2. 中国空气动力研究与发展中心 吸气式高超声速技术研究中心, 四川 绵阳 621000;
3. 江苏省航空动力系统重点实验室, 南京 210016
2. Airbreathing Hypersonic Technology Research Center of China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China;
3. Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System, Nanjing 210016, China
随着航空航天科技的发展, 吸气式高超声速飞行器已经成为一个重要的研究方向.吸气式高超声速推进系统及其与飞行器机体的一体化设计是实现高超声速飞行的关键[1-3], 进气道与飞行器前体的一体化设计则是其中的核心之一[4-8]。
在飞行器前体/进气道的一体化设计中，飞行器前体须在满足升力、机械强度和热防护的同时为进气道提供足够的高品质流场，对此, 相关学者已进行了大量研究[9-11]。而进气道则需要对捕获的气流进行高效压缩使发动机产生足够推力。高超声速条件下，与传统的二元、轴对称和侧压式进气道相比，内转式进气道具有外阻和尺寸较小，压缩效率较高的优势[12-15]，近十几年来得到了较为深入的研究。目前比较有代表性的有美国NASA兰利中心提出的REST进气道[16-18]、国内南京航空航天大学内流研究中心提出的内乘波进气道[19]和沿程压缩规律可控的内转式进气道[20-21]等。这几种进气道都具有较好的气动性能，而且都在一体化设计方面进行了探索。
目前内转式进气道大都是在一个具有三维内收缩结构的基本流场中截取进气道初始型面，并经过横截面过渡和粘性修正得到最终的气动型面。然而，内转式进气道基本流场设计非常复杂，几乎不可能像传统进气道那样根据简单的二维或轴对称激波形状直接确定进气道的气动型面。在一体化设计中，大都尽可能改进飞行器前体构型使进气道唇口附近流场接近设计条件，如在腹部进气时, 在进气道入口前方设置局部的平板(如X-43和X-51一体化构型)或采用正对来流的头部进气方案。
内转式进气道已经成为吸气式高超声速推进系统的一个重要研究方向。但由于设计方法限制，内转式进气道很难与任意给定的飞行器前体进行一体化设计，而且目前的设计大都需要约束前体构型以提升进气道唇口附近来流的均匀性，最终会对飞行器前体和进气道构型的设计都产生一定影响。本文针对飞行马赫数4.0~7.0的高超声速内转式进气道的设计方法及其与飞行器前体的一体化设计方法进行调研与分析，介绍高超声速内转式进气道设计方法以及内转式进气道与飞行器前体的一体化设计方法发展动态，详细分析各方法的优缺点以及内转式进气道设计方法的改进方向；最后，对内转式进气道的设计方法以及一体化设计方法提出展望。
1 高超声速内转式进气道设计方法研究发展概况近十几年来针对高超声速内转式进气道的研究已经相当广泛，这种进气道的流场结构基本上都是由内锥形入射激波、等熵压缩流场和反射激波组成，其设计过程基本上是针对这三大部分的匹配而进行的研究。目前提出的设计方法主要有3类：直接流线追踪进气道、进出口形状可控的进气道和可匹配非均匀来流的内转式进气道。下面分别对这几类进气道进行阐述。
1.1 基于流线追踪技术的内转式进气道直接流线追踪进气道是在一个三维内收缩的基本流场(如轴对称内收缩流场)内部经进气道迎风面唇口型线在远前方发出流面构成的气动型面。这种进气道的流场在无粘条件下与基本流场一致，而且进气道的总体气动性能主要由基本流场决定。根据基本流场的不同，流线追踪的进气道可分为以下4类。
1.1.1 基于Busemann流场的内转式进气道1942年，Busemann[22]提出了由一系列等熵压缩波和结尾直线激波构成的轴对称内收缩流场，气流经等熵压缩向中心体轴线偏转后再经结尾直线激波转为水平方向。1966年，Dsouza及Mölder等[23]将该流场应用于内转式进气道的设计，Billig等[24]和Jacobsen等[25]也应用该流场设计了内转式进气道构型。虽然Busemann流场具有总压恢复系数高，流场参数分布均匀等优点，但由于等熵压缩所占比重过大，导致应用该流场设计的进气道长度较长且起动困难，而且过长的尺寸也会使粘性作用增强，最终影响进气道的总压恢复系数。图 1展示了设计马赫数7.0的Busemann进气道风洞试验模型，最终通过放气使进气道在马赫数4.08的来流条件下实现起动。为克服该流场的不足，学者们应用截短Busemann流场设计进气道[26]。图 2为美国和澳大利亚的研究团队应用该流场设计的Hycause进气道[27]。
南京航空航天大学张堃元和孙波等[28-29]对Busemann进气道进行了详细研究，并对基于截短Busemann流场设计的进气道进行了大量的数值模拟和实验验证，为国内内转式进气道的设计奠定了基础。为使基本流场出口参数均匀分布，郭军亮和尤延铖等[30]将ICFA流场(Internal Conical Flow A)和Busemann流场进行拼接得到了ICFC流场(Internal Conical Flow C)，如图 3所示。数值模拟结果表明，ICFC基本流场总压恢复系数0.852，畸变指数0.232；与长度相等的截短Busemann基本流场对比，总压恢复系数降低3.0%，但畸变指数降低43%。O’Brien[31-32]和Ramasubramanian[33]也开展了类似的研究。但是，这两种流场在“拼接”处的参数并不连续，使基本流场出现了影响压缩效率的“三波五区”结构。黄慧慧等[34]通过修正等熵压缩段型线的方式对ICFC基本流场进行了改进，缩小了这种流场结构的影响。改进后, 在设计马赫数为6.0、隔离段出口马赫数为2.78时总压恢复系数达到0.459，比基于原ICFC流场设计的进气道提升2.5%，且流量捕获系数99.94%也高于原ICFC流场进气道的98.00%。
1.1.2 沿程压缩规律可控的内转式进气道
为了便于控制进气道压缩规律，学者们提出了根据沿程压缩规律反求气动型面的基本流场设计方法。Matthews等[35]首先应用特征线法设计了等压比和等斜率的模块化内转式进气道，如图 4所示。近几年来，南京航空航天大学的张堃元教授团队提出了沿程压力/马赫数分布规律可控的内转式进气道设计方法，并给出可大幅提升进气道气动性能的反正切压缩分布规律[20-21]。该团队李永洲采用Isight软件对进气道进行了参数优化[21]。数值模拟结果表明，在设计马赫数Ma=6.0的来流条件下采用这种方法设计且进一步优化的进气道出口马赫数和总压恢复系数分别为2.92和0.581(见图 5)，使内转式进气道的气动性能达到了新的高度。
为进一步提升内转式进气道的气动性能，李永洲[36]创造性地提出变中心体半径的基本流场设计方法，该方法通过改变中心体半径的变化规律有效削弱了反射激波的强度，如图 6所示。无粘数值模拟结果表明，在设计马赫数6.0的来流条件下，采用圆弧中心体基本流场设计的进气道喉道截面总压恢复系数比等直中心体结果提升10.4%。进一步分析这种基本流场可知，此类型基本流场主要通过下凸的中心体型线来削弱下唇罩点发出的反射激波，进而削弱了反射激波与附面层的相互干扰，最终实现提升进气道总体性能的目的。王卫星[37]基于进气道的流场特征将溢流口下游型面中心体轴线方向偏转，有效抑制了肩部反射激波与附面层的相互干扰，如图 7所示。在设数提升20%，自起动马赫数由4.2下降到3.8。这说明调节中心体半径可有效提升进气道的气动性能。
1.1.3 基于垂直方向二元压缩的Jaws进气道
与轴对称向内偏折的Busemann流场不同，Jaws进气道所用的流场存在2对垂直方向上的4道激波，如图 8所示。Malo-Molina等[38-39]通过流线追踪在这种流场上得到了一个具有三维内收缩特点的Jaws进气道(见图 9)。董昊[40]对这种进气道也进行了数值模拟和试验研究，设计马赫数为7.0时，隔离段出口马赫数和总压恢复系数分别为2.78和0.35。辜天来等[41-42]对这类进气道进行了反压和起动性能研究。研究结果表明，在设计马赫数5.0的来流条件下，取9倍出口截面当量直径，最大反压为78倍来流静压。
由图 8可知，虽然该进气道所用的流场只是由多道不同方向的激波组成，没有等熵压缩过程，但得到的进气道性能依然较高，主要有三方面的原因：首先，采用了4道激波压缩来流，使激波强度不会太大，由此产生的激波损失较小、长度较短，且压缩效率较高；其次，进气道迎风面唇口型线设计比较合理，使得整个进气道没有明显的角区边界，从而削弱了角区位置处的流动损失；最后，整个流场中的激波交汇/反射位置在主流区域内部，由此缩小了由于激波反射引起的激波/附面层干扰区域。通过与二元进气道的对比发现，Jaws进气道可使整个发动机的推力提高24.87%[39]。目前, Malo-Molina团队[43-44]通过数值模拟分析了燃烧效率与畸变的关系，并进一步与Scoop进气道进行对比。研究结果表明，Jaws进气道的燃烧效率达到67%，比Scoop进气道高6.3%，同时在一定程度上说明出口畸变越大燃烧掺混效果越好，燃烧效率越高。
1.1.4 基本流场出口参数可控的内转式进气道在进气道设计中，一般需要对进气道型面进行多轮迭代使隔离段出口参数满足设计要求。这在一定程度上影响了设计效率。为了能够方便直接地设计内转式进气道的基本流场，方兴军[45]和刘燚[46]提出了根据出口速度和马赫数分布设计流场的特征线法(Method of Characteristics, MOC)，极大拓展了进气道基本流场的设计方法。如图 10所示，给定来流条件和进气道出口速度(或马赫数)分布，根据流量关系确定入射激波形状，然后根据入射激波形状确定可生成入射激波形状的物面边界，然后采用流场装配方法确定其他的气动边界形状。韩伟强[47]在此基础上提出了根据反射激波上的流场参数设计轴对称基本流场的特征线法(如图 11)。然而，这些设计方法对设计条件的约束太多，在应用过程中必然出现给定条件无法满足解的存在性问题，影响应用效果。为此，目前还未见到这类方法的进一步研究。
卫锋[48]发展了可实现消波的基本流场设计方法(如图 12所示)，该方法根据给定的基本流场上边界确定入射激波和等熵压缩区域流场，再根据等熵压缩段流场给定反射激波形状以确保隔离段内部实现消波，最后利用特征线法计算反射激波下游的流场参数分布。在无粘条件下，该基本流场的总压恢复系数达到0.91，应用该流场设计的进气道喉道无粘总压恢复系数为0.88。何家祥[49]利用Busemann流场的压力分布构造了基本流场压缩面形状, 试图利用Busemann流场的特征来消除隔离段内反射激波串。无粘数值模拟结果表明，在设计马赫数7.0、喉道截面马赫数4.16时总压恢复系数为0.844。然而，这种基本流场的设计方法忽略了2个重要的问题：其一，整个设计过程中并没有兼顾反射激波45的存在性问题(如图 13所示)；其二，当反射激波45形状不合理时，圆弧型基本流场下边界67的末端依然会诱导出激波[21]。
乔文友[50]基于逆特征线法[51]提出了沿程压缩规律和喉道流场参数同时可控的基本流场设计方法。通过给定的沿程压缩规律确定入射激波和等熵压缩流场，调节基本流场下边界形状, 确保在消除隔离段内反射激波的同时使喉道截面内的速度方向与轴线平行。进一步的数值模拟结果表明：只有喉道截面的压力分布比较均匀时，进气道肩部反射激波波后速度方向的转平设计才能真正消除隔离段内的反射激波串；否则，不均匀的喉道截面压力分布依然会诱导出现反射激波串，如图 14所示。然而，消除隔离段内的反射激波串必须设计入射激波与反射激波的形状来平衡轴对称压缩在径向的不均匀性，一定程度上增强了入射激波的强度，在粘性计算时必然会影响进气道的气动性能。乔文友[50]采用图 14(b)中带有弱激波的基本流场设计进气道构型进行研究。数值模拟结果显示：应用该方法设计的进气道在设计马赫数6.0的来流条件下隔离段出口马赫数和总压恢复系数分别为3.0和0.657，隔离段出口最大反压为155倍来流静压。由此可知，在实际设计过程中，需要进一步研究溢流口发出的反射激波/附面层干扰与隔离段内反射激波串的影响机理，以便更好地指导进气道的设计。
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| 图 14 约束基本流场喉道速度方向的基本流场马赫数分布云图 Fig.14 Mach number contours of the basic flow-field for constraining the velocity direction at throat section |
总的来说，内转式进气道流场结构基本都是由“内锥形的入射激波+轴对称等熵压缩流场+锥形反射激波”组成。采用较强的激波可减小进气道收缩比，同时增强低于设计马赫数时的溢流能力，从而有利于缩短进气道长度并提升起动性能。增大轴对称等熵压缩的比重可有效提升进气道的总压恢复系数，同时也会增大进气道收缩比。反射激波对来流进一步压缩的同时改变气流方向，合理设计反射激波形状可有效削弱隔离段内激波串的强度。
1.2 进出口形状可控的内转式进气道研究为了便于内转式进气道与飞行器前体和燃烧室的匹配，需要发展进出口形状可控的进气道设计技术。由文献[19]可知，应用流线追踪技术得到的进气道几乎无法同时满足进出口形状的定制。因而需要放宽流面设计的约束条件才能实现进出口形状的控制。目前应用较多的方法主要有几何过渡和气动过渡两类。
1.2.1 几何过渡方法几何进气道过渡方法主要有NASA兰利研究中心的方转圆进气道(REST)[17]和南京航空航天大学谭慧俊[52]提出的基于样条曲面的内通道设计方法。
REST进气道的生成原理如图 15所示，其设计思路是：将进气道进出口截面边界离散为系列点，应用数值加权方法将来自入口和出口发出的2组流线进行融合得到可同时满足进出口形状要求的气动型面。这种方法并没有对基本流场进行限制，且放宽了进出口形状对流线在基本流场周向位置的约束。然而，加权方式的选择必须以不影响入射激波依赖域为前提，否则会对进气道的流量捕获能力产生一定影响。如Smart于2001年设计的进气道流量捕获只有96%[17]，南向军采用改进后的加权方式实现了全流量捕获[20]。
谭慧俊[52]提出的方法只对内收缩段进行设计，不会影响入射激波依赖域内的型面。其设计原理如图 16所示，在内通道进出口截面之间构造多条空间样条曲线，同时生成过渡曲面。然而，虽然应用这个方法设计的型面不会影响进气道入射激波的形状，但样条的选择有时会影响到通道内部的波系结构。因此，应用该方法需要一定的设计经验。
气动过渡方法通过气动方式实现进气道横截面形状的过渡。这类过渡方法的特点是引入吻切流理论来调节各吻切面内的气动型面，最终实现进出口形状的条件。Sobieczky[53]于1990年提出吻切流理论，该方法的主要思想是：在不考虑横向流动的前提下，通过一系列轴对称流场来逼近三维超声速流场。应用该理论时，可以根据进气道唇口和喉道截面的形状合理布置吻切面内的流场参数分布，以得到同时满足进出口形状约束的内转式进气道型面。
基于该理论设计的进气道设计步骤是：首先在三维空间构造一系列吻切面；其次在各吻切面内确定基本流场收缩比；再次调节各吻切面内基本流场的设计参数以满足收缩比要求；然后将各吻切面内的压缩面拼接形成进气道的初始型面；最后采用横截面过渡设计技术和粘性修正技术设计同时满足进出口形状要求的最终型面。目前基于该理论的进气道设计技术主要有尤延铖[19]提出的内乘波进气道和岳连捷[54]提出的等收缩比变截面方法两类，具体设计思路如下。
内乘波式进气道[19]是通过放宽各吻切面内出口截面的参数来调节收缩比分布，最终实现进出口形状的定制，如图 17所示。由进气道的设计原理可知，这种过渡方法对入射激波形状的影响非常小，基本上可以实现全流量捕获。近几年，黄国平还发展了入射激波形状可控的内乘波式进气道[55]和高外压缩比的内乘波式进气道[34]等。
Xiao等[54, 56]提出的方法原理如图 18所示，将进气道进出口划分为不同的局部流管，在吻切面内调节基本流场中心轴线的位置，使进气道内各局部内流管的收缩比保持基本一致。该方法主要应用轴对称基本流场径向压缩程度的变化规律来调节吻切面内收缩比。由此可知，气动型面的过渡依然采用流线进行，且基本流场的设置更加灵活，不但实现了全流量捕获，还通过喉道截面较为均匀的压力分布消除了隔离段内的反射激波串，使进气道具有较高的气动性能。
1.3 可匹配非均匀来流的内转式进气道
如前文所述，在采用腹部进气方式的一体化设计过程中，前体产生的非均匀来流对内转式进气道的设计带来了很大的挑战。目前大多都是将基于均匀来流设计的进气道直接布置在非均匀来流的流场后再调节型面(这部分研究内容将在2.2.3节进一步说明)，而直接基于非均匀来流的内转式进气道设计方法则相对较少。在此仅展示基于非均匀来流设计的内转式进气道设计方法。
为了排除前体低能流，乔文友[57]发展了高超声速Bump型面和可匹配Bump流场的内转式进气道设计方法。如图 19所示，内转式进气道需要在Bump前体产生的非均匀来流条件下压缩气流。通过约束入射激波形状和沿程压缩规律设计内转式进气道，具体设计步骤是：在Bump型面产生的非均匀来流条件下给定椭圆锥形进气道入射激波，然后应用改进的CSM(Cross Stream Marching)[57-59]方法求解可生成该激波的物面，再应用吻切流理论根据给定的沿程压缩规律设计等熵压缩段的型面，最后采用肩部光顺技术和粘性修正技术得到最终的进气道型面。数值模拟和风洞试验表明，该进气道出口的总压恢复系数在占进气道入口高度30%的低能流厚度下依然达到0.47。为提升CSM方法的鲁棒性和精度，乔文友进一步改进并提出CSMP(Cross Stream Marching Plus)方法，该方法的计算精度与文献[51]中的逆特征线法相当，应用效果如图 20所示。数值模拟结果表明，该进气道在无粘条件下可以较好地实现激波封口。关于此类进气道的设计将在2.2.4节进一步说明。
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| 图 20 CSMP方法结果与CFD结果对比 Fig.20 Comparison of the CFD results and CSMP results |
在吸气式高超声速飞行器的研究中，高超声速飞行器/吸气式推进系统一体化设计是飞行器总体设计的关键[8, 60-61]。高超声速飞行器前体/进气道的一体化设计则是其中的一个重点。
在一体化设计中，乘波/类乘波构型的机体在高超声速飞行器设计中的应用越来越广泛。1959年Nonweiler[62]提出乘波体，在设计状态下，这种构型前缘线能够将下方激波封住，确保前体下方流体不会从两侧溢流至背部，从而实现高升阻比的设计。早期乘波体主要有楔导[63-64]、锥导[65-66]、楔-锥前体[67-68]等设计方法。随着吻切流设计理论[58]的发展，针对乘波前体的研究得到迅速发展，丁峰等[9]和赵桂林等[69]都对乘波前体的设计方法进行了细致的分析和研究。由于内转式进气道流场具有很强的三维效应，在一体化设计过程中对乘波前体和进气道均提出了更高要求。此外，对弹身前体而言，前体产生的非均匀来流对内转式进气道的设计产生了很大影响，进而对内转式进气道设计提出更高的要求。本文主要从气动设计角度对现有的几种一体化设计方法进行分析。根据飞行器前体对进气道入口气流的影响程度，将进气道的进气方式分为独立进气和带预压缩进气两类[70]。下面分别对这两类进气方式进行介绍。
2.1 正对来流的独立进气方案对于独立进气方式，进气道正对自由来流，而且不受飞行器前体影响。根据进气道与飞行器前体的位置关系，可将这类构型分为头部进气、翼身融合进气和背部进气3种方式，下面针对这3种方案进行分析。
2.1.1 头部进气方案头部进气的特点是将进气道布置在飞行器头部，避免了飞行器前体对来流的影响，但是采用这种进气方式的推进系统迎风面积过大，在一定程度上影响了飞行器的容积利用率, 如图 21(a)的Fennel飞行器[71]。图 21(b)所示的Skylon飞行器[72]将发动机设置在机体两侧的组合方式可以给机体留下足够的空间，而且这种方式不会对飞行器前体产生太大影响。但对整个推进系统来说，这种进气方式需要为进气道设计足够大的迎风面积才能满足流量需求，必然会增加推进系统的尺寸、浸润面积和重量。
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| 图 21 头部进气方式 Fig.21 Head intake modes |
为使飞行器具有更高的升阻比，同时对来流进行高效率压缩，洛马公司提出了翼身融合进气方式的Falcon飞行器[73]，如图 22所示。Falcon飞行器两侧的进气道采用水滴形迎风面唇口形状，设计状态下进气道唇口发出内锥形激波汇聚于靠近溢流口的通道内部，使进气道唇口激波在一定的飞行马赫数条件下不会与前体激波相互干扰。如图 21所示，进气道唇罩与飞行器前体均采用吻切流理论设计得到，以便实现更高的升阻比。在设计状态下，虽然入射激波在通道内部汇聚避免了通道内壁产生较强的激波/附面层干扰，但当飞行马赫数低到一定程度时, 进气道的入射激波才能打在溢流口上游，不利于唇口溢流。因此，这种进气道的流场结构存在很大的起动隐患。
与Faclon方案类似，波音公司Smith和Bowcutt[74]将乘波体产生的激波与进气道内锥激波相贯的曲线作为进气道上半部分前缘线，如图 23所示。进气道的设计与Falcon飞行器略有不同。该进气道基本流场的轴线处于整个进气道型面的外部，有利于非设计条件下的溢流。王骥飞[75]提出了类似的设计方案。南向军[76]采用水滴形捕获截面的内转式进气道与乘波前体组合进行一体化设计。向先宏[77-78]提出了基于Jaws进气道的一体化设计构型，如图 24所示。该方案将两侧乘波体与Jaws进气道进行展向拼接，使飞行器同时实现两侧乘波与进气道的高流量捕获。李永洲[79]也采用类似结构开展基于内锥流场的内转式进气道一体化设计研究。
崔凯[80]提出了双旁侧进气的一体化设计方案，设计原理如图 25所示。在飞行器腹部两侧设置2个从锥形流场上追踪的“凹”形乘波前体，这时进气道唇口可以靠近前体产生的曲面激波。经数值模拟验证，这个设计方案具有较高的升阻比和流量捕获系数。由于前体下方存在一个钝化头部，必然会对飞行器的总体性能产生影响，还需进一步研究改进。
总的来说，这类进气方式也没有利用前体的预压缩作用，虽然进气道可以吞入高品质的流场，但是必须设计较大的进气道捕获面积，导致进气道的浸润面积和重量都较大[70]。因此，采用此类方案设计的推进系统是否具有很高的推进效率还有待进一步验证。
2.1.3 背部进气方案
近年来有部分学者提出了背部进气的一体化设计方案，为内转式进气道与飞行器前体的一体化设计提供了新的思路。这种构型的主要特点是将内转式进气道布置在飞行器背部，削弱推进系统对飞行器底部升力体性能的影响。
Bowcutt和Smith等[81]针对高超声速空间全球运输系统(Hypersonic Space and Global Transportation System，HSGTS)第二级入轨的气动布局提出了背部进气的一体化设计方案，如图 26所示。这种布局方式可以将第二级底部设计为平面，便于与第一级飞行器进行匹配。
Langener和Steelant等[82]在LAPCAT(Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies)计划第二阶段提出了LAPCAT-MAR2飞行器的设计方案，如图 27所示。将压缩效率较高且外阻较小的内转式进气道与乘波前体有机结合，使飞行器能够同时实现高升阻比和流量捕获。向先宏[83]通过数值模拟分别针对单/双通道构型的背部进气方式与腹部进气方式飞行器进行研究。研究结果表明，背部进气方式的飞行器相对于腹部进气方式具有更高的升阻比。
根据空气动力学原理可知，当进气道布置在乘波体下方时，经乘波前体预压缩的气流必然会使进气道流道和唇罩外部气流的压力更高，阻力也相应增加，最终会使飞行器的升阻比下降。但是，背部进气的进气道由于很少利用到前体的预压缩作用，推进系统必然需要设计足够大的捕获截面积，而且推进系统贯穿整个飞行器机体，在一定程度上同样会增大推进系统的浸润面积和重量。因此，在实际设计中，背部方式还需要根据实际需求进一步对比分析后再确定。
2.2 带前体预压缩的进气方式与独立进气方案不同，将进气道布置在飞行器腹部或背部的进气方案则正好可以避免头部进气方案所遇到的问题。根据进气道原理可知，应用飞行器前体的预压缩作用可有效降低进气道口部面积，从而降低推进系统的迎风面积和重量。近年来提出的几种飞行器总体布局多采用这种方式，如X-43、X-51和SR-72等飞行器。根据飞行器前体与进气道的一体化方式，分别从以下4个方面进行介绍。
2.2.1 优化飞行器前体的一体化设计由于现阶段进气道大都基于均匀来流条件设计，因此早期一体化设计方法研究的重点在于飞行器前体的优化，即在进气道入口前方设置局部平面进行整流，如X-51飞行器。同时，在高超声速条件下，乘波前体在飞行器设计中的应用越来越普遍。因此，设计具有均匀流场的乘波前体已经成为飞行器前体设计的一个重要研究方向。
为使乘波前体能够产生较为均匀的来流，早期乘波前体可基于楔体流场生成[63-64, 84]，如图 28所示。随着乘波体流场的发展，后面还出现了基于楔锥体流场的乘波体设计方法[85]，如图 29所示。为进一步拓展乘波体的设计方法，Jones[86]发展的吻切流设计方法可根据给定的激波形状设计乘波体构型，如图 30所示。之后，进气道入口附近的乘波体大都采用类似图 30所示的构型[85, 87]。国内大量学者对乘波体的优化设计开展了较为深入的研究[88-93]，这里不再赘述。需要注意的是，采用这种设计方法必须约束乘波前体的形状以便为进气道提供均匀流场，从而对乘波前体的设计空间产生一定影响。因此，若进气道对来流条件要求降低，飞行器前体的设计自由度便能大幅提升，有利于开展飞行器总体的优化设计研究。
2.2.2 飞行器前体与进气道共用基本流场的一体化设计
为提升内转式进气道对非均匀来流的适应能力，学者们提出了共用基本流场的一体化设计方法，主要有贺旭照[66]提出的密切曲锥乘波前体/进气道一体化构型, 尤延铖[94]提出的双乘波构型。下面分别对这2种设计方法进行详细说明。
密切曲锥乘波前体/进气道一体化构型的设计原理如图 31所示：首先设计轴对称内收缩基本流场，然后给定飞行器前体引导型线并追踪乘波前体构型，最后在溢流口轴向位置处给定进气道唇口型线并追踪得到进气道型面。由此可知，进气道入口处流场与前体预压缩流场完全匹配，设计状态便能实现激波贴口。
双乘波构型设计原理如图 32所示。这种飞行器前体的基本流场包括内偏折流场和外偏折流场，应用吻切流理论使这两者产生的激波在展向光滑过渡，然后根据内转式进气道基本流场的思路在内偏折流场下游设计可与之匹配的内乘波进气道。这种方法灵活拼接内偏折流场和外偏折流场，使产生升力与预压缩的前体型面相结合。此外，进气道入口处的激波由下唇口发出，有效避免了入射激波在溢流口处汇聚产生的热问题。李怡庆[95]在此基础上进一步发展了双通道的一体化设计技术。
进一步分析这2种构型发现，进气道前方的部分前体型面采用内收缩基本流场设计，同时将乘波与预压缩来流有机组合；进气道直接基于前体的内收缩流场设计，可以放宽对前体预压缩来流的均匀性要求，在一定程度上也放宽了对前体设计的约束。然而，将进气道与飞行器前体的基本流场耦合在一起的设计方式依然没有完全放开进气道对乘波前体的约束。此外，基于内偏折流场设计的乘波前体还会将前体低能流汇聚于进气道入口附近，必然会对进气道的性能产生一定影响。因此，有必要进一步降低飞行器前体与进气道设计的耦合程度，提升整个飞行器总体的气动性能。
2.2.3 前体与进气道直接匹配的一体化设计近几年来，为了进一步削弱飞行器前体和进气道之间的耦合程度，学者们将内转式进气道直接与前体匹配，研究前体流场非均匀性对内转式进气道的影响，同时对两者进行优化，在一些特定的条件下也得到了比较满意的结果。
澳大利亚昆士兰大学Gollan[96]在弹体头部布置的模块化的内转式进气道如图 33所示。该方案将弹身前体处的主流参数作为进气道的设计参数，不断迭代进气道唇口位置和形状使进气道唇口与前体激波实现较好匹配。在马赫数12.0、2°迎角的弹身前体产生的预压缩流场下设计进气道构型。数值模拟结果表明，该进气道的流量捕获系数达到0.968。李怡庆[97]研究了不同捕获截面形状对内转式进气道与弹身前体的匹配效果。数值模拟结果表明，在飞行马赫数6.0、3°迎角的弹身前体流场中，采用带有外扩角捕获截面形状的内转式进气道，流量捕获系数达到0.93，出口马赫数为3.2时总压恢复系数达到0.61。
波音公司在AIAA SciTech 2018展会上公布了与SR-72类似的高超声速飞行器模型，如图 35所示，该飞行器将进气道布置在巨大的底部平面上。根据气动原理可知，虽然带有后掠角的底部平板流场依然具有一定的三维效应，但在进气道入口附近，流场(主要是速度方向)基本均匀。这种构型极大降低了进气道的设计难度。
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| 图 35 波音公司提出的高超声速飞行器模型 Fig.35 Hypersonic aircraft model proposed by Boeing |
肖尧[98]提出了一种全乘波背部进气的一体化构型，如图 36所示。这种飞行器利用飞行器全乘波的特点，在背部设置的预压缩型面不会影响底部型面的乘波特性，在一定程度上兼顾了高升阻比与带预压缩进气的优点。图 37是周扬[99]设计的可匹配飞行器前体的内乘波进气道，数值模拟结果表明，在不考虑前体流管扩张导致流量损失的前提下，进气道实际的流量捕获系数只有0.91。
进一步分析上述几个方案发现，当进气道唇口附近流场(尤其是气流速度)相对均匀时，前体和内转式进气道可以实现较好匹配。基于此，乔文友[100]提出基于前体激波形状的内转式进气道一体化设计方法。首先将捕获截面边界投影至前体激波曲面，然后将投影曲线绕中心体轴线得到的曲面母线作为可实现全流量捕获的基本流场入射激波形状，再结合激波的存在性要求设计基本流场入射激波形状，并根据沿程马赫数分布确定波后流场参数分布，最后通过流线追踪和粘性修正得到最终的进气道构型。如图 38所示，基于来流马赫数7.0的乘波前体预压缩流场设计内转式进气道，流量捕获系数达到0.962，隔离段出口马赫数为3.15，总压恢复系数0.50。数值模拟结果表明，应用该方法设计的进气道构型有效地实现了前体激波、进气道唇口以及入射激波之间较好的匹配。此外，该方法还可精确控制入射激波形状以研究入射激波与前体激波相互干扰对进气道的影响。
2.2.4 基于前体非均匀来流的一体化设计
由于设计方法的限制，基于吻切流理论设计的内转式进气道只能适应比较均匀的来流条件。这主要是因为非均匀来流并不满足轴对称分布条件，如果在非均匀流场中强行划分吻切面便会在吻切面之间产生很强的横向压力梯度和横向速度(如带迎角的弹身前体)，也就超出了吻切流理论的适用范围。目前，从公开的文献中可以看出，美国洛马公司提出的SR-72和高超声速打击武器(HSSW)有可能实现了两者的匹配，然而具体设计细节没有相关文献公开。
均匀来流条件下，应用吻切流理论设计乘波体和进气道比较方便。然而，在非均匀来流条件下的应用仍然面临很多不足。为了突破传统吻切流理论的限制，乔文友[57, 101]开发了基于前体非均匀来流的内转式进气道设计方法，实现了飞行器前体与非均匀来流的灵活匹配。如图 20和39所示，在无粘条件下应用这种方法得到的入射激波形状与给定形状几乎完全一致。在粘性条件下，虽然入射激波形状根部会发生一定的变化，但依然可以确保与设计状态基本一致。
还需注意的是，内锥形的入射激波与前体相贯线为向下游凸出的曲线时，进气道入射激波便会在这条曲线附近产生由两侧至中部的横向压力梯度。在粘性条件下，前体低能流便会在该横向压力梯度的作用下向中部汇聚，进而在下游形成强度很大的通道涡结构(如图 39所示)，严重影响进气道的气动性能。这一问题的解决可从两方面入手：(1)调节前体形状以降低进气道上唇口曲率；(2)改变进气道入射激波形状，发展新型的气流压缩方式。以目前内转式进气道的发展水平，前一个方案是主流，如图 38所示的前体构型可以有效抑制上唇口的横向压力梯度。但对于第二个方案来说，须进一步研究非均匀来流条件下内转式进气道的流动机理，并在此基础上发展新型的内转式进气道流场结构和设计方法，而且在非均匀来流条件下给定其他激波形状还涉及到三维激波存在性问题的研究。由于激波存在性问题的研究难度很大，几乎很难在有限的时间内解决。
3 研究结论与展望综上所述，随着基本流场设计技术的不断改进完善，内转式进气道的设计方法得到了飞速发展。基于此，国内外关于高超声速飞行器前体与内转式进气道一体化的研究也得到进一步发展。在高超声速条件下，一体化设计在整个飞行器气动设计中的重要性越来越突出，而且当前组合动力系统的研究需求对内转式进气道及一体化设计提出了更高的要求。综合分析国内外研究现状，得到以下结论：
(1) 均匀来流条件下，内转式进气道的流动机理以及设计方法还有待深入研究。
虽然目前对内转式进气道的流动机理已经有了一定的认识，但这些设计都是基于无粘的基本流场得到，粘性条件下的流场结构发生了很大变化，导致在进气道设计过程中需要经过多轮迭代才有可能达到设计目标。为了能够有效提升内转式进气道的设计效率，还需结合进气道的流动机理发展新型的进气道设计方法。
(2) 有待进一步发展非均匀来流条件下的内转式进气道设计方法，并开展非均匀来流条件下内转式进气道的流动机理研究。
对前体及进气道更加灵活地一体化设计已经成为一个亟待解决的问题。虽然非均匀来流条件下的研究已经取得了一定的进展，但是非均匀来流对进气道流场的影响机理尚不明确。而且受吻切流理论的限制，基于现有的设计方法还很难开展这方面的研究。为此，有必要对非均匀来流条件下内转式进气道的优化和设计方法进行研究。
(3) 前体非均匀来流条件下，还有待进一步开展内转式进气道流场结构的改进和控制研究。
根据目前飞行器前体/内转式进气道的一体化设计研究可知，内锥形入射激波与前体相贯生成的“月牙”型唇口会使低能流向对称面汇聚，最终形成流向涡结构。此外，进气道唇罩发出的反射激波与低能流相互干扰也会产生流向涡结构。为尽可能抑制通道中的流向涡结构，需要调整入射激波的形状同时改进进气道的流场结构、沿程压缩规律等设计条件来提升进气道的气动性能。
(4) 基于内转式进气道，还有待发展新型的压缩方式以便设计简单可靠的变几何结构。
由于内转式进气道流场结构的特殊性，基于改变内转式进气道流场结构的思想，有必要进一步发展新型的流场结构设计方法，结合内转式进气道高效率压缩的优势使进气道可以匹配任意给定的非均匀来流。
对上述问题进一步总结发现，内转式进气道设计方法的发展方向必然会出现以下两方面的特点：
(1) 基于N-S方程直接设计进气道型面。目前基于无粘流场的吻切流技术已经非常成熟，但在粘性条件下隔离段内部的流向涡对进气道气动性能产生了很大影响。为了进一步提升进气道的气动性能，有必要结合进气道的流动机理，基于粘性条件发展新型的设计和优化方法。
(2) 能够根据需求设计灵活多变的流场结构。虽然内转式进气道相对于传统进气道具有明显优势，但在一体化的应用过程中同样暴露出了流道内部激波附面层干扰严重的问题，对一体化设计带来较大挑战。为解决这些问题，改进进气道的流场结构也必然成为内转式进气道设计方法的一个发展方向。而且，随着CFD技术的深入发展，从改进流场结构入手发展新型进气道设计方法的条件已经具备。
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