乘波飞行器气动优化设计的关键技术与进展

甘文彪，周洲，祝小平

(西北工业大学无人机特种技术重点实验室，陕西西安 710072)

引言

高超声速乘波飞行器通常是指马赫数大于5，使用吸气式发动机作为动力，利用自身的激波以提高整体性能的临近空间巡航飞行器，其气动优化设计是国内外临近空间研究的重点之一。

自20世纪90年代以来，国内外逐渐开展了高超声速飞行器气动优化设计研究:崔尔杰［1］、叶友达［2］、黄伟［3］、侯志强［4］等对高超声速飞行器的一些关键技术进行了回顾;潘静［5］等对乘波体人工钝前缘(ABLE)进行了研究;吕浩宇［6］等对磁流体技术进行了研究和设计;Takashima［7］等、Mangin［8］等对乘波飞行器进行了优化设计;罗世彬［9］、李晓宇［10］等采用响应面方法对乘波飞行器进行了优化设计;彭钧［11］、车竞［12］等应用遗传算法完成了乘波飞行器一体化设计;颜力［13］则对乘波飞行器进行了灵敏度分析。

本文介绍了乘波飞行器气动优化设计的发展现状，重点分析了机体/推进一体化设计、增升减阻降热设计和优化设计方法的关键技术，提出了一种对乘波飞行器气动优化的设计思路，并对未来进一步的研究进行了展望。

1 机体/推进一体化设计

为满足发动机工作要求，乘波飞行器机身下表面作为流道的一部分来压缩和膨胀气流，所以乘波飞行器的机体和推进系统是高度一体化的，需要开展一体化设计。机体/推进一体化设计主要包括三个方面:前体/进气道一体化、隔离段与燃烧室构型优化设计和后体/尾喷管一体化。

1.1 前体/进气道一体化

乘波飞行器前体作为进气道的预压缩面，为进气口气流提供保障。前体/进气道一体化设计的目标是得到满足总压恢复、流量系数和流场均匀度要求的高品质气流，同时要保证前体有较高的升力、较小的阻力和较好的力矩平衡效果。

常用的前体/进气道设计方式主要有:二元外压式、二元混压式、三元侧压式和内乘波式［14］。前体/进气道一体化问题主要用于解决进气道和乘波构型几何外形的耦合以及与推进系统其余部分的一体化。二元前体/进气道一体化问题包括确定前体预压缩角与型面、进气道位置、内外压缩配合等;三元侧压式还必须确定侧向压缩与型面;内乘波式要求精细设计预压缩型面来达到内乘波效果。

国内外对前体/进气道一体化研究较多，但从理论到实用仍存在较长距离。图1为方形进口、椭圆形出口变截面内乘波式进气道。

图1 方形进口、椭圆形出口变截面内乘波式进气道

1.2 隔离段与燃烧室构型优化设计

乘波飞行器采用吸气式超燃冲压发动机。在由前体/进气道得到高质量的入口流动后，必须精细化设计隔离段与燃烧室。隔离段气动设计就是要通过型面变化来调整反射激波，在末端得到满足燃烧室要求的流动。隔离段一般要求与前体/进气道、燃烧室平滑过渡，构型相对简单，主要防止内壁边界层分离等引起的阻塞效应。二元式前体往往采用矩形隔离段，而内乘波式采用圆形、椭圆形或圆形渐变为矩形。目前超燃冲压发动机燃烧室多采用矩形，这有利于一体化，且操作方便，但与圆形或椭圆形燃烧室相比，其性能优势不明显［3］。与矩形燃烧室相比，圆形或椭圆形燃烧室具有如下优点:

(1)在相同截面积或流道面积情况下，相对于矩形形状，圆形或椭圆横截面的湿面积更小，可降低在高动压燃烧室环境中的粘性阻力和冷却需求。

(2)相对于矩形燃烧室，圆形或椭圆形燃烧室能够消除角区流动效应，改善进气道/隔离段的背压限制且能减少隔离段长度。

因此，基于圆形或椭圆形燃烧室构型，针对燃烧室横截面、燃料喷注位置、燃烧室壁面扩张型面来进行设计，可设计出性能更加优越的燃烧室。但迄今为止国内外在飞行器一体化设计基础上，对圆形或椭圆形燃烧室构型进行的研究很少［3］，超燃冲压发动机的圆形或椭圆形燃烧室构型的研究才开始起步，研究前景广阔。

1.3 后体/尾喷管一体化

针对乘波飞行器后体/尾喷管一体化，国内外研究较多。乘波飞行器将后体作为发动机尾喷管的一部分，在后体/尾喷管处通过进一步膨胀增大推力，并产生附加的升力和最小的附加俯仰力矩。

后体/尾喷管构型在总体上与发动机构型一致，与燃烧室流道构型相匹配，大体上分为轴对称和单边扩张两大类。单边扩张后体/尾喷管是国内外研究的重点，其气动设计的要点是解决尾喷管与乘波构型几何的耦合以及提高推进系统性能。单边扩张后体/尾喷管设计要充分考虑如下因素:内外膨胀、二维与三维膨胀、与乘波构型截面的一体化、侧壁长度、尾喷管侧壁角度、与控制面的相互作用、尾喷管整流罩挡板、外部燃烧、尾喷管的初始和最终膨胀角、平均尾喷管角度、尾喷管面积比、发动机倾斜角等。

单边扩张后体/尾喷管一体化设计的重点是如何确定机身后体下壁面型线和下反板构型。通常基于初始和最终膨胀角采用多项式曲线来描述下壁面型线，一般为直线。在向三维扩展时还要重点关注三维膨胀、与乘波构型截面的匹配以及侧壁布置。图2为二元单边扩张后体/尾喷管外形和优化后流场的无量纲压力等值线［15］。显然，经过优化设计后流场在喷管上表面能较好膨胀;下反板有一定偏角，有利于增大推力。

图2 后体/尾喷管外形和优化后的无量纲压力等值线

2 增升减阻降热设计

乘波飞行器增升减阻降热设计研究范围较广，本文突出分析人工钝前缘和磁流体设计。

2.1 人工钝前缘

乘波飞行器前缘存在高阻力和严重的气动加热问题，为此引入了ABLE概念。狭义上，ABLE就是在超声速/高超声速飞行器头部或翼型前缘开槽，使承受高压的大部分壁面被移除，从而减小波阻。但它大大增加了飞行器的表面湿面积，致使摩擦阻力增加较大，同时也带来了容积效率以及内部设备布置方面的困难［5］。广义上，人工钝前缘设计主要有曲形开槽、自适应激波针和激波针式逆向喷流。自适应激波针设计就是在飞行器头部安装激波针，随来流自适应调整激波针角度方位，将激波推离物面并在头部形成低压回流区，从而达到减阻和降低热流的效果，该方法的缺点是针杆会因局部高热而烧毁，需要经常更换。激波针式逆向喷流是把逆向喷流的喷管头部设计成激波针的形式。由于喷流出口距钝体壁面有一定距离，能有效降低喷流所需的压比。另外，由于喷流的冷却作用使喷管头部的驻点积聚的热流降低，能防止喷管头部烧毁。

人工钝前缘气动设计的核心是增升减阻降热，即通过精细化设计来提高前缘和全机升力、减小阻力以及降低前缘驻点热流。针对曲形开槽主要是确定开槽位置、方式、大小以及与机体的匹配关系。自适应激波针的设计重点是确定激波针长度、大小、针头外形以及激波针偏角。激波针式逆向喷流设计往往要确定喷流管道长度、喷流大小、喷口方向和压比。目前，人工钝前缘设计还处于理论研究阶段，正逐步向实用化发展。

2.2 磁流体设计

乘波飞行器磁流体技术主要用于强化超燃冲压发动机，其最本质的概念是采用磁流体能量转换技术，从进入进气道的气流中提取热焓，对即将进入燃烧室中的气流进行降热和冷却［6］。被提取的热焓通过磁流体发生器的电磁诱导过程转化为电能，因此，在该发动机系统中，内部磁流体发生器是最关键的部件［6］。该部件不仅提取进入进气道高温空气中的能量，降低在超声速下进入燃烧室的气体总焓，从而改善高马赫数飞行的现实性，同时还将空气中的总焓转化为电能，并将电能分配给机载设备和外部等离子体发生器以及磁流体加速器等设备，使得进入进气道的高温高马赫数气体所携带的能量得到充分应用。

磁流体设计必须与机体/推进一体化设计相结合，基本方法是:通过磁流体发生器个数、排布方式、位置关系来进行参数化设计，在考虑磁作用强度条件下，通过优化设计来强化超燃冲压发动机性能。目前，国内外对高超声速磁流体设计的研究还很不完善，其研究价值很大。

3 优化设计方法

优化设计方法是乘波飞行器气动优化设计的关键技术之一，其研究内容包括:气动分析方法、优化算法和基于代理模型的优化策略。

3.1 气动分析方法

气动分析方法，即优化设计所采用的气动力和气动热分析手段，包括:实验研究、工程分析方法和数值模拟方法(CFD)。实验研究成本高，一般适于进行最终的精细化选型和分析，所以在优化设计中很少使用;工程分析方法主要有理论公式分析、经验公式分析和面元法等，目前考虑粘性修正的面元法在乘波飞行器优化设计前期使用仍较广，其分析效率较高;CFD方法从求解N-S方程出发是目前最常用的气动分析方法，正逐步用于提升乘波飞行器设计水平，但求解效率较低。

乘波飞行器气动分析的CFD方法主要有如下关键技术:基于高超声速的可压缩性修正研究、适合于高超声速流动分离和转捩预测的湍流模型研究、适合于高超声速的热流计算方法研究、考虑燃料化学反应的超燃冲压发动机燃烧室流场的三维数值模拟研究。

长期以来，国内外对乘波飞行器的CFD方法开展了大量研究，但仍有一些问题期待进一步突破。

3.2 优化算法

乘波飞行器气动优化设计必须面向不同设计状态，同时要结合其它学科的约束和限制，属于多目标优化问题，具有全局性、非线性、多峰性等特点，且设计变量与性能指标之间的对应关系复杂，难以建立直接简单的映射关系，因此设计时一般采用现代智能全局寻优算法。主要全局寻优算法包括:遗传算法、蚁群算法、粒子群算法等。

遗传算法适合求解离散问题，具备数学理论支持，但是存在着“海明悬崖”等问题。粒子群算法适合求解实数问题，算法简单，计算方便，求解速度快，但是存在着陷入局部最优等问题。蚁群算法适合在图上搜索路径问题，计算开销较大，效率较高。目前，对多目标优化算法研究较多，常用的优化算法有:遗传算法NCGA和NSGAⅡ、改进的多目标蚁群算法、多目标粒子群算法以及基于多种算法的混合算法。遗传算法NCGA和NSGAⅡ比较成熟，但计算量较大;多目标粒子群算法和基于多种算法的混合算法很有发展前景，是目前的研究热点。

3.3 基于代理模型的优化策略

由于计算条件和效率要求所限，乘波飞行器气动优化设计主要采取两类优化设计方法:多目标优化算法结合高效但精度较低的气动分析方法(如考虑粘性修正的面元法);基于代理模型的优化策略，即多目标优化算法结合代理模型和CFD分析方法。

基于代理模型的优化策略就是结合试验设计方法、代理模型技术和优化算法构建优化方法［15］。试验设计方法(DOE)是有关如何科学合理地安排试验的数学方法，常用的试验设计方法有正交设计、均匀设计和拉丁方设计等。DOE能充分反映设计空间的特性，为构造替代模型提供有代表性的样本点。代理模型技术就是用已有的数据库构建一种模型来代替复杂CFD的分析过程，在一定条件下该模型具有足够精度。优化方法的简略流程如图3［15］所示。

优化方法流程可概括为以下步骤:

(1)将几何参数设计问题表述为多目标优化问题;

(2)构建代理模型;

(3)应用优化算法进行优化，更新代理模型和开展优化迭代，求得优化结果。

图3 优化方法的简略流程

4 结束语

为提高高超声速乘波飞行器气动设计的水平，提出一种新的优化设计思路。该思路结合实验设计方法、代理模型技术和优化算法构建了一套改进的优化方法［15］，结合设计参数取值域、正交设计和方差分析发展了一种灵敏度分析方法。在优化设计过程中，通过参数化建模、网格自动生成和CFD求解，应用改进的优化方法对飞行器进行了多点多目标设计，得到优化推荐构型。针对推荐构型，应用灵敏度分析方法进行了非设计点的性能分析，并基于灵敏度分析结果对推荐构型进行修形设计。

高超声速飞行器是未来航空航天的制高点，其前沿性、重要性引起广泛关注。乘波飞行器气动优化设计是高超声速研究的重点和难点。开展乘波飞行器气动优化设计关键技术研究，在若干方面取得知识技术创新，可为我国高超声速飞行器研究奠定基础。

［1］ 崔尔杰.近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题［J］.力学进展，2009，39(6):20-35.

［2］ 叶友达.高空高速飞行器气动特性研究［J］.力学进展，2009，39(4):5-15.

［3］ 黄伟，罗世彬，王振国.临近空间高超声速飞行器关键技术及展望［J］.宇航学报，2010，31(5):1259-1265.

［4］ 侯志强，刘济民，宋贵宝.高超声速乘波飞行器多学科设计优化研究进展［J］.导弹与运载火箭技术，2009，(3):15-19.

［5］ 潘静，阎超，耿云飞，等.高超声速飞行器气动防热新概念研究［J］.力学学报，2010，42(3):383-387.

［6］ 吕浩宇，李椿萱，曹德一.乘波构型飞行器磁流体进气道一体化概念设计［J］.北京航空航天大学学报，2008，34(10):17-21.

［7］ Takashima N，Lewis M J.Optimization of waverider based hypersonic cruise vehicles with off-design considerations［J］.Journal of Aircraft，1999，36(1):235-245.

［8］ Mangin B，Benay R，Chanetz B.Optimization of viscous waveriders derived from axisymmetric power-law blunt body flows［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2006，43(5):990-998.

［9］ 罗世彬.高超声速飞行器机体发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究［D］.长沙:国防科学技术大学，2004.

［10］李晓宇，丁国昊，李桦.基于响应面方法的高超声速飞行器一体化布局气动设计与优化［J］.导弹与运载火箭技术，2010，(2):8-11.

［11］彭钧，陆志良，李文正.乘波体气动性能综合优化［J］.南京航空航天大学学报，2007，39(3):307-311.

［12］车竞，唐硕，何开锋.高超声速飞行器气动布局总体性能优化设计研究［J］.空气动力学学报，2009，27(2):214-219.

［13］颜力.飞行器多学科设计优化若干关键技术的研究与应用［D］.长沙:国防科学技术大学，2006.

［14］尤延铖，梁德旺.内乘波式进气道内收缩基本流场研究［J］.空气动力学学报，2008，26(2):203-207.

［15］甘文彪，阎超.高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计［J］.北京航空航天大学学报，2011，37(11):1-6.