綜合利用渦波效應的大容量寬速域飛行器氣動布局設(shè)計

楊龍 王璐 李雪飛 錢戰(zhàn)森

摘要：高超聲速飛行器在亞、跨、超及高超聲速等速域內(nèi)的氣動效率與容量問題是制約高超聲速飛行器實用化的重要瓶頸問題。大容量寬速域高性能氣動布局設(shè)計技術(shù)在保證高超聲速巡航階段高氣動性能的同時，迫切需要在具備足夠容量的前提條件下實現(xiàn)高的亞、跨及超聲速氣動效率。通過綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力，提出了一種渦波綜合利用寬速域大容量氣動布局設(shè)計方法。結(jié)合計算流體力學（CFD）方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計平臺，設(shè)計得到一種背負式大容量氣動布局，計算結(jié)果表明，該布局在跨聲速與高超聲速下的最大升阻比分別可達到10.3與5.9，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下均具有良好的氣動性能，彌補了傳統(tǒng)乘波體氣動布局在亞、跨聲速下的性能缺陷，可為高超聲速飛行器氣動布局走向工程應用提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：寬速域；大容量；渦波綜合利用；氣動布局；優(yōu)化設(shè)計

中圖分類號：V221.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.007

高超聲速飛行器設(shè)計技術(shù)具有戰(zhàn)略性、前瞻性、標志性和帶動性，是21世紀航空航天技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)研究領(lǐng)域[1]。以美國為代表，對高超聲速飛行器研究已經(jīng)從概念和原理性探索階段進入到具有明確應用背景的先期技術(shù)開發(fā)和飛行演示試驗階段，其中以X-43A和X-51A代表的高超聲速飛行器先進技術(shù)已經(jīng)成功地進行了飛行演示驗證試驗[2-4]。

近年來，世界各航空航天強國基本已經(jīng)構(gòu)建了高超聲速飛行器設(shè)計理論、原理與設(shè)計方法。自1959年Nonweiler提出乘波構(gòu)型概念以來，乘波體設(shè)計理論的提出與完善更是為該類飛行器設(shè)計提供了便利的工具手段。至今，楔形流乘波體設(shè)計方法[5]、錐形流乘波體設(shè)計方法[6]、密切錐乘波體設(shè)計方法[7]等均開展了系列基礎(chǔ)理論與工程應用研究。尤延鋮等更將乘波原理由外流乘波拓展到內(nèi)流乘波，提出內(nèi)外流雙乘波一體化設(shè)計方法[8-9]。但是以上研究僅僅解決了高超聲速飛行器在高超聲速巡航階段的氣動性能，沒有考慮到低跨聲速段氣動性能，低跨聲速段嚴重的性能缺陷日益成為制約其工程化應用的瓶頸問題。

近年來，國內(nèi)外學者面向高超聲速飛行器寬速域設(shè)計問題進行了諸多嘗試。國防科技大學李世斌等[10]提出一種可變馬赫數(shù)乘波體設(shè)計新方法，該設(shè)計方法的創(chuàng)新點在于設(shè)計馬赫數(shù)可變，圓錐角隨馬赫數(shù)變化。當飛行馬赫數(shù)變化時，飛行器可保持乘波特性，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下具有良好的氣動性能，這對高超聲速飛行器一體化設(shè)計非常有利。西北工業(yè)大學韓忠華團隊[11]基于Kriging模型的代理優(yōu)化算法開展了高超聲速飛行器寬速域翼型優(yōu)化設(shè)計研究，得到的新型雙S形翼型實現(xiàn)跨聲速升阻比78.9，高超聲速升阻比5.94，充分肯定了高超聲速條件下翼型優(yōu)化設(shè)計的重要作用。以上研究緩解了高超聲速飛行器低跨聲速與高超聲速氣動矛盾，但距離具有明確應用背景的真實飛行器氣動布局技術(shù)開發(fā)仍存在很大距離。

為了加快高超聲速飛行器工程化應用，需要提高其執(zhí)行真實任務所需的容量與各速域（亞、跨、超及高超聲速）氣動性能，避免在加速段因低氣動性能而導致的油耗過高問題，有必要對高超聲速飛行器大容量寬速域氣動布局開展研究。高超聲速飛行器的大容量設(shè)計所需的氣動外形、低速域階段高氣動性能所需的氣動外形和高速域階段高氣動性能所需的氣動外形往往是相互矛盾的。本文針對高超聲速飛行器容量及各速域高氣動性能所需的氣動外形矛盾問題，通過對低速渦升力與高速激波壓縮升力的綜合利用，探索保證高超聲速飛行器容量需求及高超聲速飛行巡航性能要求的同時，解決傳統(tǒng)高超聲速飛行器布局設(shè)計中亞、跨聲速階段的低氣動效率問題。

1大容量寬速域氣動布局設(shè)計

乘波體設(shè)計方法是目前熱門且主流的高超聲速飛行器設(shè)計方法，通過將激波后的高壓區(qū)限制在迎風面從而避免/降低高壓流動向背風面泄漏，充分利用高超聲速階段的激波壓縮升力效應，相較常規(guī)飛行器可提升多達25%的氣動升力，從而實現(xiàn)高超聲速巡航態(tài)的高升阻比。但該設(shè)計方法得到的幾何構(gòu)型通常容量低，且在低跨聲速時性能差，是目前制約其工程化的最大障礙。

本文通過綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力，提出了一種面向高超聲速飛行器的渦波綜合利用大容量寬速域氣動布局設(shè)計方法。該方法通過組合乘波前體、大容量機身與寬速域曲線前緣機翼，在保證了高超聲速飛行器大容量需求與高超聲速巡航階段氣動性能要求的同時，提高了飛行器的亞、跨聲速氣動性能。采用大容量機身可以保證高超聲速飛行器的容量需求；高超聲速段采用乘波體設(shè)計方法將激波與高壓流動維持在飛行器下表面，通過“騎乘激波飛行”實現(xiàn)高升阻比；在亞跨聲速段通過曲線前緣翼的大后掠邊條向背風面卷起漩渦，造成背風面前緣大面積低壓區(qū)，有效提高了亞跨聲速段的氣動升力，避免氣動性能的顯著惡化。整體設(shè)計思路如圖1所示，圖2給出了渦波綜合利用的設(shè)計原理示意圖。

本文設(shè)計的布局外形如圖3所示，采用背負式進氣內(nèi)外流雙乘波一體化布局設(shè)計，選取Ma=6.5作為彎曲激波外壓縮進氣道設(shè)計點，雙垂尾布置在機翼兩端。該布局的關(guān)鍵幾何參數(shù)見表1。

考慮到高超聲速飛行器所處的嚴酷氣動熱環(huán)境，所有銳邊進行鈍化處理，最小鈍化半徑10mm。推進系統(tǒng)設(shè)置于機身背部前體激波內(nèi)，避免激波干擾導致的波阻增量。推進系統(tǒng)與機翼采用翼身融合設(shè)計，通過推進系統(tǒng)與機翼的協(xié)調(diào)優(yōu)化保證整機具備滿足真實飛行的容量要求。

基于弓形邊條設(shè)計思想，通過優(yōu)化組合不同后掠角乘波翼實現(xiàn)渦波綜合應用乘波翼設(shè)計。考慮到機翼厚度以及結(jié)合乘波體設(shè)計參數(shù)特點等因素，給定乘波流場設(shè)計點馬赫數(shù)與激波角，并通過前后組裝布置高速大后掠角乘波前翼與低速小后掠角乘波主翼，實現(xiàn)高馬赫數(shù)時的“乘波”升力和低馬赫數(shù)時邊條翼為主翼所帶來的誘導渦升力的綜合應用，從而提高布局寬速域氣動效率。

2渦波綜合利用效果分析

2.1計算方法

采用SA湍流模型，利用有限體積法將控制方程離散，空間離散方法采用Roe格式，時間推進采用LU-SGS隱式方法。計算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了保證能夠模擬邊界層內(nèi)的流動特征，在物面附近生成棱柱層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為飛機參考長度的10-6，網(wǎng)格點數(shù)為600萬左右，網(wǎng)格分布如圖4所示。物面采用無滑移物面邊界條件，對稱面采用對稱邊界條件，遠場由當?shù)匾痪S黎曼不變量確定，進氣道部分采用冷通流數(shù)值模擬方法。渦波綜合利用效果評估的典型計算狀態(tài)見表2。

2.2算例驗證

選擇AGARD-B標模（見圖5）來驗證數(shù)值模擬方法的精度。采用半模非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在靠近物面附近采用長寬比較大的網(wǎng)格來識別流動邊界層，在遠離邊界的地方采用四面體網(wǎng)格填充，這樣處理能保證效率和精度的平衡。網(wǎng)格單元總數(shù)為700萬左右。計算來流馬赫數(shù)Ma=4.0，靜溫71.4K，靜壓1975.8Pa。

計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)[12]對比如圖6所示。數(shù)值模擬結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)高度吻合，說明本文所采用的數(shù)值模擬方法具有較高的精度，可用于計算和分析飛行器布局的氣動特性。

2.3跨聲速渦升力效應

圖7給出了來流馬赫數(shù)0.8時典型迎角下飛行器表面流線結(jié)構(gòu)。迎角-2°與0°時機翼上表面沒有旋渦生成。在迎角5°時，由機翼前緣邊條誘導產(chǎn)生一級渦，由中段前緣機翼發(fā)展出二級渦，二級渦產(chǎn)生的吸力占渦升力的主導作用，誘導二級渦側(cè)后方機翼背風面前緣區(qū)域產(chǎn)生低壓區(qū)。當迎角達到9°時，一級渦與二級渦合并成為覆蓋過半翼面的大渦，在機翼背風面誘導出大面積低壓區(qū)。平坦的前體背風面在大的馬赫數(shù)與迎角變化范圍內(nèi)都具有所期望的渦結(jié)構(gòu)，進氣道前基本是二維平面流動，確保了進氣道與發(fā)動機工作性能。

圖8展示了來流馬赫數(shù)0.8時典型迎角下飛行器上表面壓力系數(shù)分布及渦的發(fā)展。伴隨迎角增大，機翼表面壓力沿展向分布變化增大。飛行迎角在5°及以上時，由曲線前緣翼的大后掠邊條卷起漩渦，并在后掠主翼的擾動下渦強度進一步增強。漩渦導致背風面出現(xiàn)大面積低壓區(qū)，提高了整機升力特性。在5°～9°迎角范圍內(nèi)，相同縱向站位處渦強度隨迎角增加而增加，同時背風面漩渦導致的低壓區(qū)面積擴大。由機頭向機尾方向，渦強度降低，由此導致機翼背風面吸力減弱。

圖9給出了該布局在Ma=0.4與Ma=0.8時的全機升力與升阻比情況。可以發(fā)現(xiàn)，在計算迎角范圍內(nèi)，升力線斜率基本不變，渦升力推遲了失速迎角，使得該布局在較大迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)隨迎角增加而線性增加，直到12°迎角尚未出現(xiàn)失速現(xiàn)象。當來流馬赫數(shù)為0.4時在3o迎角達到最大升阻比8.5，當來流馬赫數(shù)為0.8時在3o迎角達到最大升阻比9.8。需要注意的是，以上氣動力特性均為扣除內(nèi)流氣動力。

2.4高超聲速激波壓縮升力效應

高超聲速飛行器存在升阻比屏障[13]，在氣動布局概念設(shè)計中，對于無黏設(shè)計升阻比采用式（2）：

根據(jù)以上公式，高超聲速飛行器最大升阻比約在6左右。美國空軍首席科學家Lewis[14]曾經(jīng)提出：利用完善的乘波理論可以很容易地設(shè)計出升阻比為5～7的飛行器。但經(jīng)過多年的技術(shù)發(fā)展，我們發(fā)現(xiàn)以上觀點過于樂觀，目前匹配上吸氣式發(fā)動機的高超聲速飛行器升阻比最大僅為3.8。參考文獻[4]和參考文獻[15]指出，X-43A在Ma=7.0、α=2.0°～ 2.5°下飛行時，升阻比約為2；X-51A通氣狀態(tài)的升阻比也比較低，在Ma=6.0、α=4.0°～5.0°時，巡航升阻比基本在2.2～ 2.5之間。

為了提高飛行器的升阻比，本文采用乘波體設(shè)計方法進行乘波前體設(shè)計。乘波體是一種利用自身激波提高其整體性能的飛行器，通過“騎乘”高超聲速飛行器下部激波產(chǎn)生的高壓氣流，獲得額外的壓縮升力。圖10給出了Ma=6.0時飛行器升力與升阻比情況。在來流馬赫數(shù)Ma=6.0、α= 20°時升力系數(shù)非線性增量為0.0695，增幅為23.5%。飛行器最大升阻比為5.3，值得注意的是，這里采用冷通流數(shù)值模擬方法，扣除內(nèi)阻。

圖11給出了Ma=6.0時典型迎角下的對稱面馬赫數(shù)分布，可以發(fā)現(xiàn)在0°迎角時前體激波未封口。在5°迎角時前體激波正好打在進氣道唇口，保證前體激波在縱向與橫向包住整個推進系統(tǒng)，避免激波干擾導致的波阻增量。氣動升力的主要貢獻來自于迎風面，但當飛行器在小迎角飛行時，飛行器背風面對升力也有貢獻，因為存在有限的負壓力系數(shù)，如圖12所示。

3渦波綜合利用布局氣動外形優(yōu)化

3.1 ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計平臺

渦波綜合利用布局氣動外形優(yōu)化設(shè)計基于ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計平臺[16]開展。該優(yōu)化設(shè)計平臺是航空工業(yè)空氣動力研究院（AVIC ARI）針對飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計的氣動優(yōu)化設(shè)計平臺。它可以求解任意多約束的單目標、多目標優(yōu)化問題，主要應用于高精度計算流體力學（CFD）的氣動優(yōu)化設(shè)計，也可用于氣動/結(jié)構(gòu)、氣動/隱身等多學科優(yōu)化及其他工程優(yōu)化設(shè)計問題，在軍、民用飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計上得到了較為廣泛的應用。優(yōu)化軟件集成于航空工業(yè)氣動院大型計算集群，可進行大規(guī)模并行優(yōu)化。該軟件包含氣動外形參數(shù)化、網(wǎng)格自動變形、高逼真度CFD數(shù)值模擬、代理模型和高效優(yōu)化算法等模塊，代理模型技術(shù)采用的算法和程序模塊主要來自西北工業(yè)大學韓忠華教授團隊[17-23]。

3.2優(yōu)化策略

針對渦波綜合利用布局氣動外形優(yōu)化設(shè)計的設(shè)計狀態(tài)如下：

3.2.1參數(shù)化方法

由于模型比較復雜，涉及機翼機身融合過渡及較多幾何約束，因此采用基于CATIA二次開發(fā)的參數(shù)化方法。基于CATIA二次開發(fā)的參數(shù)化方法可以調(diào)用CATIA曲面造型模塊生成高精度曲線曲面，適合復雜模型生成；同時該方法可以方便地計算面積、容積、前后梁高度等幾何約束特性，滿足渦波綜合利用布局氣動外形優(yōu)化設(shè)計對幾何約束的需求。

渦波綜合利用布局氣動外形參數(shù)化主要由三部分組成，即過渡段造型參數(shù)化、機翼/機身相對位置參數(shù)化及機翼剖面翼型參數(shù)化，共51個控制參數(shù)。過渡段造型由一條Bezier曲線控制（見圖13），該曲線由9個參數(shù)控制。機翼/機身相對位置參數(shù)化共6個控制參數(shù)（見圖14），包含機翼相對機身在垂直于來流方向位置控制參數(shù)三個和機翼各控制剖面的扭轉(zhuǎn)角三個。機翼各剖面翼型參數(shù)化方法采用Hicks-Henne參數(shù)化方法，控制剖面1翼型使用18個控制參數(shù)；控制剖面2和3使用相同翼型，18個控制參數(shù)。為保證機身具有較大容量，優(yōu)化設(shè)計過程不對機身進行大范圍修改，僅機身下表面隨控制剖面1翼型下表面進行細微過渡調(diào)整。

3.2.2網(wǎng)格

為提高優(yōu)化設(shè)計效率，兩個設(shè)計狀態(tài)采用同一套網(wǎng)格進行計算。計算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)半模網(wǎng)格（見圖15），網(wǎng)格量為316萬網(wǎng)格節(jié)點，附面層首層高度為1.5×10-5m，遠場為50倍機身長度。

3.2.3優(yōu)化算法

本文采用代理優(yōu)化算法，是近年來興起的一種基于代理模型的高效優(yōu)化算法[23-24]。該方法結(jié)合了高精度代理模型技術(shù)及高效的多目標遺傳算法，既保留了遺傳算法的全局性，又提高了遺傳算法的優(yōu)化效率。大量的標準測試算例和實際工程應用的優(yōu)化算例[16]表明，對于局部優(yōu)化問題，基于可加點Kriging代理模型的多目標遺傳算法的優(yōu)化效率（以目標函數(shù)計算次數(shù)為評價標準）與梯度法相當；對于全局優(yōu)化問題，優(yōu)化效率比遺傳算法等其他全局優(yōu)化算法高1～2個數(shù)量級。

優(yōu)化流程如圖16所示，可描述如下：（1）對設(shè)計空間進行試驗設(shè)計，獲得初始樣本點并調(diào)用數(shù)值求解模塊獲得響應值，構(gòu)建初始代理模型；（2）基于代理模型，采用多目標遺傳算法求解相應的子優(yōu)化問題，以很小的計算代價，對最優(yōu)解進行預測，按照一定的優(yōu)化加點準則獲得新樣本點；（3）調(diào)用數(shù)值求解模塊計算得到新樣本點響應值，并將結(jié)果添加到現(xiàn)有數(shù)據(jù)集中，不斷更新代理模型，直到所產(chǎn)生的樣本點序列收斂于局部或全局最優(yōu)解。

3.3優(yōu)化結(jié)果

使用拉丁超立方方法進行試驗設(shè)計，構(gòu)建樣本空間，初始樣本點共96個。優(yōu)化過程中加點4次，共調(diào)用CFD求解器對樣本點進行評估131次，收斂歷程如圖17所示（綜合優(yōu)化設(shè)計時間及優(yōu)化效果人工干預結(jié)束優(yōu)化設(shè)計過程）。圖18為優(yōu)化后氣動外形示意圖。

表3為優(yōu)化前后氣動特性對比表（優(yōu)化設(shè)計時為了提高優(yōu)化效率，對模型進行簡單處理，將進氣道入口與出口處進行封堵，入口處設(shè)置為壓力入口邊界，出口處設(shè)置為無滑移物面邊界，氣動力積分時不計算出口/入口處氣動力，因此在升阻力數(shù)值上與前文評估結(jié)果略有差別；表中K代表升阻比，dK代表升阻比相較初始構(gòu)型的變化量）。相比初始構(gòu)型，Ma=0.8、α=3°時升阻比增加4.8%；Ma=6.0、α=5°時升阻比增加6.2%。圖19～圖22為不同狀態(tài)下初始構(gòu)型和優(yōu)化構(gòu)型上下表面壓力云圖對比圖，可以看出Ma=0.8時優(yōu)化構(gòu)型顯著減小了上表面激波強度，從而降低阻力；Ma=6.0時優(yōu)化構(gòu)型迎風面壓力分布更為和緩，背風面漏波情況得到一定程度改善。

將優(yōu)化模型增加進氣道等部件，采用冷通流方式進行模擬評估，以驗證飛行器整體性能及優(yōu)化設(shè)計效果。表4為帶進氣道等部件時飛行器優(yōu)化設(shè)計前后氣動特性對比表，圖23為采用冷通流方法評估得到的飛行器優(yōu)化設(shè)計前后升力系數(shù)、升阻比隨迎角變化曲線。由表3和表4可知本文采用的模型處理方法不會影響優(yōu)化效果。從圖23可以看到優(yōu)化構(gòu)型在設(shè)計點氣動性能提升明顯，且在各速域的非設(shè)計點（除Ma=6.0，α=-2°狀態(tài)）氣動特性均比原始構(gòu)型有所提高。

4結(jié)論

本文通過綜合利用低跨聲速渦升力與高超聲速激波壓縮升力，提出了一種渦波綜合利用寬速域大容量氣動布局設(shè)計方法。結(jié)合CFD方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計平臺，設(shè)計得到一種背負式大容量氣動布局。研究結(jié)果表明，該布局在足夠的容積效率條件下在寬速域范圍內(nèi)具有良好的氣動性能，可為高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計提供技術(shù)參考。主要結(jié)論包括以下兩點：

（1）建立了渦波綜合利用設(shè)計方法，通過優(yōu)化組合乘波前體與寬速域曲線前緣機翼，綜合利用低速渦升力與高速激波壓縮升力可以有效協(xié)調(diào)高超聲速飛行器亞跨聲速與高超聲速氣動設(shè)計矛盾。

（2）基于渦波綜合利用原理，結(jié)合CFD方法與ARI_OPT優(yōu)化設(shè)計平臺，設(shè)計得到一種背負式大容量氣動布局，該布局在跨聲速與高超聲速下的最大升阻比分別為10.3與5.9，飛行器整體性能穩(wěn)定且在寬速域條件下具有良好的氣動性能。

參考文獻

[1]羅金玲，李超，徐錦.高超聲速飛行器機體/推進一體化設(shè)計的啟示[J].航空學報，2015，36（1）： 39-48. Luo Jinling， Li Chao， Xu Jin. Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2015， 36（1）： 39-48.（in Chinese）

[2]Mutzman R，Murphy S. X-51 development：A chief engineers perspective[C]// 17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference，2011.

[3]Richardson D. Fourth X-51A waverider sustains Mach 5.1 for six minutes[J]. Janes Missiles & Rockets，2013，17（7）：4.

[4]Joyce P J，Pomroy J B. The Hyper-X launchvehicle：Challenges and design considerations for hypersonic flight testing[R].AIAA-2005-3333，2005.

[5]Nonweiler T R F. Aerodynamic problems of manned space vehicles[J].Aeronautical Journal，1959，63（585）：521- 528.

[6]Jones J G，Moore K C，Pike J，et al. A method of designing lifting configurations for high supersonic speeds using axisymmetric flow field[J]. Archive of Applied Mechanics，1968，37（1）：56-72.

[7]劉濟民，沈伋，常斌，等.乘波體設(shè)計方法研究進展[J].航空科學技術(shù)， 2018， 29（4）：1-8. Liu Jimin， Shen Ji， Chang Bin， et al. Review on the design methodologyofwaverider[J].AeronauticalScience& Technology， 2018， 29（4）： 1-8.（in Chinese）

[8]尤延鋮，梁德旺.基于內(nèi)乘波概念的三維變截面超聲速進氣道[J].中國科學：技術(shù)科學，2009，39（8）：1483- 1494. You Yancheng， Liang Dewang. Design concept of threedimensional section controllable internal waverider hypersonic inlet[J]. Science China：Scientia Sinica Technologica， 2009， 39（8）： 1483-1494.（in Chinese）

[9]尤延鋮，梁德旺，郭榮偉，等.高超聲速三維內(nèi)收縮式進氣道/乘波前體一體化設(shè)計研究評述[J].力學進展，2009，39（5）：513- 525. You Yancheng， Liang Dewang， Guo Rongwei， et al. Overview oftheintegrationofthree-dimensionalinwardturning hypersonic inlet and waverider forebody[J]. Advances in Mechanics， 2009， 39（5）： 513-525.（in Chinese）

[10]Li S B，Huang W. Variable mach number design methodology for wide speed range waverider generated from axisymmetric supersonic flows[R].AIAA-2017-2439，2017.

[11]孫祥程，韓忠華，柳斐，等.高超聲速飛行器寬速域翼型/機翼設(shè)計與分析[J].航空學報，2018， 39（6）： 121737. Sun Xiangcheng， Han Zhonghua， Liu Fei， et al. Design and analysis of hypersonic vehicle airfoil/wing at wider-ange Mach numbers[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018， 39（6）： 121737.（in Chinese）

[12]崔春. 1.2m三聲速風洞流場性能的試驗研究[D].長沙：國防科技大學，2012. Cui Chun. Experimental study on flow field performance of 1.2m three speed wind tunnel[D]. Changsha： National University of Defense Technology， 2012.（in Chinese）

[13]Kuchemann D. The aerodynamic design of aircraft[M]. Oxford：Pergamon Press，1978.

[14]Lewis M J，ONeil M K L. Optimized scramjet engine integration on a waverider airframe[D]. Maryland：University of Maryland College Park，1992.

[15]Mutzman R，S Murphy. X-51 development：A chief engineers perspective[C]// 17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference，2011.

[16]魏闖，楊龍，李春鵬，等. ARI_OPT氣動優(yōu)化軟件研究進展及應用[J].航空學報， 2020， 41（4）：623370. Wei Chuang， Yang Long， Li Chunpeng， et al. Research progressandapplicationofARI_OPTsoftwarefor aerodynamic shape optimization[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2020， 41（4）：623370.（in Chinese）

[17]韓忠華. Kriging模型及代理優(yōu)化算法研究進展[J].航空學報，2016， 37（11）：3197-3225. Han Zhonghua. Kriging surrogate model and its application to design optimization： A review of recent progress[J]. Acta Aeronautics et Astronautica Sinica， 2016， 37（11）： 3197-3225.（in Chinese）

[18]Han Z H，Zhang Y，Song C X，et al. Weighted gradientenhanced Kriging for high-dimensional surrogate modelling and design optimization[J]. AIAA Journal，2017，55（12）：4330-4346.

[19]Han Z H，Abu-zurayk M，G？rtz S，et al. Surrogate-based，aerodynamic shape optimization of a wing-body transport aircraft configuration[M]. Berlin：Springer，2018.

[20]Zhang Y，Han Z H，Zhang K S. Variable-fidelity expected improvement method for efficient global optimization of expensivefunctions[J].StructuralandMultidisciplinary Optimization，2018，58（4）：1431-1451.

[21]喬建領(lǐng)，韓忠華，宋文萍.基于代理模型的高效全局低音爆優(yōu)化設(shè)計方法[J].航空學報， 2018， 39（5）：121736. Qiao Jianling， Han Zhonghua， Song Wenping. An efficient surrogate-based global optimization for low sonic boom design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018， 39（5）： 121736.（in Chinese）

[22]Han Z H，Chen J，Zhang K S，et al. Aerodynamic shape optimization of natural-laminar-flow wing using surrogatebased approach[J].AIAAJournal，2018，56（7）：2579-2593.

[23]韓忠華，張瑜，許晨舟，等.基于代理模型的大型民機機翼氣動優(yōu)化設(shè)計[J].航空學報，2019，40（1）：155-170. Han Zhonghua， Zhang Yu， Xu Chenzhou， et al. Aerodynamic optimization design of large civil aircraft wings using surrogate-based model[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2019， 40（1）：155-170.（in Chinese）

[24]馬博平，王剛，葉坤，等.基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和遺傳算法的超聲速Licher雙翼優(yōu)化設(shè)計研究[J].航空科學技術(shù)， 2019， 30（9）： 73-80. Ma Boping， Wang Gang， Ye Kun， et al. Supersonic licher biplane optimization using radial-basis function neural network andgenetic algorithm[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（9）： 73-80.（in Chinese）

（責任編輯王昕）

作者簡介

楊龍（1988-）男，學士，工程師。主要研究方向：氣動優(yōu)化設(shè)計。

Tel：024-86566716

E-mail：jerryyl216@163.com

Vortex-wave Comprehensive Utilization for Large Volume Capacity and Wide-speed Aerodynamic Layout Optimization Design

Yang Long*，Wang Lu，Li Xuefei，Qian Zhansen

Aeronautical Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Force Research，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China

Abstract： The problem of sub-sonic aerodynamic efficiency and capacity of hypersonic vehicles has become a bottleneck problem that restricts the technology of hypersonic vehicles from the conceptual and theoretical exploration stage to the advanced technology development and flight demonstration test stage with clear application background. The high-capacity and wide-speed domain high-performance aerodynamic layout design technology should ensure high aerodynamic performance during the hypersonic cruise stage， and urgently needs to achieve high transonic speed aerodynamic efficiency under the premise of sufficient capacity. Through the comprehensive use of low-speed vortex lift and high-speed shock compression lift， a vortex-wave comprehensive utilization of wide-speed domain and large-capacity aerodynamic layout design method was proposed. Combining the CFD method and the ARI_OPT optimization design platform， a knapsack large-capacity aerodynamic layout was designed. The evaluation results show that the maximum lift-to-drag ratio of the layout at transonic and hypersonic speeds is 10.3 and 5.9， respectively. The overall performance of the aircraft is stable and has good aerodynamic performance under wide-speed conditions， which makes up for the performance defects of the traditional wave rider aerodynamic layout at transonic speed， and can provide technical support for hypersonic aircraft to engineering applications.

Key Words： wide-speed domain； large capacity； vortex-wave comprehensive utilization； aerodynamic layout； optimization design