嵌入式乘波設(shè)計(jì)的兩級(jí)入軌飛行器概念研究

韓天依星 羅磊 許晨豪 蔣崇文

摘要：為兼顧飛行器布局設(shè)計(jì)的高升阻比和高容積率需求，采用了嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了具有高升阻比的兩級(jí)入軌飛行器方案。其中，容積率要求由機(jī)身設(shè)計(jì)滿足，高升阻比要求通過(guò)嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)。在下面級(jí)飛行器方案中，將嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法拓展至跨激波情形，采用了大展長(zhǎng)乘波翼外形，而上面級(jí)飛行器采用了嵌入式乘波雙翼布局。數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，在黏性條件下，所設(shè)計(jì)的嵌入式乘波翼在前緣線處，下翼面高壓氣體向上翼面泄漏現(xiàn)象很少，具有較好的乘波特性；在保證容積率的條件下，下面級(jí)飛行器全機(jī)最大升阻比為4.67，上面級(jí)飛行器全機(jī)最大升阻比為3.81，兩級(jí)飛行器均具有較高升阻比。

關(guān)鍵詞：高超聲速；嵌入式乘波；雙翼布局；兩級(jí)入軌；布局設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)：V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.004

隨著人類太空活動(dòng)的日益頻繁，吸氣式跨大氣層飛行器作為新一代天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的遠(yuǎn)景方案[1]，受到了世界各國(guó)的極大關(guān)注[2-7]。世界各國(guó)已提出了多種吸氣式跨大氣層飛行器的概念方案。這些方案多數(shù)采用兩級(jí)入軌（TSTO）方式[8]，按照布局方式可分為兩類[9]：一類是乘波體構(gòu)型[10]布局方案，其外形通常由乘波體設(shè)計(jì)方法[11]進(jìn)行設(shè)計(jì)，然后對(duì)其進(jìn)行表面延拓或修型后生成，雖然具有高升阻比，但由于機(jī)體通常較為扁平而難以滿足高容積率需求。另一類是翼身組合體布局方案，其外形中機(jī)身通常采用細(xì)長(zhǎng)體構(gòu)型以降低波阻，或參照乘波體/升力體進(jìn)行設(shè)計(jì)以提高升阻比，升力面則根據(jù)需求配以合適大小的機(jī)翼。而常規(guī)的乘波體設(shè)計(jì)方法不適用于翼身組合體布局，致使飛行器整體難以保證較好的升阻特性。

自Nonweiler[10]于1959年提出乘波體概念以來(lái)，至今已積累了大量乘波體構(gòu)型設(shè)計(jì)的研究成果[11-15]。目前，大部分已有的乘波體設(shè)計(jì)方法為采用反設(shè)計(jì)思路的方法，通?；诮o定的簡(jiǎn)單基本流場(chǎng)，利用流線追蹤技術(shù)獲取基本流場(chǎng)中的流面，然后以此作為乘波體表面。這些方法主要包括楔形流場(chǎng)乘波體設(shè)計(jì)方法[16-19]、錐形流場(chǎng)乘波體設(shè)計(jì)方法[20-24]以及楔-外錐/內(nèi)錐混合流場(chǎng)乘波體設(shè)計(jì)方法[25-26]等。而近年來(lái)有一類方法[27-30]基于正設(shè)計(jì)思路，通過(guò)直接或間接給定后掠的前緣線，對(duì)下表面型線進(jìn)行設(shè)計(jì)來(lái)生成乘波體外形。這類方法拓展了乘波體構(gòu)型在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中的應(yīng)用范圍。

若將上述方法用于對(duì)飛行器整體構(gòu)型的設(shè)計(jì)，則其均可視為一體化的設(shè)計(jì)方式；由此設(shè)計(jì)的乘波構(gòu)型飛行器盡管具有較高升阻比，但其機(jī)體通常較為扁平而難以兼顧高容積率需求。而基于部分解耦思路的乘波體設(shè)計(jì)方法[31-35]，可通過(guò)機(jī)身設(shè)計(jì)滿足高容積率需求；若能將乘波體構(gòu)型應(yīng)用于升力部件外形，以實(shí)現(xiàn)更高升阻比的機(jī)翼設(shè)計(jì)，則應(yīng)能使飛行器整體滿足高升阻比需求。然而，將乘波體構(gòu)型應(yīng)用于翼身組合體飛行器的機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)，由于此時(shí)機(jī)翼來(lái)流一般為非均勻流動(dòng)，而常規(guī)的基于單一基本流場(chǎng)的，采用等激波強(qiáng)度條件的乘波體設(shè)計(jì)方法不再適用，需要尋找適用于非均勻來(lái)流的乘波體設(shè)計(jì)方法。

1嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法

本文采用的嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法[36]在滿足前緣乘波的條件下，直接對(duì)乘波體外形進(jìn)行設(shè)計(jì)。該方法不假設(shè)完整的激波形狀也不假設(shè)波后流場(chǎng)已知，而是假設(shè)前緣線處激波不脫體，乘波體下表面通過(guò)直接布置不對(duì)前緣激波產(chǎn)生強(qiáng)擾動(dòng)的一系列型線來(lái)構(gòu)造。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于設(shè)計(jì)過(guò)程簡(jiǎn)單、直接且設(shè)計(jì)約束較少，只需要給定的前緣線和前緣附近物面角滿足乘波條件即可，而設(shè)計(jì)出的乘波體的流場(chǎng)可通過(guò)計(jì)算或試驗(yàn)方法獲得。

1.1嵌入式乘波翼設(shè)計(jì)

嵌入式乘波翼設(shè)計(jì)步驟（見圖1）為：（1）給定某基本體（如機(jī)身），然后利用數(shù)值模擬等手段獲取其繞流場(chǎng)，并以此作為嵌入式乘波翼的基本流場(chǎng)；（2）選取合適機(jī)翼的前緣線，該前緣線可以是任意曲線或離散點(diǎn)列；（3）利用流線追蹤技術(shù)，在基本流場(chǎng)中生成過(guò)前緣線上離散點(diǎn)的流線，在指定流向位置對(duì)這些流線進(jìn)行截?cái)啵⒁越爻龅牧骶€作為型線生成乘波翼的上表面；（4）給定前緣線附近下表面的物面角分布，沿前緣線布置滿足乘波條件的下表面型線，以此生成乘波翼的下表面。

1.2嵌入式乘波雙翼設(shè)計(jì)

在對(duì)翼身組合體的機(jī)翼進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，通常要求機(jī)翼的外形參數(shù)滿足一定的設(shè)計(jì)約束。例如，限制翼展長(zhǎng)以減小全機(jī)激波阻力，或者限制翼弦長(zhǎng)以縮短全機(jī)氣動(dòng)中心隨迎角的變化范圍等。這些設(shè)計(jì)約束間接地限制了翼面積的大小。對(duì)于翼身組合體飛行器，機(jī)翼的升阻比顯著地高于機(jī)身，在限制翼展的條件下，采用多翼布局增大升力面可以獲得更高的全機(jī)升阻比。

上一節(jié)介紹的嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法可拓展到嵌入式乘波多翼布局設(shè)計(jì)。對(duì)于嵌入式乘波雙翼設(shè)計(jì)，可以先將機(jī)身作為基本體，對(duì)上翼進(jìn)行設(shè)計(jì)，然后再將機(jī)身與上翼的組合體作為基本體對(duì)下翼進(jìn)行設(shè)計(jì)，并結(jié)合二維雙翼干擾理論[37-40]，檢查各個(gè)流向截面內(nèi)雙翼間距，避免上下翼不利干擾。

2兩級(jí)入軌飛行器的布局設(shè)計(jì)

本節(jié)采用第1節(jié)中提出的嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法對(duì)兩級(jí)入軌飛行器外形進(jìn)行設(shè)計(jì)，其中下面級(jí)采用翼身組合體嵌入式乘波下單翼布局，上面級(jí)采用翼身組合體嵌入式乘波雙翼布局。兩級(jí)飛行器均使用火箭動(dòng)力，設(shè)計(jì)狀態(tài)下來(lái)流馬赫數(shù)為5，迎角為4°。

2.1下面級(jí)布局方案

為獲得更高的升阻比，這里采用具有較大翼展的下單翼布局作為兩級(jí)入軌下面級(jí)飛行器外形方案?；谇度胧匠瞬▎我碓O(shè)計(jì)方法和高升阻比機(jī)身外形，對(duì)下面級(jí)外形進(jìn)行布局設(shè)計(jì)。

現(xiàn)給定乘波翼前緣線為分段后掠的兩條直線段。其中，靠近機(jī)身的內(nèi)直線段后掠角為65°，該直線段整體位于機(jī)身頭部激波后流場(chǎng)內(nèi)；遠(yuǎn)離機(jī)身的外直線段后掠角為52°，該直線段沿展向跨越機(jī)身頭部激波進(jìn)入自由來(lái)流。乘波翼上表面采用了平滑處理方式，在緊貼過(guò)前緣線的流面下方將翼上表面的前半部分布置為平面；給定下翼面型線楔角為6°；機(jī)翼半展長(zhǎng)給定為3.75倍機(jī)身底部截面參考直徑，乘波翼翼尖尾緣與機(jī)身底部對(duì)齊。

由于下面級(jí)飛行器需要馱載上面級(jí)飛行器，因此在不方便安裝尾翼的情況下，這里在完成嵌入式乘波翼的設(shè)計(jì)后，于翼尖處加裝后掠角與前緣線靠外直線段相同的小翼，該小翼采用半楔角為3°菱形翼型，其反角為45°。所安裝的小翼可以減弱機(jī)翼的展向流動(dòng)以及翼尖處下表面高壓氣體向上表面泄漏現(xiàn)象，還可以作為安定面來(lái)緩解無(wú)尾翼設(shè)計(jì)造成的穩(wěn)定性降低問(wèn)題。另外，這里參照X-34飛行器，在下面級(jí)飛行器機(jī)身的底部安裝了與之相似的體襟翼。

圖2給出了按上述方式設(shè)計(jì)的上面級(jí)飛行器布局方案，各部件尺寸已在圖中標(biāo)出。其中機(jī)頭位于y =-0.40m，機(jī)翼水平面位于y =-0.60m。

2.2上面級(jí)布局方案

本節(jié)基于嵌入式乘波雙翼設(shè)計(jì)方法和高升阻比機(jī)身外形設(shè)計(jì)了翼身組合體乘波雙翼外形。該外形中雙翼展向被限制在機(jī)身頭部激波后流場(chǎng)的范圍之內(nèi)，較小的翼展使得其阻力相對(duì)較小。在限制翼展的條件下，雙翼外形相比于單翼布局具有更高的升阻比。以翼身組合體乘波雙翼外形為基礎(chǔ)，在尾段上部加裝一對(duì)V形尾翼作為安定面，該尾翼采用半楔角為3°的菱形翼型。由于本文暫不考慮飛行器姿態(tài)控制問(wèn)題，在所設(shè)計(jì)的飛行器外形中，機(jī)翼及尾翼未安裝氣動(dòng)舵面。

圖3給出了按上述方式設(shè)計(jì)的上面級(jí)飛行器布局方案，各部件尺寸已在圖中標(biāo)出。其中，機(jī)頭位于y=-0.004m，上翼水平面位于y=1.047m，下翼水平面位于y=-0.351m。

3兩級(jí)入軌飛行器的氣動(dòng)特性

本節(jié)對(duì)所提出的兩級(jí)入軌飛行器布局方案中上下級(jí)飛行器的氣動(dòng)特性分別進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。其中，相關(guān)數(shù)值模擬計(jì)算采用了課題組自主開發(fā)的有限差分?jǐn)?shù)值模擬平臺(tái)ACANS[41]，湍流模擬基于Favrè平均Navier-Stokes方程以及k-ωSST兩方程湍流模型進(jìn)行求解，該程序的數(shù)值模擬精度已被各類算例所驗(yàn)證[42-43]。本文數(shù)值模擬中空間離散采用二階Roe格式，時(shí)間推進(jìn)采用LUSGS隱式推進(jìn)求解。數(shù)值計(jì)算均采用半模，后文中給出的參考面積為全模數(shù)據(jù)；所考察的飛行工況為來(lái)流馬赫數(shù)5，飛行高度20km，迎角從2°到10°，作為遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流條件，壁面為無(wú)滑移絕熱壁面條件，出口條件為一階外插。

3.1下面級(jí)飛行器的氣動(dòng)特性

對(duì)設(shè)計(jì)得到的下面級(jí)飛行器外形進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖4所示，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，半模網(wǎng)格量約710萬(wàn)。

圖5給出了下面級(jí)飛行器的升阻力特性。圖中升力、阻力系數(shù)的參考面積取全機(jī)在水平面的投影面積58.94m2，機(jī)翼的氣動(dòng)力不包含翼梢小翼，機(jī)身的氣動(dòng)力不包含尾部的體襟翼。由圖5（a）可以看到，隨著迎角增大，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的升力系數(shù)均增大。在4°迎角時(shí)，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的升力系數(shù)分別約為0.065、0.050和0.010。

圖5（b）給出了下面級(jí)飛行器阻力系數(shù)隨迎角的變化趨勢(shì)。在2°～10°迎角范圍內(nèi)，隨迎角增大，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的阻力系數(shù)均增大，且機(jī)翼阻力系數(shù)在0°～8°迎角范圍內(nèi)低于機(jī)身阻力系數(shù)。在迎角4°時(shí)，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的阻力系數(shù)分別約為0.014、0.0080和0.0053。

圖5（c）為下面級(jí)飛行器升阻比的變化曲線?？梢钥吹?，全機(jī)升阻比在5°迎角下最大，約為4.67；機(jī)翼升阻比在4°迎角時(shí)最大，約為6.26；機(jī)身升阻比隨著迎角增大逐漸增大，在迎角10°時(shí)機(jī)身升阻比約為3.13。

為進(jìn)一步分析下面級(jí)飛行器的氣動(dòng)特性，圖6給出了迎角2°～6°的飛行器表面壓力系數(shù)云圖，以及經(jīng)過(guò)機(jī)翼前緣的水平面內(nèi)的壓力系數(shù)等值線圖。可以看到，飛行器頭部產(chǎn)生的激波經(jīng)過(guò)機(jī)翼展向中段，頭部激波下游馬赫數(shù)減小，壓力上升，內(nèi)段翼總體壓力較外段翼高；而由于后掠翼使氣流沿展向擴(kuò)張，在翼根處產(chǎn)生的膨脹波使得鄰近機(jī)身區(qū)域總體壓力下降，而在翼尖處，上翼面的擴(kuò)張流動(dòng)在翼梢小翼處形成了附加激波，使得局部壓力上升；在頭部激波與機(jī)翼前緣交點(diǎn)附近，機(jī)翼上、下表面的壓力均顯著升高。從機(jī)翼上表面壓力系數(shù)分布可見，隨著迎角增大，在上翼面前部壓力逐漸減小，表明流動(dòng)的膨脹效應(yīng)逐漸增強(qiáng)。在上翼面后部，流動(dòng)再次發(fā)生膨脹，使得表面壓力相比上翼面前部更低。而在下翼面，由于流動(dòng)受到壓縮，因此下翼面壓力較上翼面壓力高，且隨迎角增大下翼面壓力增大。

為更清楚地說(shuō)明機(jī)翼表面的壓力分布情況，本文給出了典型展向截面z = 2m、4m、6m的機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布如圖7所示。對(duì)比不同迎角的壓力系數(shù)可知，隨迎角增大，機(jī)翼上表面負(fù)壓逐漸增大、下表面壓力逐漸增大。

對(duì)比同一迎角、不同截面的壓力系數(shù)分布可見，在靠近機(jī)身的位置（z=2m），從機(jī)翼前緣向后，受到翼根膨脹波的影響，機(jī)翼上表面負(fù)壓逐漸增大，而在約為1/3弦長(zhǎng)處，上翼面出現(xiàn)了折角，使得流動(dòng)顯著膨脹，負(fù)壓出現(xiàn)明顯上升。而下翼面流動(dòng)主要受到翼根膨脹波的影響，從前緣向后，機(jī)翼表面壓力逐漸減小。在飛行器頭部激波與機(jī)翼相交位置附近（z=4m），受飛行器頭部激波影響，在上翼面負(fù)壓出現(xiàn)明顯下降。隨后，由于翼面折角影響，上翼面負(fù)壓逐漸增大。在下翼面，頭部激波使得靠近前緣位置表面壓力顯著增大，之后壓力緩慢下降。而在頭部激波范圍外的機(jī)翼截面（z= 6m），由于在該位置機(jī)翼實(shí)際處在自由來(lái)流當(dāng)中，因此翼面壓力基本保持不變，僅在上翼面因翼面折角導(dǎo)致表面負(fù)壓上升。

圖8為迎角2°～6°，x = 11m、15m處橫截面的壓力系數(shù)云圖，可以發(fā)現(xiàn)高壓氣體均位于下翼面，機(jī)翼具有較好的乘波特性。

3.2上面級(jí)飛行器的氣動(dòng)特性

對(duì)設(shè)計(jì)得到的上面級(jí)飛行器進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，如圖9所示。采用半模計(jì)算，網(wǎng)格量約為780萬(wàn)。

圖10為上面級(jí)飛行器的升阻特性曲線。圖中升力、阻力系數(shù)的參考面積取全機(jī)在水平面的投影面積29.55m2，機(jī)身的氣動(dòng)力不包含V形尾翼的氣動(dòng)力，機(jī)翼的氣動(dòng)力為上、下兩翼之和。由圖10（a）可見，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的升力系數(shù)隨迎角增大而增大。在設(shè)計(jì)狀態(tài)的4°迎角下，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的升力系數(shù)分別約為0.050、0.035和0.015。

圖10（b）給出了全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的阻力系數(shù)隨迎角的變化。隨迎角增大，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的阻力系數(shù)增大。在迎角2°～6°時(shí)，機(jī)身阻力系數(shù)大于機(jī)翼；在迎角8°～10°時(shí)，機(jī)身阻力系數(shù)小于機(jī)翼。在4°迎角下，全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身的阻力系數(shù)分別約為0.015、0.0057和0.0095。

圖10（c）給出了全機(jī)、機(jī)翼和機(jī)身升阻比的變化趨勢(shì)。全機(jī)最大升阻比對(duì)應(yīng)迎角為7°，最大升阻比約為3.81。機(jī)翼最大升阻比在迎角4°時(shí)取得，約為6.19。機(jī)身升阻比隨迎角增大而增大，在迎角10°時(shí)最大升阻比約為2.75。

圖11給出了上、下翼的升阻特性曲線，在迎角2°～10°范圍內(nèi)，下翼的升阻系數(shù)及升阻比均大于上翼。圖11（c）表明，當(dāng)迎角在4°左右時(shí)，下翼升阻比顯著高于上翼；隨著迎角增大，兩翼升阻比大小逐漸接近。

圖12給出了4°迎角下上面級(jí)飛行器表面的壓力系數(shù)云圖以及上、下翼前緣水平面的壓力系數(shù)等值線。從圖12（a）、圖12（c）可見，在機(jī)翼上表面，翼面前部壓力較高，后部較低，其原因?yàn)橐砻嫘螤钜鸬牧鲃?dòng)膨脹導(dǎo)致的壓力下降。從圖12（b）、圖12（d）可見，上下翼均位于頭部激波下游，而翼面外側(cè)更接近于頭部激波，所以上下翼的下表面均在翼梢處出現(xiàn)局部高壓。由于后掠翼使氣流沿展向擴(kuò)張，在翼根處產(chǎn)生的膨脹波使得鄰近機(jī)身區(qū)域總體壓力下降，而在翼根前緣處由于角區(qū)的激波邊界層干擾產(chǎn)生了附加激波，使得翼根前緣局部壓力上升；由于機(jī)翼安裝位置，上翼下表面受機(jī)身影響顯著強(qiáng)于下翼下表面。

為更清楚地分析機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布情況，選擇典型展向位置，提取截面壓力系數(shù)。圖12給出了截面位置示意圖，三個(gè)截面分別為z=1.5m、2.0m、2.5m。圖13給出了各截面上、下翼的壓力系數(shù)分布曲線?？梢钥吹剑趜=1.5m、2.0m、2.5m截面，從前緣向后，上、下翼的下表面壓力均呈現(xiàn)先減小后增大再減小的趨勢(shì)，且隨著展向站位距離的增大，角區(qū)干擾的影響逐漸減小，壓力增大的幅值逐漸減小，壓力增大區(qū)域逐漸向下游移動(dòng)，而且不同站位的上表面負(fù)壓變化基本一致，負(fù)壓總體上升，并在折角處出現(xiàn)明顯上升。

圖14為迎角4°，x =10m、12m處橫截面的壓力系數(shù)云圖，可以發(fā)現(xiàn)高壓氣體均位于下翼面，上下機(jī)翼均具有較好的乘波特性。

4結(jié)論

通過(guò)分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）采用了嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法。該方法是一種正設(shè)計(jì)思路的部分解耦設(shè)計(jì)方法，適用于非均勻來(lái)流下飛行器升力部件的乘波設(shè)計(jì)，可在保證機(jī)身容積率的條件下獲得高升阻比的乘波外形。翼面壓力云圖以及截面壓力系數(shù)分布表明，下翼面高壓氣體向上翼面泄漏現(xiàn)象不顯著，所設(shè)計(jì)的嵌入式乘波體具有較好的乘波特性。

（2）大翼展構(gòu)型的下面級(jí)飛行器的最大升阻比達(dá)到了4.67，對(duì)應(yīng)迎角約為5°。機(jī)翼最大升阻比約為6.26，對(duì)應(yīng)迎角在4°設(shè)計(jì)迎角附近。該設(shè)計(jì)案例表明，將嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法拓展至跨激波情形可行，并能取得較為理想的設(shè)計(jì)效果。

（3）對(duì)于上面級(jí)飛行器，在雙翼展長(zhǎng)受到設(shè)計(jì)限制條件下，嵌入式乘波雙翼布局能夠達(dá)到更高的升力。數(shù)值模擬結(jié)果表明，上面級(jí)飛行器具有較高升阻比，全機(jī)最大升阻比約為3.81，對(duì)應(yīng)迎角約為7°，機(jī)翼最大升阻比達(dá)到6.19，對(duì)應(yīng)迎角在4°設(shè)計(jì)迎角附近。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

韓天依星（1993-）男，碩士，博士研究生。主要研究方向：高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)。

Tel：18001139700E-mail：frankhan@buaa.edu.cn

羅磊（1988-）男，博士，工程師。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel：18080261725E-mail：rorzey@buaa.edu.cn

許晨豪（1990-）男，碩士，博士研究生。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)。

Tel：13488855106E-mail：xuchenhao@buaa.edu.cn

蔣崇文（1982-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)。

Tel：13521217607

E-mail：cwjiang@buaa.edu.cn

Conceptual Study of an Embedded-Waveriding TSTO Vehicle

Han Tianyixing1，Luo Lei2，Xu Chenhao1，Jiang Chongwen1，*

1. National Laboratory for Computational Fluid Dynamics，Beihang University，Beijing 100191，China

2. China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Abstract： To trade off the requirements of high lift-to-drag ratio and high capacity， the embedded waverider design method is developed and a Two-Stage-To-Orbit （TSTO） scheme with high lift-to-drag ratio is carried out. The high capacity is guaranteed by the fuselage design and the high lift-to-drag ratio is realized by the embedded waverider design method. In the design of the lower stage， the embedded waverider design method is extended to a situation where the nose shock wave intersects with a large-span wing. The upper stage is an embedded biplane waverider. The results of numerical simulation under viscous condition indicate that， the loss of high-pressure gas on the lower surface of the wings is insignificant， which leads to the waveriding characteristics and the high lift-to-drag ratio performance for both vehicles. Under the condition of high capacity， the maximum lift-to-drag ratio of the lower stage is 4.67 and the maximum lift-to-drag ratio of the upper stage is 3.81.

Key Words： hypersonic； embedded waverider； biplane wing； TSTO； configuration design