip is designed to match the contour of the three conical shock waves intersection. Experimental research on the waverider forebody-inlet model is conducted. It is found that the shock wave shape is in good agreement with the numerical simulation result. Therefore, the correctness of the design method is validated.

hypersonic;aerodynamic configuration;cone-derived waverider;three-stage compression;numerical simulation;wind tunnel experiment

1672-9897(2015)05-0038-07

10.11729/syltlx20150003

2015-01-12;

2015-04-21

LyuZJ,WangXD,JiWD,etal.Designandexperimentalanalysisofthree-stagecompressioncone-derivedwaverider.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 38-44. 呂偵軍, 王旭東, 季衛(wèi)棟, 等. 三級壓縮錐導(dǎo)乘波體設(shè)計技術(shù)與實驗分析. 實驗流體力學(xué), 2015, 29(5): 38-44.

V221+.3

A

呂偵軍(1987-)，男，江蘇泰州人，博士。研究方向：高超聲速飛行器氣動布局。通信地址：江蘇省南京市御道街29號南京航空航天大學(xué)342信箱(210016)。E-mail：lzhj1987124@126.com

*通信作者 E-mail: wangjf@nuaa.edu.cn