流场波系引导的三维消波翼优化设计方法

戴今钊，陈海昕

清华大学 航天航空学院，北京 100084

根据Kucheman［1］、Corda 和Anderson［2］的统计研究，高超声速飞行器的升阻比上限随马赫数的升高而不断降低。高马赫数下，实用飞行器的升阻比难以超过6，吸气式动力高超声速飞行器的升阻比甚至难以超过3［3］。

为改善高超声速飞行器的飞行性能，人们针对高超声速高升阻比气动布局开展了大量研究工作。一种重要设计思想是通过精心布置飞行器的流场波系，使各组件引起的激波、膨胀波之间产生有利的相互作用，从而实现增升、减阻的效果［4］。该设计思想可追溯至Busemann 在1935 年提出的Busemann 双翼构型［5］。在设计马赫数下，Busemann 双翼上、下翼的前缘激波在相交、折射后入射至对侧机翼喉部，将对侧机翼背风面压力提升至与迎风面接近的水平，从而基本消除了双翼的零升波阻。随后，环形翼、半环翼、伞形翼［6-9］等多种基于旋成体机身的消波构型被提出。崔凯等［10-11］在2013 年提出一种高压捕获翼构型，该构型将半环形机翼布置于半锥形机身上方，利用机翼“捕获”机身产生的激波，从而获得较高的升力与升阻比。Zhai等［12］在2017 年提出了一种消波构型，其流场相当于半个Busemann 双翼。他们在三角形翼型的主翼上方布置一个薄板，将主翼前缘激波反射至后方膨胀区，消除激波阻力。Hood 等［13］、徐艺哲等［14］分别提出一种将Busemann 双翼构型机身垂直布置于机翼下方的高升阻比飞行器设计方案，在消除机身波阻的同时，利用机身产生的激波对上方升力面增升。

在上述高升阻比构型的设计中，现有设计方法多根据无黏二维流场或轴对称流场的激波-膨胀波关系计算飞行器的设计参数。然而，实用高超声速飞行器往往具有大后掠角、大根梢比、小展弦比，导致其流场存在较强的三维效应，流场的波系形态相比二维或轴对称情形存在显著差异。三维效应对流场的影响 在Maruyama 等［15］对三维Busemann 双翼的研究、徐艺哲等［14］的研究中均有较明显的体现。此外，由于空气具有黏性，边界层的排移作用［16］和边界层内的低马赫数区也会使流场波系形态偏离无黏设计情形。上述两方面因素，导致现有方法设计的高升阻比布局的实际气动特性相比于二维无黏设计情形发生退化。

为解决黏性流动中三维高升阻比构型的设计问题，本文提出一种流场波系引导的优化设计方法，并基于一种采用消波设计的消波翼构型，对设计方法进行应用、验证。通过将优化后三维消波翼的流场、气动性能与初始构型进行对比，证明优化设计方法的有效性；通过将优化后三维消波翼的性能与菱形翼进行对比，证明消波翼相比于常规构型在真实三维有黏情形下具有升阻比优势。

1 二维无黏消波翼设计方法

1.1 消波翼原理

消波翼的基本原理与Zhai 等［12］提出的“新的超声速双翼”一致。其流场结构相当于半个Busemann 双翼，但相比于文献［12］中的无厚度薄板上翼采用了三角形翼型的有厚度上翼。图1 展示了0°攻角下消波翼的流场示意图。其中，c、θ分别为主翼的弦长、前缘楔角；上翼弦长为c/2；sw1、sw2为前缘激波、反射激波；β1、β2为相应的激波角。前缘激波sw1与上翼相交于前缘点B(xu，yu)，反射激波sw2与主翼相交于喉部C(xt，yt)。由于反射激波sw2对气流的减速增压作用，主翼背风面膨胀区（4 区）的压力被提升至与迎风面（2 区）接近的水平，从而基本消除了主翼前后压差所导致的激波阻力。此外，3 区气流在经过2 道激波的增压作用后具有很高的压力，对上翼产生显著的增升作用，与4 区压力上升引起的负升力抵消。各区域压力存在量级关系P2～P4，P3-P2～2(P3-P1)。上述关系在小扰动假设下（θ充分小、来流马赫数充分大）精确成立。这表明，消波翼付出短弦长、薄厚度的上翼的阻力作为代价，却获得了大厚度、大弦长的主翼的容积与升力系数。

图1 攻角AoA=0°下消波翼流场示意图Fig.1 Flow field around a wave cancellation biplane at AoA=0°

根据图1 中激波关系，1、2 区的马赫数Ma1、Ma2与激波角β1、β2可通过式（1）～式（3）计算，消波翼的几何参数可通过式（4）～式（7）计算

1.2 消波翼在无黏流动中的气动性能

图2 展示了基于上述方法所设计的设计马赫数MaD=3、设计攻角AoAD=0°的消波翼的几何外形及其无黏流场的压力p、马赫数云图。图中流场的波系结构与图1 中设计流场吻合良好。在该算例中，主翼、上翼的相对厚度分别为0.070、0.035。为验证消波翼的升阻力性能优势，将消波翼在不同攻角（AoA）下的升力系数（CL）、升阻比（L/D）与单菱形翼、双菱形翼进行对比，如图3 所示。其中，单菱形翼与消波翼的主翼具有相同的弦长与厚度；双菱形翼包含2 个分别与消波翼的主翼、上翼等弦长等厚度的大、小2个菱形翼。3 种构型均以消波翼的主翼弦长作为参考长度。计算双菱形翼的升阻比时，分别独立计算两菱形翼的性能，如图4 所示，再将两者的升力系数、阻力系数分别相加，计算总的升力系数、阻力系数与升阻比。消波翼、双菱形翼、单菱形翼的最大升阻比分别为12.53、8.04、7.03，前者分别超出后两者55.8%、78.2%。

图2 MaD=3、AoAD=0°的消波翼在设计工况的流场压力、马赫数云图Fig.2 Flow field pressure and Mach number contour maps of wave cancellation biplane with MaD=3 and AoAD=0°

图3 AoAD=0°的消波翼，AoAD=3°的消波翼、菱形翼、双菱形翼的无黏升力系数、升阻比对比Fig.3 Comparison of inviscid CL and L/D of a wave cancellation biplanes with AoAD=0°，a wave cancellation biplane with AoAD=3°，a diamond airfoil，and a pair of diamond airfoils

图4 两菱形翼在Ma=3、AoA=3°工况的压力云图Fig.4 Flow field pressure contour maps for two diamond airfoils at Ma=3，AoA=3°

1.3 考虑设计攻角的消波翼设计方法

当存在正设计攻角AoAD=α时，消波翼的设计流场示意图如图5 所示。根据激波关系，考虑设计攻角的消波翼的几何参数可由式（8）～（10）代替式（1）、式（6）、式（7）计算获得

图5 消波翼在正攻角下设计流场示意图Fig.5 Flow field around a wave cancellation biplane with a positive AoAD

在小扰动假设下，图5 中流场各区域的压力系数存在如下关系：

通过式（11）～式（13）可推得消波翼在正攻角α下的升力系数为

这与超声速薄翼理论中单翼的升力系数一致。通过图3（a）可以看到，消波翼在各攻角下的升力系数与单菱形翼较为接近，与上述理论分析吻合。

图6 展示了3°攻角下消波翼在无黏流动中的压力云图，其中消波翼分别按照未考虑攻角与考虑攻角设计。前者的流场相比于图1 中设计流场出现少许偏差：主翼前缘激波较上翼前缘偏前；反射激波与主翼交点位置较主翼喉部偏后，导致反射激波与喉部间出现一段低压区，并向下游传播。考虑设计攻角后，上翼、主翼间距较不考虑设计攻角的情形有少许增加，攻角引起的流场波系形态偏差量被完全消除。考虑3°设计攻角的消波翼（图3（b）中绿线）的最大升阻比为13.06，较未考虑设计攻角的情形提高4.3%，相比于双菱形翼、单菱形翼分别提高62.4%、85.8%。

图6 AoAD=0°、AoAD=3°的消波翼在Ma=3、AoA=3°工况的无黏流场压力云图对比Fig.6 Comparison of inviscid flow field pressure contour maps at Ma=3，AoA=3° of wave cancellation biplanes with AoAD=0° and AoAD=3°

2 计算流体力学仿真方法验证

本文采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方法计算黏性流动中飞行器的流场与气动性能。在计算过程中，采用隐式时间推进与HLLC（Harten-Lax-van Leer-Contact）格式的黎曼求解器。湍流模型采用Menter's SST（Shear Stress Transport）两方程模型［17］。无黏通量空间离散时，前200 步采用一阶迎风格式，随后转为带TVD（Total Variation Diminishing）连续通量限制器的2阶迎风格式。

Herrmann 和Koschel［18］、Reinartz 等19］针 对一种典型的二元超音速混合压缩进气道模型开展了一系列风洞试验，获得了清晰的纹影图像和壁面压力分布数据。该模型由外压区域、内压区域、隔离段、膨胀区组成，几何外形、主要参数如图7［19］、表1 所示，其已被广泛应用于包含内流特征的超声速飞行器的数值方法验证。本文对该模型进行仿真，以验证数值方法对超声速流场波系结构的捕捉能力。该算例采用的结构网格如图8 所示。其网格量为2.0×105，壁面处第1 层网格高度为2×10-6以保证y+＜1。

表1 进气道模型的几何参数Table 1 Geometric parameters of supersonic inlet isolator

图7 超声速混合压缩进气道模型［19］Fig.7 Supersonic inlet isolator［19］

图8 混合压缩超声速进气道算例的网格Fig.8 Mesh for supersonic inlet isolator case

图9、图10 分别展示了来流马赫数Ma=2.41、单位雷诺数Re=5.07×107m-1、攻 角AoA=-10°工况下，CFD 计算得到的流场密度云图与实验拍摄的纹影图像。图11 展示了CFD计算与实验测得的进气道上、下壁面压力分布，其中Pt为来流总压。CFD 计算流场的波系形态与纹影图像基本一致，壁面压力分布与实验结果吻合较好，证明了本文采用的CFD 方法在计算复杂超声速流场波系时的有效性。

图9 CFD 计算获得进气道流场密度云图Fig.9 Flow field density contour map of supersonic inlet isolator obtained by CFD

图10 风洞实验拍摄的进气道纹影图像［19］Fig.10 Schlieren image of supersonic inlet isolator［19］

图11 CFD 计算的进气道壁面压力分布与实验结果对比Fig.11 Comparison of supersonic inlet isolator's wall pressure distributions obtained by CFD and wind tunnel experiment

3 黏性效应和三维效应的影响

3.1 空气黏性对消波翼流场的影响

图12 展示了基于无黏方法设计的MaD=3的消波翼在黏性流动中的流场压力、马赫数云图。其中，来流压力为1 200 Pa、温度为224 K、主翼前缘楔角为8°。由于黏性的影响，飞行器表面形成具有显著速度梯度的边界层。边界层对流场产生2 方面影响：一方面，由于边界层的排移作用，主翼等效外形厚度与主翼前缘激波角增大，导致主翼前缘激波抬升、偏离上翼前缘，使上翼无法充分利用主翼激波的增升作用；另一方面，由于边界层内存在马赫数梯度，反射激波在主翼边界层内显著弯曲，导致反射激波与主翼交点的位置移动至主翼喉部的前方。此时，搭接点与主翼喉部间出现高压区，增大了主翼的压差阻力，如图12（a）所示。

3.2 三维效应对消波翼流场的影响

图13 展示了根据1.3 节中二维无黏设计方法所设计的三维消波翼构型。其展长b=2 m、梢根比为0.5、AoAD=4°、MaD=5。主翼根弦长为5.6 m、前缘楔角为8°、展弦比为10/21、前缘后掠角为60°。上翼弦长为主翼的1/2、前缘楔角为3°。在翼根、翼梢截面内，上翼、主翼的相对位置根据式（2）～式（5）、式（8）～式（10）计算，随后基于翼根、翼梢处翼型放样出整个机翼。其不同展向位置的上翼前缘点坐标在表2中列出。参考Maruyama 等［15］对三维Busemann双翼的研究，在翼梢处布置薄端板以抑制展向流动。

表2 基于二维设计方法设计的三维消波翼的几何参数Table 2 Geometric parameters of 3D wave cancellation biplane designed by using 2D design method

图13 基于二维方法设计的三维消波翼几何外形Fig.13 Geometry of a 3D wave cancellation biplane designed by using the 2D design method

图14 展示了该构型在设计工况下的无黏流场压力云图，来流压力1 200 Pa。在翼根附近区域，流场的三维效应较弱，波系形态与图2 中二维情形下的设计波系形态较为接近，仅主翼前缘激波略低于上翼。但在25%b、50%b、75%b位置，三维消波翼的波系形态相比二维情形出现较明显的差异。一方面，主翼前缘激波高于上翼前缘；另一方面，反射激波与主翼的交点位于主翼喉部的后方，导致交点与喉部之间出现低压区，并向下游传播。

图14 基于二维方法设计的三维消波翼的流场压力云图Fig.14 Flow field pressure contour maps of 3D wave cancellation biplane designed by using 2D design method

4 流场波系引导的优化设计方法

为解决黏性流动中三维消波翼的设计问题，提出一种流场波系形态引导的优化设计方法。不同于以升阻比为优化目标、基于启发类算法或梯度类算法的传统优化设计方法，该方法以设计流场的波系形态作为目标，在优化过程中提取关键流场信息，根据实际流场波系形态与目标波系形态的偏差引导几何参数的优化方向。

4.1 目标波系形态

在三维消波翼的优化设计中，优化目标就是通过调节消波翼的几何参数，令主翼前缘激波准确搭接至上翼前缘，令反射激波与主翼准确相交于喉部，从而使流场波系形态达到图5 中消波翼的设计波系形态，消除波系形态偏差及相应的气动性能损失。

4.2 优化设计流程

图15 展示了设计方法的主要框架。①根据输入的初始设计参数进行飞行器几何外形与网格的自动生成；②通过CFD 计算获取当前构型在设计工况下的流场；③从流场中提取所需信息，判断实际流场波系形态与目标波系形态的偏差；④根据波系形态的具体偏差，调整飞行器的设计参数，并将修改后的设计参数作为输入，进入新一轮迭代。重复上述过程，直至实际波系形态达到设计波系形态，设计参数收敛。

图15 流场波系引导的优化设计方法的框架Fig.15 Framework of the optimization design method derived by shock-wave morphology

4.3 待优化参数

在优化设计过程中，沿消波翼的展向均布多个优化控制截面，如图16 所示。待优化参数为各控制截面中上翼的流向与法向位置，通过上翼前缘点坐标(xu，yu)定义。

图16 优化控制截面示意图Fig.16 Schematic diagram of optimization control sections

4.4 网格自动生成

优化过程中，CFD 计算所需网格为Ansys ICEM 19.0 生成的结构网格，生成过程通过脚本自动完成。自动生成的表面网格与横截面网格在图17 中展示。其中，网格量为1.6×107，壁面处第一层网格高度为2×10-6以保证y+＜1，上翼、主翼前缘与主翼喉部处网格的流向长度加密至1×10-4。

图17 自动生成的消波翼结构网格Fig.17 Automatically generated structural mesh for 3D wave cancellation biplane

4.5 流场信息提取与波系形态判断

在优化过程中，需要关注的流场特征包括反射激波-主翼交点的位置和主翼前缘激波的形状。为确定上述特征，在每轮迭代中完成当前构型的CFD 计算后，提取主翼喉部前、后壁面附近的速度Ut1、Ut2与压力Pt1、Pt2。此外，提取主翼前缘与上翼前缘之间相隔一定距离的流向位置xsw1、xsw2处压力梯度最大点的法向坐标ysw1、ysw2，如图18所示。

图18 优化过程中提取的流场信息Fig.18 Extracted flow field information during the optimization process

在各展向位置的控制截面内，主翼的前缘激波形状接近线性。因 此，根 据(xsw1，ysw1)、(xsw2，ysw2)两点所在直线，就能够确定主翼前缘激波的形状。

反射激波-主翼交点与主翼喉部的相对位置可以根据Pt1/P∞、Pt2/P∞的大小与Ut1、Ut2的符号判断。当反射激波-主翼交点与喉部距离较远时，若交点位于喉部前方，则Pt1较大，如图19（a）所示；若交点位于喉部后方，则Pt2较小，如图19（b）所示。当反射激波-主翼交点与喉部距离较近时，由于边界层内存在亚声速区，压力能够向上游传播，Pt1与Pt2较为接近。此时，可借助激波诱导边界层分离现象判断反射激波-主翼交点与主翼喉部的相对位置。由于喉部向斜后方发射一系列膨胀波，因此喉部附近存在较强的顺压梯度。与之相反，激波-壁面交点处的边界层内存在较强的逆压梯度。当激波-壁面交点与主翼喉部距离较近时，两者之间形成稳定的分离泡，如图19（c）、图19（d）所示。若交点位于喉部前方，则Ut1＜0；若交点位于喉部后方，则Ut2＜0。

图19 反射激波与主翼交点偏离喉部时喉部附近流场压力云图Fig.19 Flow field pressure contour maps near the throat when the intersection point of the reflected shock wave and the main wing deviates from the throat

4.6 几何参数调整

根据上述流场信息，就可以判断流场波系形态的关键特征，指导待优化设计参数(xu，yu)的优化方向。首先调整上翼流向位置xu。若反射激波-主翼交点位于主翼喉部前方，则增大xu；反之，则减小xu。然后调整上翼法向位置yu，保证上翼前缘点位于主翼前缘激波上。

上述过程的数学表达如图20 所示。其中，下标i代表第i轮迭代。flgi为上翼流向位置xu调整方向的记号。stpi为xu调整时的幅值，随着优化的推进逐渐减小，直至优化收敛。y=sw(x)为主翼前缘激波的形状函数，计算公式为

图20 几何参数调整Fig.20 Adjustment of geometric parameters

5 优化设计结果与分析

以MaD=5、AoAD=4°的三维消波翼为例，对本文提出的优化设计方法进行验证。初始构型为3.2 节给出的根据二维无黏方法设计的三维消波翼，其几何外形在图13 中展示，初始设计参数在表2 中列出。设计工况来流压力1 200 Pa、温度224 K。在优化过程中，主翼的几何外形与上翼的翼型保持不变。

5.1 基于2 个控制截面的优化设计结果

图21 展示了基于2 个控制截面的优化设计（以下简称“2 截面优化构型”）结果。优化控制截面分别位于翼根，以及距离翼梢25%b位置，如图16（a）所示。根据2 个控制截面内上翼与主翼的相对位置，令上翼前缘在整个展长范围内呈线性分布，从而确定优化构型的上翼外形。优化构型在控制截面内的上翼设计参数见表3。与初始构型相比，2 截面优化构型在翼根处的上、下翼间距小幅下降，在翼梢处的上下机翼间距显著增加，且翼梢处的上翼流向位置显著前移，使上翼的1/2 弦线从后掠变为前掠。

表3 2 截面优化构型的主要设计参数Table 3 Design Parameters of optimal configuration with 2 control sections

图21 2 截面优化构型三视图Fig.21 Geometry of optimal configuration with 2 control sections

图22 展示了设计工况下2 截面优化构型在0%b、25%b、50%b、75%b位置的流场压力云图。在控制截面对应的0%b、75%b位置，流场波系形态优化至与图1 中设计波系形态一致，证明了优化设计方法的有效性。但在25%b、50%b位置，流场波系形态与设计波系形态仍存在一定偏差，主翼前缘激波高于上翼前缘。这表明在大后掠角、小梢根比的三维消波翼中，三维效应对翼根到翼梢间流场的影响是非线性的。将翼根、翼梢2 处流场优化至设计波系形态无法保证根、梢间全展长范围的流场达到设计状态，需要在展向设置多个控制截面开展优化设计。

图22 2 截面优化构型在设计工况下的流场压力云图Fig.22 Flow field pressure contour maps of optimal configuration with 2 control sections

5.2 基于4 个控制截面的优化设计结果

图23 展示了基于4 个控制截面的优化设计（以下简称“4 截面优化构型”）结果。优化构型在控制截面内的上翼设计参数见表4。与初始构型相比，4 截面优化构型的上翼前缘呈现显著的拐折。上翼前缘线与1/2 弦线在翼根附近前掠，在其余区域后掠。相比于初始构型，4 截面优化构型的上翼位置在25%b、50%b、75%b处前移，与主翼的间距增大；在翼根处则呈现相反的趋势，上翼位置小幅后移，与主翼的间距略有减小。上述结果再一次证明三维效应对翼根至翼梢之间的流场区域的影响存在显著的非线性。

表4 4 截面优化构型的主要设计参数Table 4 Design Parameters of optimal configuration with 4 control sections

图23 4 截面优化构型三视图Fig.23 Geometry of optimal configuration with 4 control sections

图24、图25 分别展示了4 截面优化构型在设计工况下的压力、马赫数云图。相比于2 截面优化构型，4 截面优化构型在整个展长范围内的流场波系形态均达到图1 中设计波系的形态。主翼前缘激波均与上翼前缘搭接并发生反射。反射激波在边界层中弯曲，与主翼相交于喉部位置，增大了主翼背风面的压力，从而起到消波减阻的作用。

图24 4 截面优化构型在设计工况的流场压力云图Fig.24 Flow field pressure contour maps of the optimal configuration with 4 control sections

图25 4 截面优化构型在设计工况的流场马赫数云图Fig.25 Flow field Mach number contour maps of the optimal configuration with 4 control sections

图26 展示了2 截面优化构型、4 截面优化构型的升力、阻力性能对比，并与根据二维无黏方法设计的初始构型及菱形翼进行比较。其中，菱形翼与消波翼的主翼具有完全相同的平面形状、厚度和容积。从图中可以看到，消波翼的初始构型与2 种优化构型的升力线基本重合，升力线斜率与具有相同平面形状的菱形翼接近，但0°攻角的升力系数略高于菱形翼。这与1.2 节中对二维消波翼的分析一致。

图26 初始构型、2 截面优化构型、4 截面优化构型、菱形翼的升、阻力性能对比Fig.26 Comparison of lift and drag performance between the original configuration，optimal configurations with 2 control sections and 4 control sections，and a diamond wing

表5 列出上述4 种机翼的最大升阻比及对应的攻角。相比于菱形翼，4 截面优化构型的最大升阻比高出1.43，超过前者27.08%，并且在0°～8°攻角范围内的升阻比均高于前者，表明在真实的三维有黏情形下，消波翼相比于传统构型依然具有显著的升阻比优势。2 截面优化构型与4 截面优化构型的最大升阻比相比于初始构型分别高出0.14、0.29，超过初始构型2.18%、4.52%，表明本文提出的流场波系引导的优化设计方法是有效的，并且对流场波系形态的改善直接反应在飞行器气动性能的提升上。基于多控制截面的优化构型在整个展长范围的流场波系形态均优化至设计波系形态，故其升阻比提升幅度相比于2 截面优化构型更高。

表5 4 种构型的最大升阻比及最大升阻比对应攻角Table 5 Maximum lift-to-drag ratios and corresponding angles of attack for the four configurations

5.3 计算资源与优化效率

在上述两优化设计示例中，2 截面优化构型经过13 轮迭代后收敛，4 截面优化构型经过16 轮迭代后收敛。

本文提出的流场波系引导的优化设计方法本质上是根据对流场的认识和当前构型的流场信息，对构型不断改进。在优化过程中，通常仅需开展10～20 次CFD 计算。相比于往往需要开展上百次CFD 计算的差分进化、模拟退火等启发类算法，本文提出的优化设计方法显著降低了对计算资源的需求，具有较高的效率。上述三维消波翼优化设计示例基于英特尔40 核2.4 GHz 的工作站开展，从二维无黏方法设计的初始构型出发，经过约80 h 得到最终设计构型。

6 结论

1）针对三维高超声速高升阻比构型的设计问题，提出一种流场波系引导的优化设计方法。不同于气动性能导向的传统方法，该方法将设计流场的波系形态作为目标引导飞行器几何参数的优化方向，具有较高的效率。在Ma=5、AoAD=4°的三维消波翼优化设计示例中，从二维无黏方法设计的初始构型出发，经过10～20 轮迭代后可收敛至最终设计构型。

2）提出的优化设计方法具有较好的优化效果。4 截面的优化构型在翼根至翼梢范围内的波系形态均优化至设计波系形态。2 截面优化构型、4 截面优化构型的最大升阻比分别超过初始构型2.18%、4.52%。

3）通过消波减阻设计，消波翼在设计马赫数下具有较高的升阻比。4 截面优化构型获得的三维消波翼在设计工况各攻角下的升阻比均优于与主翼具有相同平面形状、厚度、容积的菱形翼。前者的最大升阻比超过后者27.08%。

4）本文提出的优化设计方法的应用前提，是对当前气动问题的流场具有足够的认识。其适用于原理较为清晰且需要对波系结构精心配置的超声速构型的设计，例如消波翼、Busemann 双翼、高压捕获翼、超声速进气道等。