乘波体

乘波体的设计与常规的由外形决定流场再去求解的方法相反，而是先有流场， 然后再推导出外形， 其流场是用已知的非粘性流方程的精确解来决定的。根据乘波体的生成方法及源流场的不同，可将乘波体分成不同的种类。

这种乘波体的源流场是二维平面楔绕流，生成具有"∧"横截面形状和三角翼平面的构型。超声速气流流过楔形体时，在下方产生一道从顶点开始的斜激波，穿越激波，流动参数突跃，速度减小，压力增大，同样对于楔形流乘波体，超声速气流在下方形成一个激波面，激波面后的气流形成高压区，由此导致高升力。

生成这种乘波体的源流场是绕圆锥的流动，当超声速气流流经一个圆锥时，产生一道圆锥形激波，在锥形流场内选择流面作为下表面，在下表面与紧贴前缘的圆锥激波面内是高压的超声速气流。

倾斜锥或者椭圆锥绕流的乘波体，这类乘波体的源流场不是轴对称流场，而是采用非轴对称流场来生成乘波体，如绕斜锥流动或者椭圆锥流动。这类流动的解析解与数值解有所不同，通常包含对基本轴对称圆锥流场的扰动分析。与圆锥绕流的乘波体生成方法一样，先选择自由流流面，自由流面与斜锥流场的激波面相交，形成封闭的气体空间，上表面就是自由流面，下表面就是锥体流场的弯曲流面。

选择楔锥组合体的绕流是为了使乘波体既有平面楔形流乘波体的特性，也具有锥形流乘波体的特征。选定楔锥组合体的宽长比和锥体锥角后，通过求解三维Euler方程得到其基本流场，乘波体外形可由组合体与激波面之间的区域内任何流面生成。对于前体设计，按照进气道和燃烧室的需要来确定前缘线在底面的投影线，沿投影线向上游追踪流线得到乘波体下表面，这样得到的乘波体下表面流动的中心段是楔形流，便于为发动机提供均匀来流。

将三维超声速流场中的任意一点，在二阶精度范围内应用一个轴对称流运动方程来逼近，这个轴对称流的轴线位于通过该点流线的相切平面内。这样当地的三维流动就能用局部的二维轴对称流动来描述。在由相切锥体定义的平面内，非轴对称激波后的流动段处理为锥形流的，在出口面内，沿激波曲线使用一系列平面来定义流场，在每个相交平面激波角为常数，以保证在展向上是连续表面，由激波角和当地曲率半径来确定每个平面的锥形流顶点。

在二维楔形流中，使用确定翼平面和上表面曲率的二维幂指数函数方程生成的一种乘波构型，就是定楔角法生成的乘波体。幂指数在0~1之间变化，楔角是常数。通过调整幂指数函数的参数如比例系数、长度及楔角就可以生成各种乘波体外形。将上述方法扩展到非平面激波时，称为变楔角方法，翼平面和上表面的生成与定常楔形角方法相同，增加了第三个幂函数以确定下表面的弯曲。通过调节6个变量就可以生成各种乘波构型。

这是另一种类型的乘波体，先通过求解二维Euler方程得到指数率型面的基本流场，在流场中生成类似"∧"形乘波体的构型，然后叠加多个这种乘波体并在前缘处相接，这样就得到星形体，其特点是波阻较小，代价是较大的湿润面积导致较大的表面摩阻。

乘波体设计的有关因素

对于实际使用， 乘波体外形设计还遇到一些具体问题。一是有效容积与一定的内部组件安装问题与理想的乘波体外形需要有折衷的设计。二是导弹导引头的约束问题， 对于非圆柱弹身， 导弹一般设计为在一定特殊平面内机动飞行， 它们就不能使用轴对称导引系统， 而应设计为倾斜-转弯机动控制和非轴对称导引系统， 或者采取其它措施来克服导引头的跟踪场的约束对前弹身外形的限制。三是粘性对导弹设计的影响。乘波体外形的设计是用无粘分析计算的，但在实际飞行中， 乘波体将受到粘性的重要影响。其中主要的是摩阻的影响， 因为用无粘分析优化的外形多半具有较大的表面面积， 会引起较大的摩擦阻力， 所以此时必须计及表面摩阻， 而要减小摩阻则必然减小升阻比。

1) 乘波体外形的最大优点是低阻、高升力、高升阻比， 其上表面没有流场干扰，没有流线偏转， 激波限制在外形的前缘， 使得在可压区中下表面上的高压同向上倾斜的外形一起组合， 获得整个外形上的推力分量。

2) 乘波体外形在偏离设计条件下， 仍能保持有利的气动性能。

3) 乘波体外形更适合使用喷气发动机或冲压发动机。乘波体下表面是一个高压区，是发动机进气口的极佳位置，并且发动机的下表面还可以与乘波体一起融身设计，使其不损失进气口阻力。

4) 乘波体外形因为是用已知的可以得到精确解的流场设计而成， 所以更易于进行优化设计以寻求最优构型。考虑粘性的最优乘波体的研究也已取得了较大进展。

乘波体外形优越的气动特性已成为现代导弹， 特别是高速远程巡航导弹和航天飞行器的候选外形。

21世纪以前，国内外研究者绝大部分工作都集中在用流线追踪法或参数设计法对乘波前体进行无粘与有粘的设计和优化，由单独考虑升阻比性能，逐步过渡到升阻比、容积率和热防护的多目标优化，使得乘波飞行器在实用化道路上迈上了新台阶。进入21世纪后，由于乘波构型机身设计理论渐趋成熟和完善，研究者把更多注意力集中到高超声速乘波飞行器机身/发动机一体化关键技术设计上来，其中包括前体/进气道一体化设计技术、燃烧室构型优化技术以及尾喷管/后体一体化设计技术。

高超音速飞行器具有速度快、高度高、巡航距离远、突防能力强等特点，所以必须采用一种高升阻比和强机动性的气动外形。适合高超声速飞行器的外形有升力体、翼身融合体、轴对称旋成体、乘波体等。

乘波体外形有三个显著的气动特性:低阻、高升力和大的升阻比，特别是对于高超音速飞行器。常规外形在超音速流中前缘大都是脱体激波，激波前后存在的压差使得外形上的波阻非常大，而乘波体的上表面与自由流面同面，所以不形成大的压差阻力，而下表面在设计马赫数下受到一个与常规外形一样的高压，这个流动的高压不会绕过前缘泄露到上表面，这样上下表面的压差不会像常规外形一样相互交流而降低下表面的压力，使得升力降低。乘波体外形则因无此损失而得到大的升力，常规外形要得到同样大的升力，必须使用更大的攻角。同时， 乘波体的下表面常常设计得较平，相对常规轴对称外形，平底截面外形其上下压差要大得多，所以升力也大得多。