乘波體應(yīng)用研究

乘波體設(shè)計的有關(guān)因素

對于實(shí)際使用， 乘波體外形設(shè)計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。二是導(dǎo)彈導(dǎo)引頭的約束問題， 對于非圓柱彈身， 導(dǎo)彈一般設(shè)計為在一定特殊平面內(nèi)機(jī)動飛行， 它們就不能使用軸對稱導(dǎo)引系統(tǒng)， 而應(yīng)設(shè)計為傾斜-轉(zhuǎn)彎機(jī)動控制和非軸對稱導(dǎo)引系統(tǒng)， 或者采取其它措施來克服導(dǎo)引頭的跟蹤場的約束對前彈身外形的限制。三是粘性對導(dǎo)彈設(shè)計的影響。乘波體外形的設(shè)計是用無粘分析計算的，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， 因為用無粘分析優(yōu)化的外形多半具有較大的表面面積， 會引起較大的摩擦阻力， 所以此時必須計及表面摩阻， 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， 獲得整個外形上的推力分量。

2) 乘波體外形在偏離設(shè)計條件下， 仍能保持有利的氣動性能。

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

4) 乘波體外形因為是用已知的可以得到精確解的流場設(shè)計而成， 所以更易于進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計以尋求最優(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)計法對乘波前體進(jìn)行無粘與有粘的設(shè)計和優(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階。進(jìn)入21世紀(jì)后，由于乘波構(gòu)型機(jī)身設(shè)計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)動機(jī)一體化關(guān)鍵技術(shù)設(shè)計上來，其中包括前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計技術(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)計技術(shù)。

乘波體外形有三個顯著的氣動特性:低阻、高升力和大的升阻比，特別是對于高超音速飛行器。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)計馬赫數(shù)下受到一個與常規(guī)外形一樣的高壓，這個流動的高壓不會繞過前緣泄露到上表面，這樣上下表面的壓差不會像常規(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， 乘波體的下表面常常設(shè)計得較平，相對常規(guī)軸對稱外形，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)計與常規(guī)的由外形決定流場再去求解的方法相反，而是先有流場， 然后再推導(dǎo)出外形， 其流場是用已知的非粘性流方程的精確解來決定的。根據(jù)乘波體的生成方法及源流場的不同，可將乘波體分成不同的種類。

這種乘波體的源流場是二維平面楔繞流，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，在下方產(chǎn)生一道從頂點(diǎn)開始的斜激波，穿越激波，流動參數(shù)突躍，速度減小，壓力增大，同樣對于楔形流乘波體，超聲速氣流在下方形成一個激波面，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是繞圓錐的流動，當(dāng)超聲速氣流流經(jīng)一個圓錐時，產(chǎn)生一道圓錐形激波，在錐形流場內(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不是軸對稱流場，而是采用非軸對稱流場來生成乘波體，如繞斜錐流動或者橢圓錐流動。這類流動的解析解與數(shù)值解有所不同，通常包含對基本軸對稱圓錐流場的擾動分析。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比和錐體錐角后，通過求解三維Euler方程得到其基本流場，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。對于前體設(shè)計，按照進(jìn)氣道和燃燒室的需要來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的中心段是楔形流，便于為發(fā)動機(jī)提供均勻來流。

將三維超聲速流場中的任意一點(diǎn)，在二階精度范圍內(nèi)應(yīng)用一個軸對稱流運(yùn)動方程來逼近，這個軸對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流動就能用局部的二維軸對稱流動來描述。在由相切錐體定義的平面內(nèi)，非軸對稱激波后的流動段處理為錐形流的，在出口面內(nèi)，沿激波曲線使用一系列平面來定義流場，在每個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拾霃絹泶_定每個平面的錐形流頂點(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，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，增加了第三個冪函數(shù)以確定下表面的彎曲。通過調(diào)節(jié)6個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，在流場中生成類似"∧"形乘波體的構(gòu)型，然后疊加多個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，代價是較大的濕潤面積導(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)動性的氣動外形。適合高超聲速飛行器的外形有升力體、翼身融合體、軸對稱旋成體、乘波體等。