乘波體氣動(dòng)特性

乘波體外形有三個(gè)顯著的氣動(dòng)特性:低阻、高升力和大的升阻比，特別是對(duì)于高超音速飛行器。常規(guī)外形在超音速流中前緣大都是脫體激波，激波前后存在的壓差使得外形上的波阻非常大，而乘波體的上表面與自由流面同面，所以不形成大的壓差阻力，而下表面在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下受到一個(gè)與常規(guī)外形一樣的高壓，這個(gè)流動(dòng)的高壓不會(huì)繞過前緣泄露到上表面，這樣上下表面的壓差不會(huì)像常規(guī)外形一樣相互交流而降低下表面的壓力，使得升力降低。乘波體外形則因無(wú)此損失而得到大的升力，常規(guī)外形要得到同樣大的升力，必須使用更大的攻角。同時(shí)， 乘波體的下表面常常設(shè)計(jì)得較平，相對(duì)常規(guī)軸對(duì)稱外形，平底截面外形其上下壓差要大得多，所以升力也大得多。

乘波體的設(shè)計(jì)與常規(guī)的由外形決定流場(chǎng)再去求解的方法相反，而是先有流場(chǎng)， 然后再推導(dǎo)出外形， 其流場(chǎng)是用已知的非粘性流方程的精確解來(lái)決定的。根據(jù)乘波體的生成方法及源流場(chǎng)的不同，可將乘波體分成不同的種類。

這種乘波體的源流場(chǎng)是二維平面楔繞流，生成具有"∧"橫截面形狀和三角翼平面的構(gòu)型。超聲速氣流流過楔形體時(shí)，在下方產(chǎn)生一道從頂點(diǎn)開始的斜激波，穿越激波，流動(dòng)參數(shù)突躍，速度減小，壓力增大，同樣對(duì)于楔形流乘波體，超聲速氣流在下方形成一個(gè)激波面，激波面后的氣流形成高壓區(qū)，由此導(dǎo)致高升力。

生成這種乘波體的源流場(chǎng)是繞圓錐的流動(dòng)，當(dāng)超聲速氣流流經(jīng)一個(gè)圓錐時(shí)，產(chǎn)生一道圓錐形激波，在錐形流場(chǎng)內(nèi)選擇流面作為下表面，在下表面與緊貼前緣的圓錐激波面內(nèi)是高壓的超聲速氣流。

傾斜錐或者橢圓錐繞流的乘波體，這類乘波體的源流場(chǎng)不是軸對(duì)稱流場(chǎng)，而是采用非軸對(duì)稱流場(chǎng)來(lái)生成乘波體，如繞斜錐流動(dòng)或者橢圓錐流動(dòng)。這類流動(dòng)的解析解與數(shù)值解有所不同，通常包含對(duì)基本軸對(duì)稱圓錐流場(chǎng)的擾動(dòng)分析。與圓錐繞流的乘波體生成方法一樣，先選擇自由流流面，自由流面與斜錐流場(chǎng)的激波面相交，形成封閉的氣體空間，上表面就是自由流面，下表面就是錐體流場(chǎng)的彎曲流面。

選擇楔錐組合體的繞流是為了使乘波體既有平面楔形流乘波體的特性，也具有錐形流乘波體的特征。選定楔錐組合體的寬長(zhǎng)比和錐體錐角后，通過求解三維Euler方程得到其基本流場(chǎng)，乘波體外形可由組合體與激波面之間的區(qū)域內(nèi)任何流面生成。對(duì)于前體設(shè)計(jì)，按照進(jìn)氣道和燃燒室的需要來(lái)確定前緣線在底面的投影線，沿投影線向上游追蹤流線得到乘波體下表面，這樣得到的乘波體下表面流動(dòng)的中心段是楔形流，便于為發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻來(lái)流。

將三維超聲速流場(chǎng)中的任意一點(diǎn)，在二階精度范圍內(nèi)應(yīng)用一個(gè)軸對(duì)稱流運(yùn)動(dòng)方程來(lái)逼近，這個(gè)軸對(duì)稱流的軸線位于通過該點(diǎn)流線的相切平面內(nèi)。這樣當(dāng)?shù)氐娜S流動(dòng)就能用局部的二維軸對(duì)稱流動(dòng)來(lái)描述。在由相切錐體定義的平面內(nèi)，非軸對(duì)稱激波后的流動(dòng)段處理為錐形流的，在出口面內(nèi)，沿激波曲線使用一系列平面來(lái)定義流場(chǎng)，在每個(gè)相交平面激波角為常數(shù)，以保證在展向上是連續(xù)表面，由激波角和當(dāng)?shù)厍拾霃絹?lái)確定每個(gè)平面的錐形流頂點(diǎn)。

在二維楔形流中，使用確定翼平面和上表面曲率的二維冪指數(shù)函數(shù)方程生成的一種乘波構(gòu)型，就是定楔角法生成的乘波體。冪指數(shù)在0~1之間變化，楔角是常數(shù)。通過調(diào)整冪指數(shù)函數(shù)的參數(shù)如比例系數(shù)、長(zhǎng)度及楔角就可以生成各種乘波體外形。將上述方法擴(kuò)展到非平面激波時(shí)，稱為變楔角方法，翼平面和上表面的生成與定常楔形角方法相同，增加了第三個(gè)冪函數(shù)以確定下表面的彎曲。通過調(diào)節(jié)6個(gè)變量就可以生成各種乘波構(gòu)型。

這是另一種類型的乘波體，先通過求解二維Euler方程得到指數(shù)率型面的基本流場(chǎng)，在流場(chǎng)中生成類似"∧"形乘波體的構(gòu)型，然后疊加多個(gè)這種乘波體并在前緣處相接，這樣就得到星形體，其特點(diǎn)是波阻較小，代價(jià)是較大的濕潤(rùn)面積導(dǎo)致較大的表面摩阻。

高超音速飛行器具有速度快、高度高、巡航距離遠(yuǎn)、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)，所以必須采用一種高升阻比和強(qiáng)機(jī)動(dòng)性的氣動(dòng)外形。適合高超聲速飛行器的外形有升力體、翼身融合體、軸對(duì)稱旋成體、乘波體等。

乘波體設(shè)計(jì)的有關(guān)因素

對(duì)于實(shí)際使用， 乘波體外形設(shè)計(jì)還遇到一些具體問題。一是有效容積與一定的內(nèi)部組件安裝問題與理想的乘波體外形需要有折衷的設(shè)計(jì)。二是導(dǎo)彈導(dǎo)引頭的約束問題， 對(duì)于非圓柱彈身， 導(dǎo)彈一般設(shè)計(jì)為在一定特殊平面內(nèi)機(jī)動(dòng)飛行， 它們就不能使用軸對(duì)稱導(dǎo)引系統(tǒng)， 而應(yīng)設(shè)計(jì)為傾斜-轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)控制和非軸對(duì)稱導(dǎo)引系統(tǒng)， 或者采取其它措施來(lái)克服導(dǎo)引頭的跟蹤場(chǎng)的約束對(duì)前彈身外形的限制。三是粘性對(duì)導(dǎo)彈設(shè)計(jì)的影響。乘波體外形的設(shè)計(jì)是用無(wú)粘分析計(jì)算的，但在實(shí)際飛行中， 乘波體將受到粘性的重要影響。其中主要的是摩阻的影響， 因?yàn)橛脽o(wú)粘分析優(yōu)化的外形多半具有較大的表面面積， 會(huì)引起較大的摩擦阻力， 所以此時(shí)必須計(jì)及表面摩阻， 而要減小摩阻則必然減小升阻比。

1) 乘波體外形的最大優(yōu)點(diǎn)是低阻、高升力、高升阻比， 其上表面沒有流場(chǎng)干擾，沒有流線偏轉(zhuǎn)， 激波限制在外形的前緣， 使得在可壓區(qū)中下表面上的高壓同向上傾斜的外形一起組合， 獲得整個(gè)外形上的推力分量。

2) 乘波體外形在偏離設(shè)計(jì)條件下， 仍能保持有利的氣動(dòng)性能。

3) 乘波體外形更適合使用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)或沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。乘波體下表面是一個(gè)高壓區(qū)，是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的極佳位置，并且發(fā)動(dòng)機(jī)的下表面還可以與乘波體一起融身設(shè)計(jì)，使其不損失進(jìn)氣口阻力。

4) 乘波體外形因?yàn)槭怯靡阎目梢缘玫骄_解的流場(chǎng)設(shè)計(jì)而成， 所以更易于進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)以尋求最優(yōu)構(gòu)型?？紤]粘性的最優(yōu)乘波體的研究也已取得了較大進(jìn)展。

乘波體外形優(yōu)越的氣動(dòng)特性已成為現(xiàn)代導(dǎo)彈， 特別是高速遠(yuǎn)程巡航導(dǎo)彈和航天飛行器的候選外形。

21世紀(jì)以前，國(guó)內(nèi)外研究者絕大部分工作都集中在用流線追蹤法或參數(shù)設(shè)計(jì)法對(duì)乘波前體進(jìn)行無(wú)粘與有粘的設(shè)計(jì)和優(yōu)化，由單獨(dú)考慮升阻比性能，逐步過渡到升阻比、容積率和熱防護(hù)的多目標(biāo)優(yōu)化，使得乘波飛行器在實(shí)用化道路上邁上了新臺(tái)階。進(jìn)入21世紀(jì)后，由于乘波構(gòu)型機(jī)身設(shè)計(jì)理論漸趨成熟和完善，研究者把更多注意力集中到高超聲速乘波飛行器機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化關(guān)鍵技術(shù)設(shè)計(jì)上來(lái)，其中包括前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)技術(shù)、燃燒室構(gòu)型優(yōu)化技術(shù)以及尾噴管/后體一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。