《CJA》亮点文章

乘波体因其可突破高超声速升阻比壁垒的潜力受到了研究者的广泛关注。传统乘波体设计方法往往导致乘波体存在“展向一体化”的缺陷，即机翼区域与机身区域激波条件一致导致难以兼顾容积率与气动效率。本文提出了一种可对前缘线和激波角展向分布进行正设计的变前缘锥乘波体设计方法。该方法可通过主动设计乘波体的激波角分布，使机翼区域更专注于获得高气动效率，机身区域更专注于获得高容积率。文章通过CFD仿真验证了设计得到的变前缘锥乘波体的性能，结果表明：相对于传统乘波体，采用变激波角设计的乘波体可在同样的前缘约束下获得较高的机身区域容积、较高的全机升阻比、以及较强的纵向静稳定性，有利于提高乘波飞行器的实用性。

研究背景

自Nonweiler基于平面楔形激波流场提出楔导乘波体以来，大量关于乘波体的研究相继展开，其中包括基于锥形激波流场的锥导乘波体、使用楔锥组合流场的组合楔乘波体、使用轴对称锥形流动对三维激波流场进行近似的密切锥乘波体等。然而，上述乘波体的设计方法共同存在着“反设计”的弊端。设计者需要先建立激波流场，然后才能从流场中获取乘波体的前缘线以及平面形状。在此基础上，受统一的激波角展向分布的限制，以上方法设计得到的乘波体也具有机翼与机身过于融合，难以在气动效率与容积率之间取得平衡的特点。本文基于能对前缘线开展正设计的前缘锥设计方法，提出了一种可调节激波角展向分布而不改动乘波体前缘形状的变前缘锥设计方法，该方法允许设计者通过调整激波角分布的方式实现机翼与机身设计的部分解耦，使乘波体的气动效率与容积性能均获得一定程度的提升。

研究亮点

1）设计方法概述

图1展示了本文设计方法中前缘线、前缘锥与激波曲面三者之间的关系。前缘锥的顶点与前缘线重合，半锥角与所处位置的设计激波角相等，轴线与来流方向平行。在此基础上，乘波体的激波曲面是全体前缘锥在前缘下方的公切面，也是全体前缘锥的包络面。

图1 前缘线、前缘锥与激波曲面三者几何关系示意图

在基准平面内，图1所示的三维曲面关系可转化为图2所示的二维图形关系，激波曲线是前缘锥的圆形截面的包络线，而对激波曲线的微段来说，其外形可近似为一段与三个前缘锥截面公切的圆弧。该问题属于阿波罗尼乌斯问题的一个特例，有直接的解析解。在此基础上，沿展向遍历求解激波曲线微段，可获得与前缘线对应的完整激波曲线，随后可使用密切方法建立波后流场，生成乘波体上下表面。

图2 基准平面内前缘锥与激波曲线几何关系示意图

该设计方法具有如下优势：

乘波体前缘线可以被主动设计，提高了布局参数在设计过程中的可控性；

前缘线至激波的几何关系具有解析解，减小了求解运算量，降低了求解难度；

对激波角展向分布的调节不会改变前缘形状，有利于开展优化工作。

2）乘波体案例设计及性能分析

本文基于同一条双后掠前缘线，设计了几种具有不同激波角展向分布的乘波体，并对其容积及气动性能开展了分析。容积性能分析表明：采用“对称面大激波角+翼梢小激波角”的乘波体案例（图3(b)、3(d)）在总容积和容积率上略小于展向统一采用大激波角的乘波体案例（图3(a)、3(c)），但前二者在机身附近的容积相对于后二者有微小的超越，且机身区域容积占总容积的比例大幅增加。这表明变激波角设计可以有效提高乘波体的机身容积以及总容积的有效利用率。以图3所示的圆台形载荷为例，相比于激波角统一案例c，变激波角案例d在圆台载荷体积更高的前提下，圆台载荷体积占总体积比高出了9.89%。

图3 乘波体案例在对称面区域容纳能力对比

气动性能分析表明：当激波角跨度较小时，变激波角案例在无粘状态下的激波位置与设计位置吻合较好，如图4(b)所示；激波角跨度较大时，变激波角案例在无粘状态下的激波位置与设计位置在展向中段出现差异，但飞行器前缘始终乘波，如图4(d)所示。在有粘状态下，乘波体前缘仅发生了微小的气体泄漏。相对于统一激波角案例，变激波角案例的无粘升阻比增幅最大可达到6.55%，有粘升阻比增幅最大可达到3.55%。这意味着变激波角乘波体可在核心区域容积性能不衰减的情况下获得更高的升阻比。

图4 变激波角案例与统一激波角案例的压力云图对比

此外，如图5所示，随着攻角增大，传统的统一激波角乘波体的升力中心位置基本无变化，证明其几乎为纵向中立静稳定；变激波角案例的升力中心则具有明显的后移特征，证明其具备纵向静稳定性。

图5 变激波角案例与统一激波角案例的升力中心位置曲线

结论与展望

本文提出了一种高超声速乘波体变前缘锥设计方法。该方法可在主动给定乘波体前缘线的前提下设计出具有不同激波角分布的乘波体，有利于在容积性能与气动效率之间取得平衡。文章分析了变激波角乘波体的容积性能，随后使用CFD仿真分析了乘波体案例的气动性能，结果表明：相对于统一激波角的传统乘波体，变激波角乘波体可获得更好的机身容积性能、更高的全机升阻比以及更强的纵向静稳定性。以上特征有助于推动乘波体气动布局向工程实用化方向发展。

作者介绍

李志豪（第一作者），北京航空航天大学航空科学与工程学院流体力学博士研究生。研究方向为高超声速飞行器气动布局设计。以第一作者身份发表SCI论文2篇，授权国家发明专利19项，PCT国际专利1项。

胡姝瑶（通信作者），北京航空航天大学副教授，硕士生导师。研究方向为飞行器气动设计、计算流体力学。发表Q1区SCI论文10篇，授权国家发明专利19项，转化许可专利3项，登记软件著作权2项。主持国家级纵、横向项目10余项。获首届中国航空学会优秀博士学位论文奖、2022年度中国航空学会技术发明一等奖（排名3）。入选第八届中国科协青年托举人才支持计划。

蒋崇文（团队负责人），北京航空航天大学教授、博士生导师、国家级青年人才。长期从事高超声速飞行器设计研究。担任飞行器空气动力学工信部协同育人基地主任、国家数值风洞工程两委委员、中国空气动力学会理事。发表SCI论文50余篇，授权国家发明专利60余项、PCT国际专利2项，登记软件著作权3项。获中国航空学会技术发明一等奖（排名1）、辽宁省技术发明一等奖（排名3）、中国力学学会科技进步奖（排名2）。

（来源：航空学报CJA 供稿：胡姝瑶）

（审核：李建伟）

编辑：贾爱平