乘波概念應(yīng)用于吸氣式高超聲速飛行器機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法研究綜述

丁 峰, 柳 軍,*, 沈赤兵, 劉 珍, 陳韶華, 黃 偉

(1. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院, 長沙 410073; 2. 國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室, 長沙 410073)

0 引 言

自20世紀(jì)60年代以來的大量研究[1-2]充分說明，機體與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計是實現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行的關(guān)鍵，良好的機體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計能夠滿足設(shè)計人員對吸氣式高超聲速飛行器氣動-推進(jìn)性能的綜合需求。

吸氣式高超聲速飛行器機體包括前體、機翼和后體，此處機翼泛指機體兩側(cè)主要提供升力的扁平機體部分[3]。高超聲速飛行所依賴的推進(jìn)系統(tǒng)主要是超燃沖壓發(fā)動機，包括進(jìn)氣道、燃燒室、噴管等部件。超燃沖壓發(fā)動機在吸氣式高超聲速飛行器機體上的布局位置和數(shù)量應(yīng)根據(jù)飛行任務(wù)需求來進(jìn)行設(shè)計，其形式多種多樣。進(jìn)氣道需要為超燃沖壓發(fā)動機燃燒室工作提供滿足參數(shù)要求的壓縮氣流，其所需要的上游捕獲氣流可能受到飛行器機體各部件的干擾；而燃燒室和噴管基本屬于內(nèi)部部件，其上游流動主要受制于進(jìn)氣道或燃燒室出口性能參數(shù)，基本不受機體部件的流動干擾。因此，吸氣式高超聲速飛行器機體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計的核心之一是飛行器機體和進(jìn)氣道的一體化設(shè)計[4]。

從工作性能和總體設(shè)計參數(shù)角度考慮，高超聲速飛行器設(shè)計對機體和進(jìn)氣道的要求存在差異：對機體的設(shè)計要求，主要為高升阻比、高有效容積以及良好的前緣氣動熱防護(hù)性能；而對進(jìn)氣道的設(shè)計要求，則是以最小的氣流能量損失為燃燒室提供盡可能多的有效氣源[5]。由于機體、進(jìn)氣道兩者在工作要求、設(shè)計思路和方法上的不同，在很長一段時間里，機體/進(jìn)氣道一體化只能做到分別設(shè)計兩種高性能部件，然后對其進(jìn)行簡單疊加和折中。但一體化設(shè)計問題并非如此簡單，制約總體性能提高的關(guān)鍵在于缺乏高效的機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。

在高超聲速飛行器的氣動構(gòu)型中，乘波體[6]利用前緣貼體激波壓縮原理(乘波原理)實現(xiàn)了構(gòu)型在高超聲速飛行條件下高升阻比的氣動要求，從而使得乘波體成為高超聲速飛行器的理想氣動構(gòu)型[7-11]。乘波體構(gòu)型應(yīng)用于吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計主要有兩大優(yōu)勢：一是可以高效地捕獲預(yù)壓縮后的氣流。這是因為通過乘波體的前緣激波壓縮，不僅可以實現(xiàn)預(yù)壓縮氣流的目的，還可以減少氣動構(gòu)型下表面高壓區(qū)溢向上表面低壓區(qū)的氣流，從而盡可能多地捕獲氣流。二是通過優(yōu)化(如選取合適的激波角)，可以實現(xiàn)飛行器的高升阻比性能設(shè)計[12-13]。

基于這兩個優(yōu)勢，將乘波概念應(yīng)用于高超聲速飛行器機體/進(jìn)氣道氣動一體化設(shè)計，其方法可以分為兩大類[14]：

第一類是利用乘波設(shè)計的第一個優(yōu)勢，將乘波體同時作為飛行器前體和進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道高效地提供所需預(yù)壓縮氣流，可以稱之為“乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法”。

第二類則是同時利用乘波設(shè)計的兩大優(yōu)勢，可以稱之為“乘波機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法”。基本思路是：乘波體不僅作為飛行器前體和進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，而且作為整個飛行器的基本構(gòu)型，并通過幾何修型等方法，將發(fā)動機置于乘波機體腹部，使得在設(shè)計飛行狀態(tài)下，頭部激波依然能夠貼附在整個飛行器的前緣，整個機體能夠保持良好的乘波特性。此方法不僅能夠發(fā)揮乘波體高升阻比的特性，還能發(fā)揮乘波體高效捕獲預(yù)壓縮氣流的特性，從而在飛行器整體氣動特性和進(jìn)氣道捕獲壓縮氣流特性兩個層次都能獲得理想的設(shè)計性能。

下面具體介紹這兩大類設(shè)計方法的研究現(xiàn)狀。

1 乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法

已有眾多研究者開展了乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法研究。他們通過設(shè)計基準(zhǔn)流場進(jìn)行流向設(shè)計，應(yīng)用吻切理論或幾何拼接進(jìn)行展向設(shè)計。有些設(shè)計方法僅考慮流向設(shè)計，有些設(shè)計方法則同時考慮流向設(shè)計和展向設(shè)計。為了便于歸納各種設(shè)計思路，下面從流向和展向兩個方向總結(jié)現(xiàn)有的典型設(shè)計方法。

1.1 流向設(shè)計

針對流向設(shè)計，研究者主要從兩個方向來發(fā)展該類方法：

第一個方向是將乘波前體作為進(jìn)氣道的第一級預(yù)壓縮面，其后用多級楔或二維等熵壓縮面連接，進(jìn)一步壓縮氣流直至滿足進(jìn)氣道入口要求。該方法可以歸納為“直線型面前體+多級楔/等熵壓縮構(gòu)成的組合前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計”，例如美國馬里蘭大學(xué)Starkey和Lewis[15]的方案，如圖1所示。

圖1 乘波前體作為第一級預(yù)壓縮面的前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[15]

第二個方向是將乘波前體作為進(jìn)氣道的整個預(yù)壓縮面，氣流經(jīng)過前體壓縮后直接進(jìn)入進(jìn)氣道。該方法可以歸納為“曲線型面前體+等熵壓縮構(gòu)成的全曲面前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計”，例如中國空氣動力研究與發(fā)展中心吳穎川等[16-17]的方案，如圖2所示。

圖2 乘波前體作為整個預(yù)壓縮面的前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[16-17]

Fig.2Waveriderforebodyusedasthewholepre-compressionsurface[16-17]

上述兩個方向在設(shè)計思路上的最大區(qū)別在于：前者的乘波前體不是全部的進(jìn)氣道預(yù)壓縮面，而后者的乘波前體可以作為全部的進(jìn)氣道預(yù)壓縮面。因此，前者并不是嚴(yán)格意義上的乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計，而是一種類乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計。進(jìn)一步的，由于前者要為乘波前體匹配一個多級楔/等熵壓縮面，增加了設(shè)計復(fù)雜度，不利于一體化的參數(shù)化設(shè)計；而后者的乘波前體可以與進(jìn)氣道融合在一個基準(zhǔn)流場中進(jìn)行設(shè)計，可以極大地方便參數(shù)化設(shè)計。

影響乘波前體/進(jìn)氣道一體化氣動性能的關(guān)鍵，并不是乘波前體是否作為進(jìn)氣道的全部預(yù)壓縮面(因為兩者并沒有本質(zhì)區(qū)別)，而是乘波前體的類型。乘波前體的類型主要由基準(zhǔn)流場的類型決定。由基準(zhǔn)流場設(shè)計乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，主要有兩種思路：第一種是由基準(zhǔn)流場生成乘波前體，再匹配一個進(jìn)氣道，構(gòu)成一體化構(gòu)型。其優(yōu)勢在于乘波前體和進(jìn)氣道在參數(shù)相互匹配的前提下可以分開單獨設(shè)計，設(shè)計自由度更大，而其主要劣勢則在于一體化程度降低。第二種思路是在混合壓縮的基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，同時生成乘波前體和進(jìn)氣道。其優(yōu)勢是乘波前體和進(jìn)氣道在同一個基準(zhǔn)流場中構(gòu)建出來，兩者的一體化程度更高，但兩者受到的幾何約束也更大，在工程應(yīng)用中需要作修型處理。

用于前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計的基準(zhǔn)流場可以分為二維平面基準(zhǔn)流場、外錐基準(zhǔn)流場、內(nèi)錐基準(zhǔn)流場以及三維非軸對稱基準(zhǔn)流場等類型。下面從基準(zhǔn)流場類型的角度歸納總結(jié)現(xiàn)有的典型設(shè)計方法。

1.1.1二維平面基準(zhǔn)流場

應(yīng)用于乘波前體設(shè)計的二維平面基準(zhǔn)流場主要包括尖楔繞流場和二維曲面壓縮流場，兩種基準(zhǔn)流場分別用于設(shè)計楔導(dǎo)乘波前體和二維曲面壓縮乘波體。

楔導(dǎo)乘波前體[6]作為飛行器前體用于一體化設(shè)計，其最大優(yōu)勢是流場均勻度好且便于優(yōu)化設(shè)計，這是因為它的基準(zhǔn)流場是二維尖楔繞流，其幾何構(gòu)型、流場參數(shù)和氣動性能參數(shù)均可用解析方法快速求解。設(shè)計楔導(dǎo)乘波前體包括恒定楔角和變楔角兩種方法[18]。應(yīng)用恒定楔角方法生成的楔導(dǎo)乘波前體，在其前緣產(chǎn)生平面激波，而應(yīng)用變楔角方法生成的楔導(dǎo)乘波前體可以產(chǎn)生前緣三維激波；與恒定楔角方法相比，變楔角方法更具靈活性，便于匹配進(jìn)氣道。美國馬里蘭大學(xué)的Starkey和Lewis等[15,19-20]應(yīng)用變楔角楔導(dǎo)乘波前體(如圖3所示)作為多模塊發(fā)動機的第一級預(yù)壓縮面，開展了楔導(dǎo)乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法研究。

圖3 變楔角楔導(dǎo)乘波前體[20]

不同于楔導(dǎo)乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計采用二維尖楔繞流，李怡慶等[21]應(yīng)用如圖4所示的二維曲面壓縮流場作為設(shè)計乘波前體的基準(zhǔn)流場，發(fā)展出壓力分布可控的乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，生成的二維曲面壓縮乘波前體/進(jìn)氣道一體化方案三維模型如圖5所示。研究表明，二維曲面壓縮乘波前體/進(jìn)氣道一體化、楔導(dǎo)乘波前體/進(jìn)氣道一體化兩種方案具有相似的外形尺寸和乘波特性，而且前者的進(jìn)氣道流量系數(shù)比后者提高了5%，進(jìn)氣道出口壓升比提高了6.4%，總壓恢復(fù)系數(shù)提高了2.3%。

圖4 二維曲面壓縮基準(zhǔn)流場結(jié)構(gòu)圖[21]

圖5 二維曲面壓縮乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方案三維視圖[21]

Fig.52Dcurvedsurface-compressionwaveriderforebody/inletintegrationconfiguration[21]

1.1.2外錐基準(zhǔn)流場

外錐包括直錐和曲面錐，對應(yīng)的直錐/曲面錐基準(zhǔn)流場都先后應(yīng)用于乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計。

英國倫敦帝國理工學(xué)院的Javaid和Serghides[22-23]利用直錐基準(zhǔn)流場設(shè)計生成錐導(dǎo)乘波前體[24]，將其作為一體化構(gòu)型的第一級預(yù)壓縮面來設(shè)計高超聲速飛行器，該方法可以歸納為“錐導(dǎo)乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計”。與楔導(dǎo)乘波前體相比，錐導(dǎo)乘波前體容積效率增大，但由于其三維流場特性，降低了進(jìn)氣道入口氣流均勻度[25]。

為了提高乘波前體出口的氣流壓升比，同時保證中間流場的氣流均勻度，中國空氣動力研究與發(fā)展中心的賀旭照等[26-27]將曲面錐基準(zhǔn)流場應(yīng)用于乘波體設(shè)計，提出吻切(密切)曲面錐乘波前體設(shè)計方法。曲面錐乘波前體波系結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 曲面錐乘波前體波系結(jié)構(gòu)[26-27]

吳穎川等[16-17]在吻切曲面錐乘波前體研究基礎(chǔ)上，應(yīng)用曲面錐基準(zhǔn)流場發(fā)展了曲面錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法(其設(shè)計構(gòu)想見圖2)，通過展向截斷的方式生成完整飛行器構(gòu)型，并與常規(guī)飛行器構(gòu)型進(jìn)行了對比研究。研究表明，前者相較于后者具有低阻力、高總壓恢復(fù)、高流量捕獲等優(yōu)勢，繼承了曲面錐基準(zhǔn)流場的高壓縮效率特性。

1.1.3內(nèi)錐基準(zhǔn)流場

內(nèi)錐基準(zhǔn)流場是一種內(nèi)收縮激波流場。賀旭照[28-31,33]、周正[32]等在如圖7所示的內(nèi)錐基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，設(shè)計生成吻切(密切)內(nèi)錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，并用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗方法驗證了該設(shè)計符合空氣動力學(xué)原理。

圖7 內(nèi)錐流場結(jié)構(gòu)示意圖[29,33]

1.1.4三維非軸對稱基準(zhǔn)流場

三維非軸對稱基準(zhǔn)流場不能像前述的二維平面流場、外/內(nèi)錐流場那樣用解析方法或者特征線方法快速精確求解，只能通過時間推進(jìn)數(shù)值計算方法求解得到，因此將該類流場應(yīng)用于前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計成本較高，不利于參數(shù)化設(shè)計，從而限制了其應(yīng)用于一體化設(shè)計的適用范圍，僅有部分研究者開展了相關(guān)方法研究。美國馬里蘭大學(xué)的Lewis和Takashima等[34-36]為改善前體預(yù)壓縮氣流均勻度，提高前體的內(nèi)部容積(裝載性能)，提出將繞楔-錐體三維非軸對稱流場作為基準(zhǔn)流場，以生成楔-錐乘波前體(如圖8所示)并應(yīng)用于一體化設(shè)計，發(fā)展了楔-錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。南京航空航天大學(xué)的明承東[37]應(yīng)用楔-錐乘波前體，對該類一體化設(shè)計方案進(jìn)行了細(xì)致而系統(tǒng)的研究。

圖8 楔-錐乘波體示意圖

1.2 展向設(shè)計

展向設(shè)計主要包括吻切理論和幾何拼接兩大類。其中，按照設(shè)計自由度，吻切理論又可分為吻切錐、吻切軸對稱和吻切流場3種方法。吻切理論之所以能夠得到廣泛研究并得以迅速發(fā)展，除了它可以對構(gòu)型進(jìn)行展向設(shè)計，還有一個重要原因是它能夠?qū)⑤S對稱基準(zhǔn)流場拓展到三維非軸對稱基準(zhǔn)流場，而軸對稱基準(zhǔn)流場非常易于設(shè)計求解，其拓展得到的三維非軸對稱基準(zhǔn)流場也非常方便設(shè)計求解，這對于乘波前體/進(jìn)氣道一體化的參數(shù)化設(shè)計極具吸引力。

不同于吻切理論，幾何拼接是在工程設(shè)計中根據(jù)乘波前體和進(jìn)氣道各自的氣動性能和幾何特性，通過旋轉(zhuǎn)、拼接等方式，將兩者在幾何層次沿展向安裝結(jié)合在一起，從而完成某些特定任務(wù)需求的設(shè)計。同時，通過旋轉(zhuǎn)、拼接等恰當(dāng)方式可以盡可能降低幾何拼接對乘波前體和進(jìn)氣道各自氣動性能的影響。

下面從3種吻切理論和幾何拼接的角度總結(jié)現(xiàn)有的典型設(shè)計方法。

1.2.1吻切錐

吻切錐設(shè)計理論(Osculating Cone)也被稱為密切錐設(shè)計理論，是由德國航空航天研究中心(DLR)的Sobieczky等[38]首次提出，并成功應(yīng)用于乘波體沿展向的設(shè)計。吻切錐設(shè)計理論的基本觀點是：在不考慮橫向流動的前提假設(shè)下，三維超聲速流動可以在二階精度范圍內(nèi)用當(dāng)?shù)匚乔衅矫鎯?nèi)的軸對稱流動來逼近。該理論使乘波體底部橫截面的激波型線不再局限于圓弧(針對錐導(dǎo)乘波體)或直線(針對楔導(dǎo)乘波體)，而是可以根據(jù)進(jìn)氣道唇口外形進(jìn)行合理設(shè)計，極大地拓展了乘波體的設(shè)計空間和應(yīng)用范圍。

Takashima[39]、O’Brien[40-42]等應(yīng)用吻切錐乘波前體作為一體化構(gòu)型的第一級預(yù)壓縮面，改善了中間區(qū)域的流場均勻度，同時提高了外側(cè)三維流場的氣動性能(如容積效率)，該方法可以歸納為“吻切錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計”。

為進(jìn)一步提高吻切錐乘波體作為飛行器前體的預(yù)壓縮氣流作用，南京航空航天大學(xué)的呂偵軍和王江峰等[43-45]發(fā)展了一種多級壓縮乘波體設(shè)計方法，該方法應(yīng)用吻切錐理論和零迎角圓錐繞流基準(zhǔn)流場，通過流線追蹤生成具有多個壓縮面的乘波體。其所應(yīng)用的三級壓縮基準(zhǔn)流場如圖9所示，設(shè)計生成的三級壓縮吻切錐乘波體如圖10所示。

圖9 三級壓縮基準(zhǔn)流場[43]

Fig.9Schematicillustrationofbasicflowfieldofmultistagecompressionwaveriderwiththree-stagecompressionramps[43]

圖10 三級壓縮吻切錐乘波體[43]

Fig.10Geometricmodelsofthree-stagecompressionosculating-cone-derivedwaverider[43]

隨后，王旭東和王江峰等[46]將多級壓縮吻切錐乘波前體作為一體化構(gòu)型的預(yù)壓縮面，發(fā)展出多級壓縮吻切錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，改善了傳統(tǒng)吻切錐乘波前體對氣流的預(yù)壓縮性能。其設(shè)計生成的三級壓縮吻切錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型如圖11所示。

(a) 側(cè)視圖

(b) 等軸側(cè)視圖

Fig.11Three-stagecompressionosculating-cone-derivedwaveriderforebody/inletintegrationconfiguration[46]

1.2.2吻切軸對稱

吻切軸對稱設(shè)計理論(Osculating Axisymmetric)是Sobieczky等[47-48]對吻切錐設(shè)計理論的拓展。該理論提出，吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場可以不再局限于錐形流場，而是可以根據(jù)設(shè)計需要選用合適的軸對稱基準(zhǔn)流場。每個吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場都可以由同一個軸對稱基準(zhǔn)流場模型縮放得到，縮放比例由進(jìn)氣道唇口橫截面或乘波體底部橫截面激波型線的曲率半徑確定。

前文所述的吳穎川[16-17]等發(fā)展的曲面錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，是將吻切軸對稱設(shè)計理論應(yīng)用于曲面錐基準(zhǔn)流場，該方法更準(zhǔn)確的名稱應(yīng)該是“吻切曲面錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化”，其一體化構(gòu)型的數(shù)值模擬激波形態(tài)如圖12所示，圖中清晰展示出該構(gòu)型橫截面激波形態(tài)具有典型的吻切理論特性，即中間平直、兩側(cè)彎曲。

圖12 曲面錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的數(shù)值模擬橫截面激波形態(tài)[17]

Fig.12Cross-sectionshockwaveshapesobtainedfromnumericalsimulationforcurvedconewaverider/inletintegratedvehicle[17]

前文所述的賀旭照等[28-33]發(fā)展的吻切(密切)內(nèi)錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，是將吻切軸對稱設(shè)計理論應(yīng)用于內(nèi)錐基準(zhǔn)流場。圖13展示了該一體化構(gòu)型。

圖13 吻切內(nèi)錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[29,33]

Fig.13Osculatinginwardturningconewaverider/inletintegratedvehicle[29,33]

1.2.3吻切流場

吻切流場概念 (Osculating Flowfield)由美國洛克希德·馬丁公司的Rodi[49-51]于2005年首次提出，它是吻切錐和吻切軸對稱思想的進(jìn)一步拓展：每個吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場不再局限于同一個軸對稱流場，而是可以根據(jù)設(shè)計需要在每個吻切平面內(nèi)選用不同的軸對稱基準(zhǔn)流場。

Rodi[52]應(yīng)用吻切流場設(shè)計理論，提出了吻切流場乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。圖14展示了Rodi研究中的吻切平面內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)，圖中唇口之前的流場屬于外壓縮激波流場。該方法也是將前體作為進(jìn)氣道的整個預(yù)壓縮面，氣流經(jīng)過前體壓縮后直接進(jìn)入進(jìn)氣道。相較于吻切軸對稱乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，由于沿展向的吻切平面基準(zhǔn)流場可以不同，該方法更具靈活性和優(yōu)越性。

Fig.14Rodi’sbasicflowfieldwithanexternalcompressionshockwaveinanosculatingplane[52]

不同于Rodi[52]在吻切流場設(shè)計理論中所描述的外壓縮激波流場，南京航空航天大學(xué)的尤延鋮[53]利用吻切流場設(shè)計理論，通過設(shè)計唇口橫截面激波型線的曲率沿展向連續(xù)變化，實現(xiàn)吻切平面基準(zhǔn)流場沿展向(從內(nèi)側(cè)至外側(cè))由內(nèi)收縮激波基準(zhǔn)流場向外壓縮激波基準(zhǔn)流場的連續(xù)過渡，從而將兩種完全不同的基準(zhǔn)流場緊密而有效地結(jié)合起來，并提出“雙乘波”設(shè)計概念(如圖15所示)，即：在唇口之前的任意橫截面上，飛行器前體外側(cè)“乘坐”在外壓縮激波面上(外乘波)，內(nèi)側(cè)“乘坐”在內(nèi)收縮激波面上(內(nèi)乘波)。應(yīng)用雙乘波設(shè)計方法生成的單流道“雙乘波”前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型如圖16所示。

圖15 “雙乘波”設(shè)計概念原理圖[53]

圖16 單流道“雙乘波”前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[53]

Fig.16Dualwaveriderforebody/inletintegratedvehiclewithsingleflowpath[53]

“雙乘波”概念極大地拓展了人們對于吻切流場設(shè)計理論的想象空間。據(jù)分析，使用外壓縮激波基準(zhǔn)流場設(shè)計外側(cè)乘波面，是為了充分發(fā)揮外乘波體的高升阻比特性；使用內(nèi)收縮激波基準(zhǔn)流場設(shè)計內(nèi)側(cè)乘波面，是為了充分發(fā)揮內(nèi)乘波體高效捕獲預(yù)壓縮氣流的優(yōu)勢。雖然該一體化構(gòu)型的容積效率和升阻比性能仍值得商榷，但它是一種完備的融合內(nèi)外乘波概念的理想設(shè)計方法。

隨后，廈門大學(xué)的Li等[54]拓展了尤延鋮的“雙乘波”設(shè)計理論，開展了兩流道情況下的“雙乘波”前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計和驗證，其構(gòu)型如圖17所示。

圖17 兩流道“雙乘波”前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[54]

Fig.17Dualwaveriderforebody/inletintegratedvehiclewithdoubleflowpaths[54]

1.2.4幾何拼接

比較典型的幾何拼接方法有幾何過渡、旋轉(zhuǎn)對拼等方法。

1.2.4.1 幾何過渡一體化設(shè)計

南京航空航天大學(xué)的南向軍等[55]參照美國獵鷹計劃(FALCON)高超聲速巡航飛行器HCV[56-57]，將一款“類水滴型”的內(nèi)收縮進(jìn)氣道布置于吻切錐乘波前體的兩側(cè)，進(jìn)氣道外型面和前體型面之間采用簡單的曲面進(jìn)行過渡，設(shè)計出如圖18所示的吻切錐乘波前體/兩側(cè)內(nèi)收縮進(jìn)氣道一體化構(gòu)型。盡管它的前體和進(jìn)氣道是通過幾何過渡方法實現(xiàn)的一體化，但數(shù)值結(jié)果表明，其前體外流場和進(jìn)氣道內(nèi)流場在高馬赫數(shù)下基本獨立。

圖18 吻切錐乘波前體/兩側(cè)內(nèi)收縮進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[55]

Fig.18Integrateddesignofwaveriderforebodyandlateralhypersonicinwardturninginlets[55]

1.2.4.2 旋轉(zhuǎn)對拼一體化設(shè)計

中國科學(xué)院力學(xué)研究所的崔凱等[58-59]將兩個錐導(dǎo)乘波前體進(jìn)行旋轉(zhuǎn)對拼(如圖19所示)，提出一種新型的雙乘波對拼式前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法(構(gòu)型如圖20所示)，該方法提高了一體化構(gòu)型的升阻比性能和容積效率。值得注意的是，該雙乘波概念有別于尤延鋮[53]的雙乘波概念，前者指左右兩側(cè)均為外乘波，而后者指內(nèi)側(cè)內(nèi)乘波、外側(cè)外乘波。

圖19 雙乘波體旋轉(zhuǎn)對拼式前體設(shè)計[58]

Fig.19Designofairplaneforebodybyrotatingandassemblingtwowaveriders

圖20 雙乘波對拼式前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[58]

Fig.20Designexampleofdouble-flankingwaveriderforebody/inletintegrationvehicle[58]

2 乘波機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法

在前述乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計研究基礎(chǔ)上，部分學(xué)者嘗試拓展乘波概念應(yīng)用于飛行器一體化設(shè)計的范圍，將其拓展到整個飛行器的設(shè)計，這些方法絕大部分是基準(zhǔn)流場、流線追蹤、幾何拼接或融合的交叉應(yīng)用，設(shè)計思路和流程為：首先在基準(zhǔn)流場中流線追蹤生成乘波體，作為整個吸氣式高超聲速飛行器的基本構(gòu)型；然后在乘波機體的約束范圍內(nèi)，應(yīng)用流線追蹤或其他技術(shù)設(shè)計生成進(jìn)氣道；最后將進(jìn)氣道掛載、嵌入或融合進(jìn)入乘波機體腹部或兩側(cè)，從而實現(xiàn)整個乘波機體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計。

從基準(zhǔn)流場的角度考慮乘波機體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，主要有基準(zhǔn)流場包容式、相交式、完全一體化等3類方法，其一體化程度依次升高，一體化優(yōu)勢也越發(fā)明顯，但同時也降低了設(shè)計自由度。

除了從基準(zhǔn)流場角度考慮一體化設(shè)計，還有一類方法是從兩者的幾何形狀層面上考慮融合設(shè)計，即幾何融合式一體化設(shè)計。下面具體介紹3種基準(zhǔn)流場一體化設(shè)計方法和幾何融合式一體化設(shè)計方法。

2.1 基準(zhǔn)流場包容式一體化設(shè)計

基準(zhǔn)流場包容式一體化設(shè)計，是在設(shè)計乘波機體的基準(zhǔn)流場時就考慮到進(jìn)氣道安放位置，從而使得其他方法設(shè)計生成的進(jìn)氣道能夠完全包容在乘波機體的基準(zhǔn)激波之內(nèi)，從而避免或減弱乘波機體的基準(zhǔn)激波對進(jìn)氣道的干擾和影響。

例如，美國馬里蘭大學(xué)的O’Neill和Lewis[1-2,60]發(fā)展出一系列吸氣式高超聲速一體化乘波飛行器，生成的一體化構(gòu)型如圖21(a)所示。他們的構(gòu)想是乘波前體、楔面和進(jìn)氣道都被同一個圓錐激波面所包裹(圖21(b))，激波能夠基本附著在整個飛行器前緣上，即整個機體“乘坐”在圓錐激波面上。該方案的預(yù)期目標(biāo)是：既能夠發(fā)揮乘波前體高效捕獲預(yù)壓縮氣流的優(yōu)勢，又能發(fā)揮整個乘波機體的高升阻比特性。但由于它是通過幾何修型的方式將發(fā)動機布置在機體腹部(圖21(c))，部分破壞了機體的乘波特性。

如圖22所示，Tarpley[61-62]將發(fā)動機布置于楔導(dǎo)乘波機體下表面，以期同時發(fā)揮楔導(dǎo)乘波前體捕獲氣流優(yōu)勢和整個楔導(dǎo)乘波機體的高升阻比優(yōu)勢。

(a) 構(gòu)型各方向視圖

(b) 各部件一體化原理圖

(c) 發(fā)動機安裝位置

圖21 被圓錐激波包裹的錐導(dǎo)乘波機體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型及發(fā)動機安裝位置[1]

Fig.21Cone-derivedwaveriderairframe/inletintegrationwrappedbyconicalshockwaveandarrangementpositionofengineboxes[1]

(a) 構(gòu)型各方向視圖

(b) 發(fā)動機安裝位置

Fig.22Wedge-derivedwaveriderairframe/inletintegrationandarrangementpositionofengineboxes[61]

2.2 基準(zhǔn)流場相交式一體化設(shè)計

在基準(zhǔn)流場相交式一體化設(shè)計中，乘波機體與進(jìn)氣道兩者之間的幾何關(guān)系由兩者的基準(zhǔn)流場相交特性決定，即：將兩者基準(zhǔn)流場激波面的交線作為共用型線，將此共用型線作為前緣線或部分前緣線設(shè)計生成進(jìn)氣道，此時的乘波機體與進(jìn)氣道是通過這條共用型線建立聯(lián)系、融合在一起的。

例如，美國波音公司的Smith和Bowcutt[63]將外壓縮圓錐激波面與內(nèi)收縮圓錐激波面的交線作為機體前緣線和進(jìn)氣道前緣線的共用段，發(fā)展出乘波機體/兩側(cè)內(nèi)收縮進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，由于兩者的前緣線有共用段相連，外乘波機體與內(nèi)收縮進(jìn)氣道可以較好地融合，如圖23所示。

(a) 視圖1

Fig.23Schematicrepresentationofbasic-flow-field-intersectionwaveriderairframe/inletintegration[63]

2.3 基準(zhǔn)流場完全一體化設(shè)計

不同于基準(zhǔn)流場包容式或相交式，基準(zhǔn)流場完全一體化設(shè)計是指乘波機體和進(jìn)氣道不僅在基準(zhǔn)流場層面上建立聯(lián)系，而且兩者都是在同一個基準(zhǔn)流場應(yīng)用流線追蹤技術(shù)構(gòu)建出來的。換言之，該類基準(zhǔn)流場要同時考慮外流動和內(nèi)流動。因此，該方法的核心是基準(zhǔn)流場模型的建立和發(fā)展。

例如，國防科技大學(xué)的丁峰和柳軍等[64]借助有旋特征線理論和流線追蹤技術(shù)，開展了新型吸氣式高超聲速飛行器“全乘波”機體/進(jìn)氣道一體化氣動設(shè)計理論和方法研究，應(yīng)用有旋特征線理論，設(shè)計同時考慮內(nèi)流動和外流動的軸對稱基準(zhǔn)流場(圖24(a))，在該基準(zhǔn)流場流線追蹤生成整個飛行器機體與進(jìn)氣道構(gòu)型。“全乘波”設(shè)計目標(biāo)是在如圖24(b)所示的軸對稱激波流場中，不僅實現(xiàn)飛行器前體、機體腹部、機翼乘波型面的設(shè)計，還能完成機體與流線追蹤進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，且不會對機體乘波特性造成破壞。“全乘波”預(yù)期達(dá)到的設(shè)計效果如圖24(c)所示，在設(shè)計飛行狀態(tài)下，整個飛行器機體均具有乘波特性：乘波前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為其高效捕獲預(yù)壓縮后的氣流；機體腹部和機翼作為后體乘波面，為飛行器提供高升阻比。

(a) 內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型示意圖

(b) “全乘波”設(shè)計原理圖

(c) 飛行器“全乘波”效果圖

Fig.24Schematicrepresentationoffullwaveriderairframe/inletintegration[64]

2.4 幾何融合式一體化設(shè)計

北京航空航天大學(xué)的Tian等[65]參照美國獵鷹計劃(FALCON)的另一架吸氣式高超聲速飛行器HTV-3X[66]，通過幾何融合的方式，實現(xiàn)吻切錐乘波機體與兩側(cè)內(nèi)收縮進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，并用參數(shù)化方法對其進(jìn)行了改型和優(yōu)化設(shè)計，其優(yōu)化后的構(gòu)型如圖25所示。

圖25 吻切錐乘波機體/兩側(cè)內(nèi)收縮進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[65]

Fig.25Osculatingconewaveriderairframeintegratedwithdoubleinwardturninginletsconfiguration[65]

3 結(jié) 論

綜合國內(nèi)外乘波設(shè)計概念應(yīng)用于吸氣式高超聲速飛行器機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計的研究現(xiàn)狀可見，主要有乘波前體/進(jìn)氣道一體化和乘波機體/進(jìn)氣道一體化兩大類設(shè)計方法，相關(guān)研究正處于“乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計趨于成熟、乘波機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計剛剛起步”的階段，機體外乘波、進(jìn)氣道內(nèi)乘波的設(shè)計思想和吻切設(shè)計概念正在逐漸交叉融合。對該領(lǐng)域總體研究現(xiàn)狀以及可能的發(fā)展趨勢分析如下：

(1) 總體設(shè)計思路和發(fā)展趨勢是：通過設(shè)計基準(zhǔn)流場進(jìn)行流向設(shè)計，應(yīng)用吻切理論或幾何拼接方法進(jìn)行展向設(shè)計。

(2) 基準(zhǔn)流場已經(jīng)不再局限于具有直線激波的錐形流場，而是進(jìn)一步拓展到具有彎曲激波的軸對稱流場。在引入吻切理論后，基準(zhǔn)流場可以進(jìn)一步拓展到更為復(fù)雜的三維非軸對稱流場。

(3) 更為一般的軸對稱基準(zhǔn)流場及吻切理論的發(fā)展，為乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計提供了更為廣闊的設(shè)計空間和設(shè)計思路，可以在工程應(yīng)用中采用更加先進(jìn)的吻切理論，為進(jìn)氣道提供均勻流場，并達(dá)到升阻比和容積效率性能的折中，設(shè)計得到實用的一體化構(gòu)型。

(4) 乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計已經(jīng)得到深入發(fā)展，基本涉及了乘波體設(shè)計理論中的大部分基準(zhǔn)流場類型和設(shè)計方法，已經(jīng)獲得了一些氣動性能較為優(yōu)良的吸氣式高超聲速飛行器氣動構(gòu)型。

(5) 乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法沒有考慮飛行器其他部位的乘波設(shè)計(包括進(jìn)氣道唇口外罩的乘波設(shè)計)，這影響了吸氣式高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計的自由度和更優(yōu)秀氣動性能的設(shè)計實現(xiàn)。

(6) 乘波機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計研究正處于初步發(fā)展階段，目前的設(shè)計方法多為組合拼接方法，例如基準(zhǔn)流場包容式設(shè)計、相交式設(shè)計和幾何融合式設(shè)計，還沒有形成類似于乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法那樣的理論體系。研究者仍然在尋找更自由的乘波機體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。

(7) 進(jìn)氣道內(nèi)流基準(zhǔn)激波流場與機體外流基準(zhǔn)激波流場的特征差異明顯，使得機體與進(jìn)氣道二者的融合設(shè)計仍然存在巨大困難，吸氣式高超聲速飛行器機體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計所需要的新設(shè)計方法、新設(shè)計思路正期待著研究者的發(fā)現(xiàn)。

(8) 受基準(zhǔn)流場完全一體化設(shè)計概念啟發(fā)，一種有發(fā)展?jié)摿Φ某瞬C體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計思路可能會是：首先應(yīng)用特征線理論建立同時考慮內(nèi)外流動的軸對稱基準(zhǔn)流場模型，然后應(yīng)用吻切理論拓展軸對稱基準(zhǔn)流場模型到三維非軸對稱基準(zhǔn)流場模型，最后應(yīng)用流線追蹤直接構(gòu)建出乘波機體與進(jìn)氣道。但該設(shè)計思路仍處在發(fā)展初期，進(jìn)一步的模型和性能優(yōu)化還需要做大量的探索工作。