乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

王俊琦，赵海刚，任智勇

(中国飞行试验研究院发动机所，西安710089)

1 引言

相比常规升力体构型，乘波体构型具有更高的升阻比，且其下表面对自由来流具有一定的预压缩作用，是高超声速飞行器前机体结构设计的理想选择。但乘波体要应用于高超声速飞行器设计，还需考虑与超燃冲压发动机的一体化设计，尤其是与进气道的耦合问题。高超声速飞行器前体下表面，一般也是进气道的外压缩面，这种关系决定了乘波前体的设计必须符合进气道的流场和结构要求，或进气道设计时必须兼顾其在前体的布置和与外压缩流场的耦合。国外在此领域进行了大量研究并已得到验证，如X-51A[1]采用了乘波体与二元压缩进气道一体化设计方案，HTV3[2]飞行器采用了乘波体与三维内压缩进气道一体化设计。国内在乘波体与进气道一体化设计方面也做了大量研究工作。贺旭照等[3]提出一种以一曲面锥流场为基准流场的乘波体设计方法，可提高乘波体的预压缩能力和容积效率；此外，他们还基于密切内锥乘波体设计方法，发展了一套密切内锥乘波前体进气道设计技术[4]。南向军等[5]采用密切锥乘波前体结合压升规律可控的高超声速内收缩进气道方法，设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统，并对其进行了数值模拟研究。黄国平等[6]提出一种基于内乘波进气道的一体化设计方案，其研究表明一体化前体模型具有较好的设计点及非设计性能。

为解决乘波体与进气道一体化设计的难题，本文首先进行了二元混压式高超声速进气道的设计，在进气道流场和结构特点的基础上，合理选择乘波前体设计参数，根据密切锥乘波体设计方法建立了乘波体模型，进而组合得到一体化前体模型。同时还数值模拟研究了该一体化前体模型在不同飞行条件下的气动特性。

2 乘波体/进气道一体化前体模型设计

本文假定高超声速飞行器设计点飞行工况为飞行高度H=25 km、飞行马赫数6.0，后文中二元混压式进气道及乘波体结构参数均基于该飞行工况确定。

2.1 二元高超声速进气道设计

二元混压式进气道(图1)为外压段三级压缩加内压段两级折转。采用等激波强度原则设计外压缩激波系，其设计参数分别为：外压段第一级压缩角5°，总折转角21°，内压段唇罩内型面第一级压缩角5°，收缩比1.6，隔离段长高比10.0，隔离段宽高比5.0。

二元进气道采用激波封口设计方法。设计点来流条件下，外压段激波系相交于唇罩前缘，实现全流量捕获。在外压段总折转角度一定情况下，进气道设计采用等激波强度配波原则[7]，获得了较高的总压恢复。考虑到高超声速流动中气流滞止温度较高，气流参数随温度变化较大，故在激波系设计时应用关于温度T的8次多项式近似表示气流焓值[8]，并根据变比热激波关系式[9]，迭代求解激波前后参数，以提高外压缩激波系的设计精度。

图2为二元混压式进气道模型设计点数值计算结果的压力分布云图。可见，二元混压式进气道外压段三道激波很好地相交于唇罩前缘，其流量系数达到0.999，实现了全流量捕获，达到了设计要求；气流经过外压段和内压段的压缩，在隔离段出口平均压力提高至来流的38.1倍；总压恢复系数为42.5%。

2.2 乘波体与二元进气道一体化设计

密切锥乘波体是在锥导乘波体设计方法基础上发展起来的一种反设计方法。该方法通过合理选择基准圆锥流场(或基准楔形体流场)以及激波曲线，利用流线追踪技术，可获得气动性能和容积效率兼优的乘波体构型[10]；且在设计时可兼顾二元混压式进气道的外压缩波系设计要求。故本文选择密切锥乘波体构型作为高超声速飞行器前机体，并采用腹部进气布局方式，在乘波体下表面中心流域并联布置两台二元混压式高超声速进气道，两台进气道共用外压缩面，但内通道由隔板分隔。

二元混压式进气道外压缩激波为平面激波，而乘波前体下表面同时也是进气道的外压缩面的一部分，为保持进气道流场不变，要求乘波前体在进气道布置区域可以产生平面激波，因此乘波体出口面型线设计时采用了组合曲线的形式(图3)。乘波体上表面基线FCC曲线由中心直线段组合边缘五次多项式曲线构成。根据密切锥乘波体设计方法，为保证乘波体下表面连续，A、B点的一、二阶导数均取为0；另外，考虑到乘波体波形与二元混压式进气道激波的耦合性，进气道捕获型线ICC曲线(即激波形状控制曲线)也采用组合曲线的形式，由中心直线段组合边缘三次多项式曲线构成。ICC曲线中心平直段区域是进气道的安装位置，其长度必须满足规定数量进气道的安装。参考进气道设计尺寸，选择ED长度为280 mm。乘波体长度与进气道相同，设计长宽比为2.5。

此外，为满足在设计点进气道外压段激波封口，乘波前体在设计点来流条件下产生的激波角必须与进气道第一级压缩面激波的激波角相同。本文二元混压式进气道第一级压缩角为5°，设计点来流条件下与之产生相同激波角的圆锥半顶角为8.57°。故乘波体设计时，ICC多项式曲线和直线部分基准流场分别为半顶角8.57°的圆锥体和半顶角5°的楔形体在设计点来流条件下的激波流场。

基准圆锥流场采用Taylor-Maccoll流动方程求解，基准楔形体流场参数根据斜激波关系式获得。根据密切锥乘波体设计方法及流线追踪技术开发了乘波体设计程序，将图3中设计型线参数作为设计输入生成乘波体模型(其上表面为自由流面)。图4为设计点来流条件下乘波体外围流场压力分布数值模拟结果。与乘波体上表面相比，下表面区域维持着较高的压力场，且激波面形式为中心平面激波、两侧曲面激波，与设计目标相符。图5给出了乘波体出口截面上、下表面型线沿展向的压力分布。上表面作为自由流面，压力为来流静压保持不变；下表面中心区域压力分布均匀，与设计要求相符。

结合前述二元混压式高超声速进气道模型和乘波体模型，建立乘波体/进气道一体化前体模型。一体化设计主要确定进气道在乘波体下表面的布置位置，基本原则是保证进气道外压缩波系相对于进气道唇口位置不变。从结构方面讲，即进气道安装于乘波体下方后，其各部分相对于乘波体前缘中心点的空间位置与原进气道相对于第一级压缩面前缘中心点的位置相同。图6为一体化前体模型，中心区域为进气道压缩面。

3 一体化前体模型性能计算

采用数值模拟方法，研究了设计的一体化前体模型在不同飞行马赫数及设计点不同飞行攻角条件下的流场特点。由于计算中不考虑侧滑角的影响，且模型具有对称性，故采用1/2模型进行流场数值模拟。一体化前体模型流场网格划分及部分边界条件见图7，网格总数约400万。流场计算采用S-A湍流模型，对通量使用AUSM+格式，控制方程采用二阶迎风格式离散，流体介质为热完全气体，定压比热为温度的分段多项式函数，气体分子粘性系数由Sutherland公式确定。

图8为一体化前体模型进气道中间截面压比分布云图。可见，外压段三道压缩波系很好地相交于唇罩前缘，保持了进气道激波封口的设计特点；气流经过外压段三道激波压缩后压力逐渐升高，进入内压段后压力进一步提高。

图9为一体化前体模型外部压力场分布。与乘波体外部流场分布一致，一体化前体模型下表面区域维持着较高的压力；由于机体表面附面层的影响，激波角较设计值有所增大；下表面少量高压气流从侧缘泄漏到上表面，但对上下表面压力场的影响可忽略，所获得的外部压力场分布与设计要求相符。一体化前体模型外部压缩部分，中心区域始终保持平直激波面，这是进气道捕获更多流量和获得均匀进口流场的必要条件。可见，乘波体中心平直激波的设计方法满足进气道对飞行器前体压缩流场的要求，与进气道压缩斜面激波流场耦合很好。但因进气道压缩斜面逐级突出乘波体下表面，侧缘激波不再保持乘波体设计的激波曲线形状，变为逐渐凸出的激波面。此外，由于气流在外罩折转处发生膨胀，外罩平直段下表面压力较低，这必将导致一体化前体模型升力的损失，故还需深入考虑外罩设计和进气道安装。

表1为一体化前体模型不同飞行马赫数下的性能参数。由表可知，随着马赫数减小，模型升力系数略微增大，阻力系数基本不变，升阻比有所增大。马赫数减小使激波损失降低，进气道总压恢复系数增大，但增压能力相应减弱。同时，由于马赫数减小，外压缩激波角增大，激波面逐渐偏离唇罩前缘，造成部分气流溢流，使进气道捕获流量减少。此外，由于外压缩面上气流压力高于周围压力，压缩面侧缘附近高压气流会逐渐偏离主流方向流出压缩面(图10)，造成侧缘附近进气道增压能力降低、流量系数减小。与二元混压式进气道模型设计点计算结果相比，一体化前体模型进气道总压恢复系数、流量系数和出口增压比均有所减小。

表1 不同飞行马赫数下一体化前体模型的气动性能Table 1 The aerodynamic performance of integrated model under different flight Mach number

在设计点(飞行马赫数6.0)条件下，分别选取攻角为±6°、±4°、±2°和0°共7个典型状态对一体化前体模型的攻角特性进行研究。

图11为一体化前体模型进气道性能参数随飞行攻角的变化曲线。进气道增压比随攻角的增大而增大，这是由于正攻角时，气流在外压缩面上的偏转角度大于设计值，导致外压缩程度增大，而负攻角时正好相反。进气道总压恢复系数在0°攻角时最大，随着正负攻角角度的增大，总压恢复系数均减小，且在负攻角时减小得更为剧烈。随着飞行攻角由负向正逐渐增加，进气道流量系数逐渐增大；负攻角下，相对于来流方向，前体上表面对进气道形成遮挡，且负攻角数值越大遮挡越强烈，造成进气道捕获流量减少；而正攻角下，前体下表面将部分捕获区域之外的气流折转进入进气道流道，使进气道捕获流量增加，且随着正攻角数值的增大这种效果越明显。

图12示出了一体化前体模型阻力系数、升力系数和升阻比随飞行攻角的变化。升力系数和阻力系数随攻角的增大基本呈线性增大；升阻比也随攻角的增大而增大，但变化逐渐趋于平缓。负攻角时，相对于气流，乘波体上表面变为压缩面，而下表面压缩能力随着负攻角角度的增大而减小，造成上、下表面压差减小，使得气流阻力降低。故随着负攻角角度的增大，一体化前体模型升力系数、阻力系数均减小。正攻角姿态下，气流在上表面转折膨胀而压力减小，在下表面偏转角增大使得压缩增强，造成一体化前体模型升力和阻力同时增大。但随着攻角的增大，升力系数增大的程度要比阻力系数增大的程度大，从而使得升阻比逐渐增大。

4 结论

结合二元混压式进气道和密切锥乘波体设计方法，设计了一腹部并列进气布局的高超声速飞行器一体化前体模型，通过对其流场的数值模拟研究，得到结论如下：

(1)密切锥乘波体设计方法灵活、实用，通过合理选择设计参数，可获得与二元进气道流场及结构耦合良好的一体化前体模型，且该模型兼具进气道激波封口和乘波体中心流场均匀的特点，具有良好的一体化性能。

(2)随着飞行马赫数的增大，一体化前体模型的升力系数和升阻比有所减小，阻力系数基本不变，进气道增压比和流量系数增大，但由于激波损失增大使得进气道总压恢复系数减小。

(3)一体化前体模型具有良好的正攻角特性，随着正攻角角度的增大，升阻比逐渐提高，进气道增压比和流量系数均增大，但总压恢复系数逐渐减小。

(4)一体化前体模型的升阻特性和进气特性随着负攻角角度的增大均逐渐恶化，尤其是进气道总压恢复系数出现急剧下降。

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