临近空间高超声速飞行气动外形设计初探

左艳辉

（海军驻南昌地区航空军事代表室，江西南昌 330024）

临近空间高超声速飞行气动外形设计初探

左艳辉

（海军驻南昌地区航空军事代表室，江西南昌 330024）

根据临近空间大气特点、对临近空间高超声速飞行器的乘波体外形设计进行了初步探讨。论文介绍了乘波构型的概念和生成方法、基于楔形流场进行了两种∧型乘波体的外形设计，并且完成了数值模拟以及计算分析。数值模拟的结果验证了基于楔形流场∧型乘波外形设计方法和设计过程的可行性，为临界空间高超声速飞行器气动外形设计提供了参考。

临近空间；高超声速；∧型乘波体；数值模拟计算

0 引 言

临近空间高超声速飞行器是一种新型的战略威慑和战术运用武器平台，具有全球攻击、机动作战等特点，特别是在远程打击、快速突防、电子压制、对地侦察和预警等方面极具发展潜力，在国家安全体系中具有极高的军事战略价值。

临近空间高超声速飞行器具有高空高速的优势，不仅可以避免目前绝大多数的地面攻击，还可以对敌方各种高价值目标进行快速、精确的打击。能够保持军事能力影响快速或持续存在，通过高速、隐身的突防或者防区外精确攻击能力对敌形成高强度、长时间的威慑效应，并通过战术打击实现战略目的。针对防护严密的航空母舰战斗群，传统的巡航导弹、反舰导弹、弹道反舰导弹等武器都难以确保高效的作战效果。利用临近空间高超声速飞行器的优势发展出一种临近空间反舰导弹将是未来打击航母战斗群的一种重要手段。未来将临近空间反舰导弹利用高空高速的优势，对敌航母战斗群尤其是战斗群中的航母进行精确打击，能为我军赢得重大的战术战略优势，使得武器的速度、打击范围、生存能力、突防能力都有较大的提高，弥补了现有武器的不足之处。

由于临近空间环境与普通的大气环境有极大的区别，具有不连续性、电离化、偏离辐射平衡等特点，并且存在Brewer-Dobson环流等特殊的大气现象，大气环境不仅稀薄并且十分复杂。传统的气动外形不适用于临近空间的高超声速飞行器，因此气动外形设计成为了临近空间高超声速飞行器设计的重点。

高超声速飞行器设计一般采用乘波体构型，其特点是激波在整个前缘附体，在空气动力学上的优点是，在下表面位于激波后的高压气流被完全封住，不会绕过前缘“溢出”到上表面去，因而可以保持高压。与传统飞行器相比，产生同样的升力，乘波体只需要较小的攻角，因此其升阻比显然会大得多。同时，由于乘波体将流场沿前缘分割为上下两个部分，有效地将上下表面的设计分为两个相对独立的问题，下表面可以产生指定的激波形状和合适的进气道进口流场，而上表面的设计则可以适应于内部容积等其它要求，因而可以大大提高设计效率。所有的高压气体都在乘波体下方，所有产生波阻的气体同时也提供了升力，而上表面设计成膨胀面也可以提供附加的升力，其整体的升阻比可以大大高于常规飞行器。H.Kossira等对一项M6.3巡航的乘波体飞行器方案的研究认为，采用乘波体方案大约可减少30%的起飞重量，推力需求也大大减少。

本文对乘波体构型的基本构造原理和设计方法进行了探讨，重点介绍源于楔形流场∧型乘波体构型的设计方法，根据高超声速楔形流的解析解建立了∧型乘波体模型，并且对设计的乘波体进行CFD计算和分析。

1 乘波构型及其生成

1.1 乘波构s型的概念

所谓乘波体，是指一种外形特殊的、其所有的前缘都具有附体激波的超音速或高超音速飞行器。它的设计与常规的由已知的物理外形求解流场的方法相反，是先给定流场，然后再推导出外形。一般简单的乘波体外形是用已知的非粘性流方程的精确解导出的。因为斜激波和圆锥激波在超音速流中都可以获得精确解，所以就构成了设计乘波体的基础。

与传统的超音速或高超音速飞行器相比，乘波体有几个明显的特点：

1)“乘波”：激波完全附着于飞行器的前缘，这是乘波体和传统的超声速或高超声速飞行器的最主要的区别。传统的超声速或高超声速飞行器在高速飞行时会产生激波，但多是脱体激波。而乘波体是一种经过特别设计的飞行器，它可以使激波附着于整个前缘。因此，与其它飞行器相比，“乘波”是它最为显著的特点。

2)高升阻比：由于激波附着于乘波体的前缘，可以防止下表面的高压气流“漏到”上表面，这样就提高了上、下表面间的压强差，从而使得飞行器的升力增加。而传统的飞行器由于激波不能完全附着于前缘，上、下表面间的气流相连通，下表面的高压气流“泄漏”到上表面，导致飞行器的升力减少，升阻比也减小。在这种情况下，飞行器为了增加升力，不得不加大飞行迎角，从而导致飞行器的其它性能受到限制。因此，在相同的升力下，乘波构型的升阻比更高。

1.2 乘波构型的生成方法

乘波构型的生成有如下几种方法：基于楔形流场Λ型乘波构型、源于锥形流动的乘波构型、源于倾斜圆锥和椭圆锥体流动的乘波构型、源于楔形-锥形混合流动的乘波构型和源于吻切锥流场的乘波构型等，考虑到本文仅为乘波构型设计初探，所以选取的流场为楔形流场，下章将详细介绍基于楔形流场∧型乘波构型。

2 基于楔形流场∧型乘波外形设计

基于楔形流场生成乘波外形是一种最简单、最基本的乘波外形生成方法，因此，研究楔形流场乘波外形生成对于了解乘波体构型的基本构造原理、设计思路和设计方法是必要而且是重要的。本章介绍了由楔形流场反设计乘波外形的方法，以及基于此方法下乘波体气动力的计算方法。

1959年，Nonweiler提出了由已知得流场构造三维高超音速飞行器的观点，选择平面斜激波后的流场来生成有∧型横截面和三角翼平面的构型∧乘波构型，其生成过程如下：

1)假定有一角度为δ的尖劈，置于超声速马赫数M，攻角α=0的气流中，产生的流场就是源流场：激波前为自由流，激波为平面激波，激波角为β，激波后的流场有精确解，满足如下δ-β-M关系式：

2）选一∧型柱面，将其平行于来流方向地置于上述流场中，与激波平面的交线即为乘波体前缘线。从前缘线上的各点追踪激波后的流线，这些流线形成的流面作为乘波体的下表面；前缘线至截至平面之间的捕捉管面形成乘波体的上表面，如图1所示。

图1 ∧型楔形流场乘波体

根据上述方法设计∧型乘波体，定义乘波构型的宽为500 mm，高为300 mm，乘波体出口平面形状为∧型横截面和三角翼平面两种构型，如图2和图3所示。

图2 ∧型横截面

图3 三角翼平面

为了了解乘波体和非乘波体在气动上的不同之处，需建一个非乘波体模型，模型保证与∧型横截面乘波体长度、高度及底面积均相同一样，如图4所示。

图4 非乘波体模型

3 数值模拟

对设计的乘波构型进行CFD数值模拟，验证上述设计方法的正确性。

3.1 计算条件

来流静压1197Pa、静温226.509K，对应飞行条件为飞行高度约30 km、飞行马赫数7，攻角0度，侧滑角0度；

3.2 计算网格

采用非结构网格，表面网格如图5~图7所示，网格量大约300万。

图5 ∧型横截面乘波体表面网格

图6 三角翼平面乘波体表面网格

图7 非乘波体表面网格

3.3 计算结果

3.3.1 两种乘波体的比较

从图8~图13中可以看出，两种乘波体下表面位于激波后的高压气流被完全封住，高压气流几乎没有绕过前缘 “溢出”到上表面，乘波体的前缘平面与激波的上表面重合,象骑在激波的波面上，因此，可以验证这种乘波体设计方法和设计过程是正确的。

图8 ∧型横截面乘波体上表面压力云图

图9 三角翼平面横截面乘波体上表面压力云图

图10 ∧型横截面乘波体下表面压力云图

图11 三角翼平面横截面乘波体下表面压力云图

图12 ∧型横截面乘波体X=450mm横截面压力云图

图13 三角翼平面乘波体X=450mm横截面压力云图

两种乘波体计算得到的升阻特性如下表1所示，从表中可以看出：

1）两种乘波体在设计状态下，由于∧型横截面乘波体底面积比三角翼平面乘波体大，产生的波阻就大，故阻力系数较大；

2）两种乘波体在设计状态下，由于∧型横截面乘波体升力面比三角翼平面乘波体大，因此，升力系数较大；

3）根据超声速斜激波理论，无粘流动，设计状态下，（Cp为压力系数）

乘波体升力系数：CL=Cpcos δ

乘波体阻力系数：CD=Cpsin δ

乘波体升阻比：CL/CD=1/tan δ

两种乘波体楔形角δ都是一样的，δ=11.605°，故两种乘波体在设计状态下的升阻比CL/CD=1/tan δ= 1/tan 11.605°=4.8694，与CFD数值仿真的结果是一致的，也能证明，基于楔形流场乘波外形设计方法是正确的。

3.3.2 乘波体与非乘波体的比较

从图14~图16可以看出：和乘波体不一样，非乘波体下表面位于激波后的高压气流没有被封住，部分高压气流绕过前缘“溢出”到上表面，从而使得升阻比减小，升阻特性比较如表2所示，乘波体升阻比相比非乘波体大。

表1 两种乘波体升阻特性比较

表2 乘波体与非乘波体升阻特性比较

图14 非乘波体上表面压力云图

图15 非乘波体下表面压力云图

图16 非乘波体X=450mm横截面压力云图

4 结 语

通过上述分析计算结果验证了基于楔形流场∧型乘波外形设计方法和设计过程可行性和正确性，其乘波体构型的基本构造原理、设计思路和设计方法，能为以后临界空间高超声速飞行器气动外形设计提供技术支撑。

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[7]黄志澄.高超声速飞行器空气动力学，北京：国防工业出版社，1995.

>>>作者简介

左艳辉，男，1978年9月出生。2001年毕业于北京理工大学，工程师，主要从事航空装备质量管理等工作。

General Research on Aerodynamic Design of Hypersonic Near-Space Aircraft

Zuo Yanhui
(Nanchang Navy Representation Office,Nanchang,Jiangxi 330024)

This paper launches a general research on aerodynamic design of hypersonic Near-Space aircraft in the unique atmospheric conditions.Besides,it presents the concept and creation of wave rider,and designs two different∧-shaped wave riders based on wedge shaped flux field.Furthermore,it finished the numerical simulation, calculation and analysis on these wave riders.The result of numerical simulation shows feasibility and validity of the aerodynamic design based on wedge shaped flux field，and provides a foundation of aerodynamic design of hypersonic Near-Space aircraft in the future.

Near-space；hypersonic；∧-shaped wave rider；numerical simulation calculation&analysis

2014-10-23）