甘文彪，周洲，祝小平

(西北工業(yè)大學(xué)無(wú)人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072)

引言

高超聲速乘波飛行器通常是指馬赫數(shù)大于5，使用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，利用自身的激波以提高整體性能的臨近空間巡航飛行器，其氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)是國(guó)內(nèi)外臨近空間研究的重點(diǎn)之一。

自20世紀(jì)90年代以來(lái)，國(guó)內(nèi)外逐漸開(kāi)展了高超聲速飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究:崔爾杰［1］、葉友達(dá)［2］、黃偉［3］、侯志強(qiáng)［4］等對(duì)高超聲速飛行器的一些關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了回顧;潘靜［5］等對(duì)乘波體人工鈍前緣(ABLE)進(jìn)行了研究;呂浩宇［6］等對(duì)磁流體技術(shù)進(jìn)行了研究和設(shè)計(jì);Takashima［7］等、Mangin［8］等對(duì)乘波飛行器進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì);羅世彬［9］、李曉宇［10］等采用響應(yīng)面方法對(duì)乘波飛行器進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì);彭鈞［11］、車競(jìng)［12］等應(yīng)用遺傳算法完成了乘波飛行器一體化設(shè)計(jì);顏力［13］則對(duì)乘波飛行器進(jìn)行了靈敏度分析。

本文介紹了乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的發(fā)展現(xiàn)狀，重點(diǎn)分析了機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)、增升減阻降熱設(shè)計(jì)和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的關(guān)鍵技術(shù)，提出了一種對(duì)乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化的設(shè)計(jì)思路，并對(duì)未來(lái)進(jìn)一步的研究進(jìn)行了展望。

1 機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)

為滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作要求，乘波飛行器機(jī)身下表面作為流道的一部分來(lái)壓縮和膨脹氣流，所以乘波飛行器的機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)是高度一體化的，需要開(kāi)展一體化設(shè)計(jì)。機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)主要包括三個(gè)方面:前體/進(jìn)氣道一體化、隔離段與燃燒室構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)和后體/尾噴管一體化。

1.1 前體/進(jìn)氣道一體化

乘波飛行器前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣口氣流提供保障。前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的目標(biāo)是得到滿足總壓恢復(fù)、流量系數(shù)和流場(chǎng)均勻度要求的高品質(zhì)氣流，同時(shí)要保證前體有較高的升力、較小的阻力和較好的力矩平衡效果。

常用的前體/進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方式主要有:二元外壓式、二元混壓式、三元側(cè)壓式和內(nèi)乘波式［14］。前體/進(jìn)氣道一體化問(wèn)題主要用于解決進(jìn)氣道和乘波構(gòu)型幾何外形的耦合以及與推進(jìn)系統(tǒng)其余部分的一體化。二元前體/進(jìn)氣道一體化問(wèn)題包括確定前體預(yù)壓縮角與型面、進(jìn)氣道位置、內(nèi)外壓縮配合等;三元側(cè)壓式還必須確定側(cè)向壓縮與型面;內(nèi)乘波式要求精細(xì)設(shè)計(jì)預(yù)壓縮型面來(lái)達(dá)到內(nèi)乘波效果。

國(guó)內(nèi)外對(duì)前體/進(jìn)氣道一體化研究較多，但從理論到實(shí)用仍存在較長(zhǎng)距離。圖1為方形進(jìn)口、橢圓形出口變截面內(nèi)乘波式進(jìn)氣道。

圖1 方形進(jìn)口、橢圓形出口變截面內(nèi)乘波式進(jìn)氣道

1.2 隔離段與燃燒室構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)

乘波飛行器采用吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。在由前體/進(jìn)氣道得到高質(zhì)量的入口流動(dòng)后，必須精細(xì)化設(shè)計(jì)隔離段與燃燒室。隔離段氣動(dòng)設(shè)計(jì)就是要通過(guò)型面變化來(lái)調(diào)整反射激波，在末端得到滿足燃燒室要求的流動(dòng)。隔離段一般要求與前體/進(jìn)氣道、燃燒室平滑過(guò)渡，構(gòu)型相對(duì)簡(jiǎn)單，主要防止內(nèi)壁邊界層分離等引起的阻塞效應(yīng)。二元式前體往往采用矩形隔離段，而內(nèi)乘波式采用圓形、橢圓形或圓形漸變?yōu)榫匦?。目前超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室多采用矩形，這有利于一體化，且操作方便，但與圓形或橢圓形燃燒室相比，其性能優(yōu)勢(shì)不明顯［3］。與矩形燃燒室相比，圓形或橢圓形燃燒室具有如下優(yōu)點(diǎn):

(1)在相同截面積或流道面積情況下，相對(duì)于矩形形狀，圓形或橢圓橫截面的濕面積更小，可降低在高動(dòng)壓燃燒室環(huán)境中的粘性阻力和冷卻需求。

(2)相對(duì)于矩形燃燒室，圓形或橢圓形燃燒室能夠消除角區(qū)流動(dòng)效應(yīng)，改善進(jìn)氣道/隔離段的背壓限制且能減少隔離段長(zhǎng)度。

因此，基于圓形或橢圓形燃燒室構(gòu)型，針對(duì)燃燒室橫截面、燃料噴注位置、燃燒室壁面擴(kuò)張型面來(lái)進(jìn)行設(shè)計(jì)，可設(shè)計(jì)出性能更加優(yōu)越的燃燒室。但迄今為止國(guó)內(nèi)外在飛行器一體化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，對(duì)圓形或橢圓形燃燒室構(gòu)型進(jìn)行的研究很少［3］，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的圓形或橢圓形燃燒室構(gòu)型的研究才開(kāi)始起步，研究前景廣闊。

1.3 后體/尾噴管一體化

針對(duì)乘波飛行器后體/尾噴管一體化，國(guó)內(nèi)外研究較多。乘波飛行器將后體作為發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的一部分，在后體/尾噴管處通過(guò)進(jìn)一步膨脹增大推力，并產(chǎn)生附加的升力和最小的附加俯仰力矩。

后體/尾噴管構(gòu)型在總體上與發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型一致，與燃燒室流道構(gòu)型相匹配，大體上分為軸對(duì)稱和單邊擴(kuò)張兩大類。單邊擴(kuò)張后體/尾噴管是國(guó)內(nèi)外研究的重點(diǎn)，其氣動(dòng)設(shè)計(jì)的要點(diǎn)是解決尾噴管與乘波構(gòu)型幾何的耦合以及提高推進(jìn)系統(tǒng)性能。單邊擴(kuò)張后體/尾噴管設(shè)計(jì)要充分考慮如下因素:內(nèi)外膨脹、二維與三維膨脹、與乘波構(gòu)型截面的一體化、側(cè)壁長(zhǎng)度、尾噴管側(cè)壁角度、與控制面的相互作用、尾噴管整流罩擋板、外部燃燒、尾噴管的初始和最終膨脹角、平均尾噴管角度、尾噴管面積比、發(fā)動(dòng)機(jī)傾斜角等。

單邊擴(kuò)張后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是如何確定機(jī)身后體下壁面型線和下反板構(gòu)型。通常基于初始和最終膨脹角采用多項(xiàng)式曲線來(lái)描述下壁面型線，一般為直線。在向三維擴(kuò)展時(shí)還要重點(diǎn)關(guān)注三維膨脹、與乘波構(gòu)型截面的匹配以及側(cè)壁布置。圖2為二元單邊擴(kuò)張后體/尾噴管外形和優(yōu)化后流場(chǎng)的無(wú)量綱壓力等值線［15］。顯然，經(jīng)過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)后流場(chǎng)在噴管上表面能較好膨脹;下反板有一定偏角，有利于增大推力。

圖2 后體/尾噴管外形和優(yōu)化后的無(wú)量綱壓力等值線

2 增升減阻降熱設(shè)計(jì)

乘波飛行器增升減阻降熱設(shè)計(jì)研究范圍較廣，本文突出分析人工鈍前緣和磁流體設(shè)計(jì)。

2.1 人工鈍前緣

乘波飛行器前緣存在高阻力和嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問(wèn)題，為此引入了ABLE概念。狹義上，ABLE就是在超聲速/高超聲速飛行器頭部或翼型前緣開(kāi)槽，使承受高壓的大部分壁面被移除，從而減小波阻。但它大大增加了飛行器的表面濕面積，致使摩擦阻力增加較大，同時(shí)也帶來(lái)了容積效率以及內(nèi)部設(shè)備布置方面的困難［5］。廣義上，人工鈍前緣設(shè)計(jì)主要有曲形開(kāi)槽、自適應(yīng)激波針和激波針式逆向噴流。自適應(yīng)激波針設(shè)計(jì)就是在飛行器頭部安裝激波針，隨來(lái)流自適應(yīng)調(diào)整激波針角度方位，將激波推離物面并在頭部形成低壓回流區(qū)，從而達(dá)到減阻和降低熱流的效果，該方法的缺點(diǎn)是針桿會(huì)因局部高熱而燒毀，需要經(jīng)常更換。激波針式逆向噴流是把逆向噴流的噴管頭部設(shè)計(jì)成激波針的形式。由于噴流出口距鈍體壁面有一定距離，能有效降低噴流所需的壓比。另外，由于噴流的冷卻作用使噴管頭部的駐點(diǎn)積聚的熱流降低，能防止噴管頭部燒毀。

人工鈍前緣氣動(dòng)設(shè)計(jì)的核心是增升減阻降熱，即通過(guò)精細(xì)化設(shè)計(jì)來(lái)提高前緣和全機(jī)升力、減小阻力以及降低前緣駐點(diǎn)熱流。針對(duì)曲形開(kāi)槽主要是確定開(kāi)槽位置、方式、大小以及與機(jī)體的匹配關(guān)系。自適應(yīng)激波針的設(shè)計(jì)重點(diǎn)是確定激波針長(zhǎng)度、大小、針頭外形以及激波針偏角。激波針式逆向噴流設(shè)計(jì)往往要確定噴流管道長(zhǎng)度、噴流大小、噴口方向和壓比。目前，人工鈍前緣設(shè)計(jì)還處于理論研究階段，正逐步向?qū)嵱没l(fā)展。

2.2 磁流體設(shè)計(jì)

乘波飛行器磁流體技術(shù)主要用于強(qiáng)化超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其最本質(zhì)的概念是采用磁流體能量轉(zhuǎn)換技術(shù)，從進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流中提取熱焓，對(duì)即將進(jìn)入燃燒室中的氣流進(jìn)行降熱和冷卻［6］。被提取的熱焓通過(guò)磁流體發(fā)生器的電磁誘導(dǎo)過(guò)程轉(zhuǎn)化為電能，因此，在該發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)中，內(nèi)部磁流體發(fā)生器是最關(guān)鍵的部件［6］。該部件不僅提取進(jìn)入進(jìn)氣道高溫空氣中的能量，降低在超聲速下進(jìn)入燃燒室的氣體總焓，從而改善高馬赫數(shù)飛行的現(xiàn)實(shí)性，同時(shí)還將空氣中的總焓轉(zhuǎn)化為電能，并將電能分配給機(jī)載設(shè)備和外部等離子體發(fā)生器以及磁流體加速器等設(shè)備，使得進(jìn)入進(jìn)氣道的高溫高馬赫數(shù)氣體所攜帶的能量得到充分應(yīng)用。

磁流體設(shè)計(jì)必須與機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)相結(jié)合，基本方法是:通過(guò)磁流體發(fā)生器個(gè)數(shù)、排布方式、位置關(guān)系來(lái)進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì)，在考慮磁作用強(qiáng)度條件下，通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)來(lái)強(qiáng)化超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)高超聲速磁流體設(shè)計(jì)的研究還很不完善，其研究?jī)r(jià)值很大。

3 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

優(yōu)化設(shè)計(jì)方法是乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，其研究?jī)?nèi)容包括:氣動(dòng)分析方法、優(yōu)化算法和基于代理模型的優(yōu)化策略。

3.1 氣動(dòng)分析方法

氣動(dòng)分析方法，即優(yōu)化設(shè)計(jì)所采用的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱分析手段，包括:實(shí)驗(yàn)研究、工程分析方法和數(shù)值模擬方法(CFD)。實(shí)驗(yàn)研究成本高，一般適于進(jìn)行最終的精細(xì)化選型和分析，所以在優(yōu)化設(shè)計(jì)中很少使用;工程分析方法主要有理論公式分析、經(jīng)驗(yàn)公式分析和面元法等，目前考慮粘性修正的面元法在乘波飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)前期使用仍較廣，其分析效率較高;CFD方法從求解N-S方程出發(fā)是目前最常用的氣動(dòng)分析方法，正逐步用于提升乘波飛行器設(shè)計(jì)水平，但求解效率較低。

乘波飛行器氣動(dòng)分析的CFD方法主要有如下關(guān)鍵技術(shù):基于高超聲速的可壓縮性修正研究、適合于高超聲速流動(dòng)分離和轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)的湍流模型研究、適合于高超聲速的熱流計(jì)算方法研究、考慮燃料化學(xué)反應(yīng)的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室流場(chǎng)的三維數(shù)值模擬研究。

長(zhǎng)期以來(lái)，國(guó)內(nèi)外對(duì)乘波飛行器的CFD方法開(kāi)展了大量研究，但仍有一些問(wèn)題期待進(jìn)一步突破。

3.2 優(yōu)化算法

乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)必須面向不同設(shè)計(jì)狀態(tài)，同時(shí)要結(jié)合其它學(xué)科的約束和限制，屬于多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題，具有全局性、非線性、多峰性等特點(diǎn)，且設(shè)計(jì)變量與性能指標(biāo)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系復(fù)雜，難以建立直接簡(jiǎn)單的映射關(guān)系，因此設(shè)計(jì)時(shí)一般采用現(xiàn)代智能全局尋優(yōu)算法。主要全局尋優(yōu)算法包括:遺傳算法、蟻群算法、粒子群算法等。

遺傳算法適合求解離散問(wèn)題，具備數(shù)學(xué)理論支持，但是存在著“海明懸崖”等問(wèn)題。粒子群算法適合求解實(shí)數(shù)問(wèn)題，算法簡(jiǎn)單，計(jì)算方便，求解速度快，但是存在著陷入局部最優(yōu)等問(wèn)題。蟻群算法適合在圖上搜索路徑問(wèn)題，計(jì)算開(kāi)銷較大，效率較高。目前，對(duì)多目標(biāo)優(yōu)化算法研究較多，常用的優(yōu)化算法有:遺傳算法NCGA和NSGAⅡ、改進(jìn)的多目標(biāo)蟻群算法、多目標(biāo)粒子群算法以及基于多種算法的混合算法。遺傳算法NCGA和NSGAⅡ比較成熟，但計(jì)算量較大;多目標(biāo)粒子群算法和基于多種算法的混合算法很有發(fā)展前景，是目前的研究熱點(diǎn)。

3.3 基于代理模型的優(yōu)化策略

由于計(jì)算條件和效率要求所限，乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)主要采取兩類優(yōu)化設(shè)計(jì)方法:多目標(biāo)優(yōu)化算法結(jié)合高效但精度較低的氣動(dòng)分析方法(如考慮粘性修正的面元法);基于代理模型的優(yōu)化策略，即多目標(biāo)優(yōu)化算法結(jié)合代理模型和CFD分析方法。

基于代理模型的優(yōu)化策略就是結(jié)合試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法、代理模型技術(shù)和優(yōu)化算法構(gòu)建優(yōu)化方法［15］。試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法(DOE)是有關(guān)如何科學(xué)合理地安排試驗(yàn)的數(shù)學(xué)方法，常用的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法有正交設(shè)計(jì)、均勻設(shè)計(jì)和拉丁方設(shè)計(jì)等。DOE能充分反映設(shè)計(jì)空間的特性，為構(gòu)造替代模型提供有代表性的樣本點(diǎn)。代理模型技術(shù)就是用已有的數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建一種模型來(lái)代替復(fù)雜CFD的分析過(guò)程，在一定條件下該模型具有足夠精度。優(yōu)化方法的簡(jiǎn)略流程如圖3［15］所示。

優(yōu)化方法流程可概括為以下步驟:

(1)將幾何參數(shù)設(shè)計(jì)問(wèn)題表述為多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題;

(2)構(gòu)建代理模型;

(3)應(yīng)用優(yōu)化算法進(jìn)行優(yōu)化，更新代理模型和開(kāi)展優(yōu)化迭代，求得優(yōu)化結(jié)果。

圖3 優(yōu)化方法的簡(jiǎn)略流程

4 結(jié)束語(yǔ)

為提高高超聲速乘波飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的水平，提出一種新的優(yōu)化設(shè)計(jì)思路。該思路結(jié)合實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法、代理模型技術(shù)和優(yōu)化算法構(gòu)建了一套改進(jìn)的優(yōu)化方法［15］，結(jié)合設(shè)計(jì)參數(shù)取值域、正交設(shè)計(jì)和方差分析發(fā)展了一種靈敏度分析方法。在優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中，通過(guò)參數(shù)化建模、網(wǎng)格自動(dòng)生成和CFD求解，應(yīng)用改進(jìn)的優(yōu)化方法對(duì)飛行器進(jìn)行了多點(diǎn)多目標(biāo)設(shè)計(jì)，得到優(yōu)化推薦構(gòu)型。針對(duì)推薦構(gòu)型，應(yīng)用靈敏度分析方法進(jìn)行了非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能分析，并基于靈敏度分析結(jié)果對(duì)推薦構(gòu)型進(jìn)行修形設(shè)計(jì)。

高超聲速飛行器是未來(lái)航空航天的制高點(diǎn)，其前沿性、重要性引起廣泛關(guān)注。乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)是高超聲速研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)。開(kāi)展乘波飛行器氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)研究，在若干方面取得知識(shí)技術(shù)創(chuàng)新，可為我國(guó)高超聲速飛行器研究奠定基礎(chǔ)。

［1］ 崔爾杰.近空間飛行器研究發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題［J］.力學(xué)進(jìn)展，2009，39(6):20-35.

［2］ 葉友達(dá).高空高速飛行器氣動(dòng)特性研究［J］.力學(xué)進(jìn)展，2009，39(4):5-15.

［3］ 黃偉，羅世彬，王振國(guó).臨近空間高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)及展望［J］.宇航學(xué)報(bào)，2010，31(5):1259-1265.

［4］ 侯志強(qiáng)，劉濟(jì)民，宋貴寶.高超聲速乘波飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化研究進(jìn)展［J］.導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭技術(shù)，2009，(3):15-19.

［5］ 潘靜，閻超，耿云飛，等.高超聲速飛行器氣動(dòng)防熱新概念研究［J］.力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，42(3):383-387.

［6］ 呂浩宇，李椿萱，曹德一.乘波構(gòu)型飛行器磁流體進(jìn)氣道一體化概念設(shè)計(jì)［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，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］ 羅世彬.高超聲速飛行器機(jī)體發(fā)動(dòng)機(jī)一體化及總體多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2004.

［10］李曉宇，丁國(guó)昊，李樺.基于響應(yīng)面方法的高超聲速飛行器一體化布局氣動(dòng)設(shè)計(jì)與優(yōu)化［J］.導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭技術(shù)，2010，(2):8-11.

［11］彭鈞，陸志良，李文正.乘波體氣動(dòng)性能綜合優(yōu)化［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，39(3):307-311.

［12］車競(jìng)，唐碩，何開(kāi)鋒.高超聲速飛行器氣動(dòng)布局總體性能優(yōu)化設(shè)計(jì)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2009，27(2):214-219.

［13］顏力.飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化若干關(guān)鍵技術(shù)的研究與應(yīng)用［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2006.

［14］尤延鋮，梁德旺.內(nèi)乘波式進(jìn)氣道內(nèi)收縮基本流場(chǎng)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2008，26(2):203-207.

［15］甘文彪，閻超.高超聲速飛行器后體/尾噴管優(yōu)化設(shè)計(jì)［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，37(11):1-6.