臨近空間高超聲速飛行氣動外形設計初探

左艷輝

（海軍駐南昌地區航空軍事代表室，江西南昌 330024）

臨近空間高超聲速飛行氣動外形設計初探

左艷輝

（海軍駐南昌地區航空軍事代表室，江西南昌 330024）

根據臨近空間大氣特點、對臨近空間高超聲速飛行器的乘波體外形設計進行了初步探討。論文介紹了乘波構型的概念和生成方法、基于楔形流場進行了兩種∧型乘波體的外形設計，并且完成了數值模擬以及計算分析。數值模擬的結果驗證了基于楔形流場∧型乘波外形設計方法和設計過程的可行性，為臨界空間高超聲速飛行器氣動外形設計提供了參考。

臨近空間；高超聲速；∧型乘波體；數值模擬計算

0 引 言

臨近空間高超聲速飛行器是一種新型的戰略威懾和戰術運用武器平臺，具有全球攻擊、機動作戰等特點，特別是在遠程打擊、快速突防、電子壓制、對地偵察和預警等方面極具發展潛力，在國家安全體系中具有極高的軍事戰略價值。

臨近空間高超聲速飛行器具有高空高速的優勢，不僅可以避免目前絕大多數的地面攻擊，還可以對敵方各種高價值目標進行快速、精確的打擊。能夠保持軍事能力影響快速或持續存在，通過高速、隱身的突防或者防區外精確攻擊能力對敵形成高強度、長時間的威懾效應，并通過戰術打擊實現戰略目的。針對防護嚴密的航空母艦戰斗群，傳統的巡航導彈、反艦導彈、彈道反艦導彈等武器都難以確保高效的作戰效果。利用臨近空間高超聲速飛行器的優勢發展出一種臨近空間反艦導彈將是未來打擊航母戰斗群的一種重要手段。未來將臨近空間反艦導彈利用高空高速的優勢，對敵航母戰斗群尤其是戰斗群中的航母進行精確打擊，能為我軍贏得重大的戰術戰略優勢，使得武器的速度、打擊范圍、生存能力、突防能力都有較大的提高，彌補了現有武器的不足之處。

由于臨近空間環境與普通的大氣環境有極大的區別，具有不連續性、電離化、偏離輻射平衡等特點，并且存在Brewer-Dobson環流等特殊的大氣現象，大氣環境不僅稀薄并且十分復雜。傳統的氣動外形不適用于臨近空間的高超聲速飛行器，因此氣動外形設計成為了臨近空間高超聲速飛行器設計的重點。

高超聲速飛行器設計一般采用乘波體構型，其特點是激波在整個前緣附體，在空氣動力學上的優點是，在下表面位于激波后的高壓氣流被完全封住，不會繞過前緣“溢出”到上表面去，因而可以保持高壓。與傳統飛行器相比，產生同樣的升力，乘波體只需要較小的攻角，因此其升阻比顯然會大得多。同時，由于乘波體將流場沿前緣分割為上下兩個部分，有效地將上下表面的設計分為兩個相對獨立的問題，下表面可以產生指定的激波形狀和合適的進氣道進口流場，而上表面的設計則可以適應于內部容積等其它要求，因而可以大大提高設計效率。所有的高壓氣體都在乘波體下方，所有產生波阻的氣體同時也提供了升力，而上表面設計成膨脹面也可以提供附加的升力，其整體的升阻比可以大大高于常規飛行器。H.Kossira等對一項M6.3巡航的乘波體飛行器方案的研究認為，采用乘波體方案大約可減少30%的起飛重量，推力需求也大大減少。

本文對乘波體構型的基本構造原理和設計方法進行了探討，重點介紹源于楔形流場∧型乘波體構型的設計方法，根據高超聲速楔形流的解析解建立了∧型乘波體模型，并且對設計的乘波體進行CFD計算和分析。

1 乘波構型及其生成

1.1 乘波構s型的概念

所謂乘波體，是指一種外形特殊的、其所有的前緣都具有附體激波的超音速或高超音速飛行器。它的設計與常規的由已知的物理外形求解流場的方法相反，是先給定流場，然后再推導出外形。一般簡單的乘波體外形是用已知的非粘性流方程的精確解導出的。因為斜激波和圓錐激波在超音速流中都可以獲得精確解，所以就構成了設計乘波體的基礎。

與傳統的超音速或高超音速飛行器相比，乘波體有幾個明顯的特點：

1)“乘波”：激波完全附著于飛行器的前緣，這是乘波體和傳統的超聲速或高超聲速飛行器的最主要的區別。傳統的超聲速或高超聲速飛行器在高速飛行時會產生激波，但多是脫體激波。而乘波體是一種經過特別設計的飛行器，它可以使激波附著于整個前緣。因此，與其它飛行器相比，“乘波”是它最為顯著的特點。

2)高升阻比：由于激波附著于乘波體的前緣，可以防止下表面的高壓氣流“漏到”上表面，這樣就提高了上、下表面間的壓強差，從而使得飛行器的升力增加。而傳統的飛行器由于激波不能完全附著于前緣，上、下表面間的氣流相連通，下表面的高壓氣流“泄漏”到上表面，導致飛行器的升力減少，升阻比也減小。在這種情況下，飛行器為了增加升力，不得不加大飛行迎角，從而導致飛行器的其它性能受到限制。因此，在相同的升力下，乘波構型的升阻比更高。

1.2 乘波構型的生成方法

乘波構型的生成有如下幾種方法：基于楔形流場Λ型乘波構型、源于錐形流動的乘波構型、源于傾斜圓錐和橢圓錐體流動的乘波構型、源于楔形-錐形混合流動的乘波構型和源于吻切錐流場的乘波構型等，考慮到本文僅為乘波構型設計初探，所以選取的流場為楔形流場，下章將詳細介紹基于楔形流場∧型乘波構型。

2 基于楔形流場∧型乘波外形設計

基于楔形流場生成乘波外形是一種最簡單、最基本的乘波外形生成方法，因此，研究楔形流場乘波外形生成對于了解乘波體構型的基本構造原理、設計思路和設計方法是必要而且是重要的。本章介紹了由楔形流場反設計乘波外形的方法，以及基于此方法下乘波體氣動力的計算方法。

1959年，Nonweiler提出了由已知得流場構造三維高超音速飛行器的觀點，選擇平面斜激波后的流場來生成有∧型橫截面和三角翼平面的構型∧乘波構型，其生成過程如下：

1)假定有一角度為δ的尖劈，置于超聲速馬赫數M，攻角α=0的氣流中，產生的流場就是源流場：激波前為自由流，激波為平面激波，激波角為β，激波后的流場有精確解，滿足如下δ-β-M關系式：

2）選一∧型柱面，將其平行于來流方向地置于上述流場中，與激波平面的交線即為乘波體前緣線。從前緣線上的各點追蹤激波后的流線，這些流線形成的流面作為乘波體的下表面；前緣線至截至平面之間的捕捉管面形成乘波體的上表面，如圖1所示。

圖1 ∧型楔形流場乘波體

根據上述方法設計∧型乘波體，定義乘波構型的寬為500 mm，高為300 mm，乘波體出口平面形狀為∧型橫截面和三角翼平面兩種構型，如圖2和圖3所示。

圖2 ∧型橫截面

圖3 三角翼平面

為了了解乘波體和非乘波體在氣動上的不同之處，需建一個非乘波體模型，模型保證與∧型橫截面乘波體長度、高度及底面積均相同一樣，如圖4所示。

圖4 非乘波體模型

3 數值模擬

對設計的乘波構型進行CFD數值模擬，驗證上述設計方法的正確性。

3.1 計算條件

來流靜壓1197Pa、靜溫226.509K，對應飛行條件為飛行高度約30 km、飛行馬赫數7，攻角0度，側滑角0度；

3.2 計算網格

采用非結構網格，表面網格如圖5~圖7所示，網格量大約300萬。

圖5 ∧型橫截面乘波體表面網格

圖6 三角翼平面乘波體表面網格

圖7 非乘波體表面網格

3.3 計算結果

3.3.1 兩種乘波體的比較

從圖8~圖13中可以看出，兩種乘波體下表面位于激波后的高壓氣流被完全封住，高壓氣流幾乎沒有繞過前緣 “溢出”到上表面，乘波體的前緣平面與激波的上表面重合,象騎在激波的波面上，因此，可以驗證這種乘波體設計方法和設計過程是正確的。

圖8 ∧型橫截面乘波體上表面壓力云圖

圖9 三角翼平面橫截面乘波體上表面壓力云圖

圖10 ∧型橫截面乘波體下表面壓力云圖

圖11 三角翼平面橫截面乘波體下表面壓力云圖

圖12 ∧型橫截面乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

圖13 三角翼平面乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

兩種乘波體計算得到的升阻特性如下表1所示，從表中可以看出：

1）兩種乘波體在設計狀態下，由于∧型橫截面乘波體底面積比三角翼平面乘波體大，產生的波阻就大，故阻力系數較大；

2）兩種乘波體在設計狀態下，由于∧型橫截面乘波體升力面比三角翼平面乘波體大，因此，升力系數較大；

3）根據超聲速斜激波理論，無粘流動，設計狀態下，（Cp為壓力系數）

乘波體升力系數：CL=Cpcos δ

乘波體阻力系數：CD=Cpsin δ

乘波體升阻比：CL/CD=1/tan δ

兩種乘波體楔形角δ都是一樣的，δ=11.605°，故兩種乘波體在設計狀態下的升阻比CL/CD=1/tan δ= 1/tan 11.605°=4.8694，與CFD數值仿真的結果是一致的，也能證明，基于楔形流場乘波外形設計方法是正確的。

3.3.2 乘波體與非乘波體的比較

從圖14~圖16可以看出：和乘波體不一樣，非乘波體下表面位于激波后的高壓氣流沒有被封住，部分高壓氣流繞過前緣“溢出”到上表面，從而使得升阻比減小，升阻特性比較如表2所示，乘波體升阻比相比非乘波體大。

表1 兩種乘波體升阻特性比較

表2 乘波體與非乘波體升阻特性比較

圖14 非乘波體上表面壓力云圖

圖15 非乘波體下表面壓力云圖

圖16 非乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

4 結 語

通過上述分析計算結果驗證了基于楔形流場∧型乘波外形設計方法和設計過程可行性和正確性，其乘波體構型的基本構造原理、設計思路和設計方法，能為以后臨界空間高超聲速飛行器氣動外形設計提供技術支撐。

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>>>作者簡介

左艷輝，男，1978年9月出生。2001年畢業于北京理工大學，工程師，主要從事航空裝備質量管理等工作。

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）