乘波飛行器氣動優(yōu)化設計的關鍵技術與進展

甘文彪，周洲，祝小平

(西北工業(yè)大學無人機特種技術重點實驗室，陜西西安 710072)

引言

高超聲速乘波飛行器通常是指馬赫數大于5，使用吸氣式發(fā)動機作為動力，利用自身的激波以提高整體性能的臨近空間巡航飛行器，其氣動優(yōu)化設計是國內外臨近空間研究的重點之一。

自20世紀90年代以來，國內外逐漸開展了高超聲速飛行器氣動優(yōu)化設計研究:崔爾杰［1］、葉友達［2］、黃偉［3］、侯志強［4］等對高超聲速飛行器的一些關鍵技術進行了回顧;潘靜［5］等對乘波體人工鈍前緣(ABLE)進行了研究;呂浩宇［6］等對磁流體技術進行了研究和設計;Takashima［7］等、Mangin［8］等對乘波飛行器進行了優(yōu)化設計;羅世彬［9］、李曉宇［10］等采用響應面方法對乘波飛行器進行了優(yōu)化設計;彭鈞［11］、車競［12］等應用遺傳算法完成了乘波飛行器一體化設計;顏力［13］則對乘波飛行器進行了靈敏度分析。

本文介紹了乘波飛行器氣動優(yōu)化設計的發(fā)展現狀，重點分析了機體/推進一體化設計、增升減阻降熱設計和優(yōu)化設計方法的關鍵技術，提出了一種對乘波飛行器氣動優(yōu)化的設計思路，并對未來進一步的研究進行了展望。

1 機體/推進一體化設計

為滿足發(fā)動機工作要求，乘波飛行器機身下表面作為流道的一部分來壓縮和膨脹氣流，所以乘波飛行器的機體和推進系統是高度一體化的，需要開展一體化設計。機體/推進一體化設計主要包括三個方面:前體/進氣道一體化、隔離段與燃燒室構型優(yōu)化設計和后體/尾噴管一體化。

1.1 前體/進氣道一體化

乘波飛行器前體作為進氣道的預壓縮面，為進氣口氣流提供保障。前體/進氣道一體化設計的目標是得到滿足總壓恢復、流量系數和流場均勻度要求的高品質氣流，同時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/進氣道設計方式主要有:二元外壓式、二元混壓式、三元側壓式和內乘波式［14］。前體/進氣道一體化問題主要用于解決進氣道和乘波構型幾何外形的耦合以及與推進系統其余部分的一體化。二元前體/進氣道一體化問題包括確定前體預壓縮角與型面、進氣道位置、內外壓縮配合等;三元側壓式還必須確定側向壓縮與型面;內乘波式要求精細設計預壓縮型面來達到內乘波效果。

國內外對前體/進氣道一體化研究較多，但從理論到實用仍存在較長距離。圖1為方形進口、橢圓形出口變截面內乘波式進氣道。

圖1 方形進口、橢圓形出口變截面內乘波式進氣道

1.2 隔離段與燃燒室構型優(yōu)化設計

乘波飛行器采用吸氣式超燃沖壓發(fā)動機。在由前體/進氣道得到高質量的入口流動后，必須精細化設計隔離段與燃燒室。隔離段氣動設計就是要通過型面變化來調整反射激波，在末端得到滿足燃燒室要求的流動。隔離段一般要求與前體/進氣道、燃燒室平滑過渡，構型相對簡單，主要防止內壁邊界層分離等引起的阻塞效應。二元式前體往往采用矩形隔離段，而內乘波式采用圓形、橢圓形或圓形漸變?yōu)榫匦巍Ｄ壳俺紱_壓發(fā)動機燃燒室多采用矩形，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:

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

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

因此，基于圓形或橢圓形燃燒室構型，針對燃燒室橫截面、燃料噴注位置、燃燒室壁面擴張型面來進行設計，可設計出性能更加優(yōu)越的燃燒室。但迄今為止國內外在飛行器一體化設計基礎上，對圓形或橢圓形燃燒室構型進行的研究很少［3］，超燃沖壓發(fā)動機的圓形或橢圓形燃燒室構型的研究才開始起步，研究前景廣闊。

1.3 后體/尾噴管一體化

針對乘波飛行器后體/尾噴管一體化，國內外研究較多。乘波飛行器將后體作為發(fā)動機尾噴管的一部分，在后體/尾噴管處通過進一步膨脹增大推力，并產生附加的升力和最小的附加俯仰力矩。

后體/尾噴管構型在總體上與發(fā)動機構型一致，與燃燒室流道構型相匹配，大體上分為軸對稱和單邊擴張兩大類。單邊擴張后體/尾噴管是國內外研究的重點，其氣動設計的要點是解決尾噴管與乘波構型幾何的耦合以及提高推進系統性能。單邊擴張后體/尾噴管設計要充分考慮如下因素:內外膨脹、二維與三維膨脹、與乘波構型截面的一體化、側壁長度、尾噴管側壁角度、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)動機傾斜角等。

單邊擴張后體/尾噴管一體化設計的重點是如何確定機身后體下壁面型線和下反板構型。通常基于初始和最終膨脹角采用多項式曲線來描述下壁面型線，一般為直線。在向三維擴展時還要重點關注三維膨脹、與乘波構型截面的匹配以及側壁布置。圖2為二元單邊擴張后體/尾噴管外形和優(yōu)化后流場的無量綱壓力等值線［15］。顯然，經過優(yōu)化設計后流場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)化后的無量綱壓力等值線

2 增升減阻降熱設計

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

2.1 人工鈍前緣

乘波飛行器前緣存在高阻力和嚴重的氣動加熱問題，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，同時也帶來了容積效率以及內部設備布置方面的困難［5］。廣義上，人工鈍前緣設計主要有曲形開槽、自適應激波針和激波針式逆向噴流。自適應激波針設計就是在飛行器頭部安裝激波針，隨來流自適應調整激波針角度方位，將激波推離物面并在頭部形成低壓回流區(qū)，從而達到減阻和降低熱流的效果，該方法的缺點是針桿會因局部高熱而燒毀，需要經常更換。激波針式逆向噴流是把逆向噴流的噴管頭部設計成激波針的形式。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積聚的熱流降低，能防止噴管頭部燒毀。

人工鈍前緣氣動設計的核心是增升減阻降熱，即通過精細化設計來提高前緣和全機升力、減小阻力以及降低前緣駐點熱流。針對曲形開槽主要是確定開槽位置、方式、大小以及與機體的匹配關系。自適應激波針的設計重點是確定激波針長度、大小、針頭外形以及激波針偏角。激波針式逆向噴流設計往往要確定噴流管道長度、噴流大小、噴口方向和壓比。目前，人工鈍前緣設計還處于理論研究階段，正逐步向實用化發(fā)展。

2.2 磁流體設計

乘波飛行器磁流體技術主要用于強化超燃沖壓發(fā)動機，其最本質的概念是采用磁流體能量轉換技術，從進入進氣道的氣流中提取熱焓，對即將進入燃燒室中的氣流進行降熱和冷卻［6］。被提取的熱焓通過磁流體發(fā)生器的電磁誘導過程轉化為電能，因此，在該發(fā)動機系統中，內部磁流體發(fā)生器是最關鍵的部件［6］。該部件不僅提取進入進氣道高溫空氣中的能量，降低在超聲速下進入燃燒室的氣體總焓，從而改善高馬赫數飛行的現實性，同時還將空氣中的總焓轉化為電能，并將電能分配給機載設備和外部等離子體發(fā)生器以及磁流體加速器等設備，使得進入進氣道的高溫高馬赫數氣體所攜帶的能量得到充分應用。

磁流體設計必須與機體/推進一體化設計相結合，基本方法是:通過磁流體發(fā)生器個數、排布方式、位置關系來進行參數化設計，在考慮磁作用強度條件下，通過優(yōu)化設計來強化超燃沖壓發(fā)動機性能。目前，國內外對高超聲速磁流體設計的研究還很不完善，其研究價值很大。

3 優(yōu)化設計方法

優(yōu)化設計方法是乘波飛行器氣動優(yōu)化設計的關鍵技術之一，其研究內容包括:氣動分析方法、優(yōu)化算法和基于代理模型的優(yōu)化策略。

3.1 氣動分析方法

氣動分析方法，即優(yōu)化設計所采用的氣動力和氣動熱分析手段，包括:實驗研究、工程分析方法和數值模擬方法(CFD)。實驗研究成本高，一般適于進行最終的精細化選型和分析，所以在優(yōu)化設計中很少使用;工程分析方法主要有理論公式分析、經驗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)化設計前期使用仍較廣，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分析方法，正逐步用于提升乘波飛行器設計水平，但求解效率較低。

乘波飛行器氣動分析的CFD方法主要有如下關鍵技術:基于高超聲速的可壓縮性修正研究、適合于高超聲速流動分離和轉捩預測的湍流模型研究、適合于高超聲速的熱流計算方法研究、考慮燃料化學反應的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室流場的三維數值模擬研究。

長期以來，國內外對乘波飛行器的CFD方法開展了大量研究，但仍有一些問題期待進一步突破。

3.2 優(yōu)化算法

乘波飛行器氣動優(yōu)化設計必須面向不同設計狀態(tài)，同時要結合其它學科的約束和限制，屬于多目標優(yōu)化問題，具有全局性、非線性、多峰性等特點，且設計變量與性能指標之間的對應關系復雜，難以建立直接簡單的映射關系，因此設計時一般采用現代智能全局尋優(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題，具備數學理論支持，但是存在著“海明懸崖”等問題。粒子群算法適合求解實數問題，算法簡單，計算方便，求解速度快，但是存在著陷入局部最優(yōu)等問題。蟻群算法適合在圖上搜索路徑問題，計算開銷較大，效率較高。目前，對多目標優(yōu)化算法研究較多，常用的優(yōu)化算法有:遺傳算法NCGA和NSGAⅡ、改進的多目標蟻群算法、多目標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，但計算量較大;多目標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。

3.3 基于代理模型的優(yōu)化策略

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

基于代理模型的優(yōu)化策略就是結合試驗設計方法、代理模型技術和優(yōu)化算法構建優(yōu)化方法［15］。試驗設計方法(DOE)是有關如何科學合理地安排試驗的數學方法，常用的試驗設計方法有正交設計、均勻設計和拉丁方設計等。DOE能充分反映設計空間的特性，為構造替代模型提供有代表性的樣本點。代理模型技術就是用已有的數據庫構建一種模型來代替復雜CFD的分析過程，在一定條件下該模型具有足夠精度。優(yōu)化方法的簡略流程如圖3［15］所示。

優(yōu)化方法流程可概括為以下步驟:

(1)將幾何參數設計問題表述為多目標優(yōu)化問題;

(2)構建代理模型;

(3)應用優(yōu)化算法進行優(yōu)化，更新代理模型和開展優(yōu)化迭代，求得優(yōu)化結果。

圖3 優(yōu)化方法的簡略流程

4 結束語

為提高高超聲速乘波飛行器氣動設計的水平，提出一種新的優(yōu)化設計思路。該思路結合實驗設計方法、代理模型技術和優(yōu)化算法構建了一套改進的優(yōu)化方法［15］，結合設計參數取值域、正交設計和方差分析發(fā)展了一種靈敏度分析方法。在優(yōu)化設計過程中，通過參數化建模、網格自動生成和CFD求解，應用改進的優(yōu)化方法對飛行器進行了多點多目標設計，得到優(yōu)化推薦構型。針對推薦構型，應用靈敏度分析方法進行了非設計點的性能分析，并基于靈敏度分析結果對推薦構型進行修形設計。

高超聲速飛行器是未來航空航天的制高點，其前沿性、重要性引起廣泛關注。乘波飛行器氣動優(yōu)化設計是高超聲速研究的重點和難點。開展乘波飛行器氣動優(yōu)化設計關鍵技術研究，在若干方面取得知識技術創(chuàng)新，可為我國高超聲速飛行器研究奠定基礎。

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