乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

丁 峰, 柳 军,*, 沈赤兵, 刘 珍, 陈韶华, 黄 伟

(1. 国防科技大学 空天科学学院, 长沙 410073; 2. 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 长沙 410073)

0 引 言

自20世纪60年代以来的大量研究[1-2]充分说明，机体与推进系统的一体化设计是实现吸气式高超声速飞行的关键，良好的机体/推进系统一体化设计能够满足设计人员对吸气式高超声速飞行器气动-推进性能的综合需求。

吸气式高超声速飞行器机体包括前体、机翼和后体，此处机翼泛指机体两侧主要提供升力的扁平机体部分[3]。高超声速飞行所依赖的推进系统主要是超燃冲压发动机，包括进气道、燃烧室、喷管等部件。超燃冲压发动机在吸气式高超声速飞行器机体上的布局位置和数量应根据飞行任务需求来进行设计，其形式多种多样。进气道需要为超燃冲压发动机燃烧室工作提供满足参数要求的压缩气流，其所需要的上游捕获气流可能受到飞行器机体各部件的干扰；而燃烧室和喷管基本属于内部部件，其上游流动主要受制于进气道或燃烧室出口性能参数，基本不受机体部件的流动干扰。因此，吸气式高超声速飞行器机体/推进系统一体化设计的核心之一是飞行器机体和进气道的一体化设计[4]。

从工作性能和总体设计参数角度考虑，高超声速飞行器设计对机体和进气道的要求存在差异：对机体的设计要求，主要为高升阻比、高有效容积以及良好的前缘气动热防护性能；而对进气道的设计要求，则是以最小的气流能量损失为燃烧室提供尽可能多的有效气源[5]。……