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
2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China
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]。由于机体、进气道两者在工作要求、设计思路和方法上的不同，在很长一段时间里，机体/进气道一体化只能做到分别设计两种高性能部件，然后对其进行简单叠加和折中。但一体化设计问题并非如此简单，制约总体性能提高的关键在于缺乏高效的机体/进气道一体化设计方法。
在高超声速飞行器的气动构型中，乘波体[6]利用前缘贴体激波压缩原理(乘波原理)实现了构型在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，从而使得乘波体成为高超声速飞行器的理想气动构型[7-11]。乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势：一是可以高效地捕获预压缩后的气流。这是因为通过乘波体的前缘激波压缩，不仅可以实现预压缩气流的目的，还可以减少气动构型下表面高压区溢向上表面低压区的气流，从而尽可能多地捕获气流。二是通过优化(如选取合适的激波角)，可以实现飞行器的高升阻比性能设计[12-13]。
基于这两个优势，将乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计，其方法可以分为两大类[14]：
第一类是利用乘波设计的第一个优势，将乘波体同时作为飞行器前体和进气道的预压缩面，为进气道高效地提供所需预压缩气流，可以称之为“乘波前体/进气道一体化设计方法”。
第二类则是同时利用乘波设计的两大优势，可以称之为“乘波机体/进气道一体化设计方法”。基本思路是：乘波体不仅作为飞行器前体和进气道的预压缩面，而且作为整个飞行器的基本构型，并通过几何修型等方法，将发动机置于乘波机体腹部，使得在设计飞行状态下，头部激波依然能够贴附在整个飞行器的前缘，整个机体能够保持良好的乘波特性。此方法不仅能够发挥乘波体高升阻比的特性，还能发挥乘波体高效捕获预压缩气流的特性，从而在飞行器整体气动特性和进气道捕获压缩气流特性两个层次都能获得理想的设计性能。
下面具体介绍这两大类设计方法的研究现状。
1 乘波前体/进气道一体化设计方法已有众多研究者开展了乘波前体/进气道一体化设计方法研究。他们通过设计基准流场进行流向设计，应用吻切理论或几何拼接进行展向设计。有些设计方法仅考虑流向设计，有些设计方法则同时考虑流向设计和展向设计。为了便于归纳各种设计思路，下面从流向和展向两个方向总结现有的典型设计方法。
1.1 流向设计针对流向设计，研究者主要从两个方向来发展该类方法：
第一个方向是将乘波前体作为进气道的第一级预压缩面，其后用多级楔或二维等熵压缩面连接，进一步压缩气流直至满足进气道入口要求。该方法可以归纳为“直线型面前体+多级楔/等熵压缩构成的组合前体/进气道一体化设计”，例如美国马里兰大学Starkey和Lewis[15]的方案，如图 1所示。
第二个方向是将乘波前体作为进气道的整个预压缩面，气流经过前体压缩后直接进入进气道。该方法可以归纳为“曲线型面前体+等熵压缩构成的全曲面前体/进气道一体化设计”，例如中国空气动力研究与发展中心吴颖川等[16-17]的方案，如图 2所示。
上述两个方向在设计思路上的最大区别在于：前者的乘波前体不是全部的进气道预压缩面，而后者的乘波前体可以作为全部的进气道预压缩面。因此，前者并不是严格意义上的乘波前体/进气道一体化设计，而是一种类乘波前体/进气道一体化设计。进一步的，由于前者要为乘波前体匹配一个多级楔/等熵压缩面，增加了设计复杂度，不利于一体化的参数化设计；而后者的乘波前体可以与进气道融合在一个基准流场中进行设计，可以极大地方便参数化设计。
影响乘波前体/进气道一体化气动性能的关键，并不是乘波前体是否作为进气道的全部预压缩面(因为两者并没有本质区别)，而是乘波前体的类型。乘波前体的类型主要由基准流场的类型决定。由基准流场设计乘波前体/进气道一体化构型，主要有两种思路：第一种是由基准流场生成乘波前体，再匹配一个进气道，构成一体化构型。其优势在于乘波前体和进气道在参数相互匹配的前提下可以分开单独设计，设计自由度更大，而其主要劣势则在于一体化程度降低。第二种思路是在混合压缩的基准流场中进行流线追踪，同时生成乘波前体和进气道。其优势是乘波前体和进气道在同一个基准流场中构建出来，两者的一体化程度更高，但两者受到的几何约束也更大，在工程应用中需要作修型处理。
用于前体/进气道一体化设计的基准流场可以分为二维平面基准流场、外锥基准流场、内锥基准流场以及三维非轴对称基准流场等类型。下面从基准流场类型的角度归纳总结现有的典型设计方法。
1.1.1 二维平面基准流场应用于乘波前体设计的二维平面基准流场主要包括尖楔绕流场和二维曲面压缩流场，两种基准流场分别用于设计楔导乘波前体和二维曲面压缩乘波体。
楔导乘波前体[6]作为飞行器前体用于一体化设计，其最大优势是流场均匀度好且便于优化设计，这是因为它的基准流场是二维尖楔绕流，其几何构型、流场参数和气动性能参数均可用解析方法快速求解。设计楔导乘波前体包括恒定楔角和变楔角两种方法[18]。应用恒定楔角方法生成的楔导乘波前体，在其前缘产生平面激波，而应用变楔角方法生成的楔导乘波前体可以产生前缘三维激波；与恒定楔角方法相比，变楔角方法更具灵活性，便于匹配进气道。美国马里兰大学的Starkey和Lewis等[15, 19-20]应用变楔角楔导乘波前体(如图 3所示)作为多模块发动机的第一级预压缩面，开展了楔导乘波前体/进气道一体化设计方法研究。
不同于楔导乘波前体/进气道一体化设计采用二维尖楔绕流，李怡庆等[21]应用如图 4所示的二维曲面压缩流场作为设计乘波前体的基准流场，发展出压力分布可控的乘波前体/进气道一体化设计方法，生成的二维曲面压缩乘波前体/进气道一体化方案三维模型如图 5所示。研究表明，二维曲面压缩乘波前体/进气道一体化、楔导乘波前体/进气道一体化两种方案具有相似的外形尺寸和乘波特性，而且前者的进气道流量系数比后者提高了5%，进气道出口压升比提高了6.4%，总压恢复系数提高了2.3%。
外锥包括直锥和曲面锥，对应的直锥/曲面锥基准流场都先后应用于乘波前体/进气道一体化设计。
英国伦敦帝国理工学院的Javaid和Serghides[22-23]利用直锥基准流场设计生成锥导乘波前体[24]，将其作为一体化构型的第一级预压缩面来设计高超声速飞行器，该方法可以归纳为“锥导乘波前体/进气道一体化设计”。与楔导乘波前体相比，锥导乘波前体容积效率增大，但由于其三维流场特性，降低了进气道入口气流均匀度[25]。
为了提高乘波前体出口的气流压升比，同时保证中间流场的气流均匀度，中国空气动力研究与发展中心的贺旭照等[26-27]将曲面锥基准流场应用于乘波体设计，提出吻切(密切)曲面锥乘波前体设计方法。曲面锥乘波前体波系结构如图 6所示。
吴颖川等[16-17]在吻切曲面锥乘波前体研究基础上，应用曲面锥基准流场发展了曲面锥乘波前体/进气道一体化设计方法(其设计构想见图 2)，通过展向截断的方式生成完整飞行器构型，并与常规飞行器构型进行了对比研究。研究表明，前者相较于后者具有低阻力、高总压恢复、高流量捕获等优势，继承了曲面锥基准流场的高压缩效率特性。
1.1.3 内锥基准流场内锥基准流场是一种内收缩激波流场。贺旭照[28-31, 33]、周正[32]等在如图 7所示的内锥基准流场中进行流线追踪，设计生成吻切(密切)内锥乘波前体/进气道一体化构型，并用数值模拟和风洞试验方法验证了该设计符合空气动力学原理。
1.1.4 三维非轴对称基准流场
三维非轴对称基准流场不能像前述的二维平面流场、外/内锥流场那样用解析方法或者特征线方法快速精确求解，只能通过时间推进数值计算方法求解得到，因此将该类流场应用于前体/进气道一体化设计成本较高，不利于参数化设计，从而限制了其应用于一体化设计的适用范围，仅有部分研究者开展了相关方法研究。美国马里兰大学的Lewis和Takashima等[34-36]为改善前体预压缩气流均匀度，提高前体的内部容积(装载性能)，提出将绕楔-锥体三维非轴对称流场作为基准流场，以生成楔-锥乘波前体(如图 8所示)并应用于一体化设计，发展了楔-锥乘波前体/进气道一体化设计方法。南京航空航天大学的明承东[37]应用楔-锥乘波前体，对该类一体化设计方案进行了细致而系统的研究。
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| 图 8 楔-锥乘波体示意图 Fig.8 Wedge-cone waverider |
展向设计主要包括吻切理论和几何拼接两大类。其中，按照设计自由度，吻切理论又可分为吻切锥、吻切轴对称和吻切流场3种方法。吻切理论之所以能够得到广泛研究并得以迅速发展，除了它可以对构型进行展向设计，还有一个重要原因是它能够将轴对称基准流场拓展到三维非轴对称基准流场，而轴对称基准流场非常易于设计求解，其拓展得到的三维非轴对称基准流场也非常方便设计求解，这对于乘波前体/进气道一体化的参数化设计极具吸引力。
不同于吻切理论，几何拼接是在工程设计中根据乘波前体和进气道各自的气动性能和几何特性，通过旋转、拼接等方式，将两者在几何层次沿展向安装结合在一起，从而完成某些特定任务需求的设计。同时，通过旋转、拼接等恰当方式可以尽可能降低几何拼接对乘波前体和进气道各自气动性能的影响。
下面从3种吻切理论和几何拼接的角度总结现有的典型设计方法。
1.2.1 吻切锥吻切锥设计理论(Osculating Cone)也被称为密切锥设计理论，是由德国航空航天研究中心(DLR)的Sobieczky等[38]首次提出，并成功应用于乘波体沿展向的设计。吻切锥设计理论的基本观点是：在不考虑横向流动的前提假设下，三维超声速流动可以在二阶精度范围内用当地吻切平面内的轴对称流动来逼近。该理论使乘波体底部横截面的激波型线不再局限于圆弧(针对锥导乘波体)或直线(针对楔导乘波体)，而是可以根据进气道唇口外形进行合理设计，极大地拓展了乘波体的设计空间和应用范围。
Takashima[39]、O’Brien[40-42]等应用吻切锥乘波前体作为一体化构型的第一级预压缩面，改善了中间区域的流场均匀度，同时提高了外侧三维流场的气动性能(如容积效率)，该方法可以归纳为“吻切锥乘波前体/进气道一体化设计”。
为进一步提高吻切锥乘波体作为飞行器前体的预压缩气流作用，南京航空航天大学的吕侦军和王江峰等[43-45]发展了一种多级压缩乘波体设计方法，该方法应用吻切锥理论和零迎角圆锥绕流基准流场，通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。其所应用的三级压缩基准流场如图 9所示，设计生成的三级压缩吻切锥乘波体如图 10所示。
随后，王旭东和王江峰等[46]将多级压缩吻切锥乘波前体作为一体化构型的预压缩面，发展出多级压缩吻切锥乘波前体/进气道一体化设计方法，改善了传统吻切锥乘波前体对气流的预压缩性能。其设计生成的三级压缩吻切锥乘波前体/进气道一体化构型如图 11所示。
吻切轴对称设计理论(Osculating Axisymmetric)是Sobieczky等[47-48]对吻切锥设计理论的拓展。该理论提出，吻切平面内的基准流场可以不再局限于锥形流场，而是可以根据设计需要选用合适的轴对称基准流场。每个吻切平面内的基准流场都可以由同一个轴对称基准流场模型缩放得到，缩放比例由进气道唇口横截面或乘波体底部横截面激波型线的曲率半径确定。
前文所述的吴颖川[16-17]等发展的曲面锥乘波前体/进气道一体化设计方法，是将吻切轴对称设计理论应用于曲面锥基准流场，该方法更准确的名称应该是“吻切曲面锥乘波前体/进气道一体化”，其一体化构型的数值模拟激波形态如图 12所示，图中清晰展示出该构型横截面激波形态具有典型的吻切理论特性，即中间平直、两侧弯曲。
前文所述的贺旭照等[28-33]发展的吻切(密切)内锥乘波前体/进气道一体化设计方法，是将吻切轴对称设计理论应用于内锥基准流场。图 13展示了该一体化构型。
吻切流场概念(Osculating Flowfield)由美国洛克希德·马丁公司的Rodi[49-51]于2005年首次提出，它是吻切锥和吻切轴对称思想的进一步拓展：每个吻切平面内的基准流场不再局限于同一个轴对称流场，而是可以根据设计需要在每个吻切平面内选用不同的轴对称基准流场。
Rodi[52]应用吻切流场设计理论，提出了吻切流场乘波前体/进气道一体化设计方法。图 14展示了Rodi研究中的吻切平面内的流场结构，图中唇口之前的流场属于外压缩激波流场。该方法也是将前体作为进气道的整个预压缩面，气流经过前体压缩后直接进入进气道。相较于吻切轴对称乘波前体/进气道一体化设计方法，由于沿展向的吻切平面基准流场可以不同，该方法更具灵活性和优越性。
不同于Rodi[52]在吻切流场设计理论中所描述的外压缩激波流场，南京航空航天大学的尤延铖[53]利用吻切流场设计理论，通过设计唇口横截面激波型线的曲率沿展向连续变化，实现吻切平面基准流场沿展向(从内侧至外侧)由内收缩激波基准流场向外压缩激波基准流场的连续过渡，从而将两种完全不同的基准流场紧密而有效地结合起来，并提出“双乘波”设计概念(如图 15所示)，即：在唇口之前的任意横截面上，飞行器前体外侧“乘坐”在外压缩激波面上(外乘波)，内侧“乘坐”在内收缩激波面上(内乘波)。应用双乘波设计方法生成的单流道“双乘波”前体/进气道一体化构型如图 16所示。
“双乘波”概念极大地拓展了人们对于吻切流场设计理论的想象空间。据分析，使用外压缩激波基准流场设计外侧乘波面，是为了充分发挥外乘波体的高升阻比特性；使用内收缩激波基准流场设计内侧乘波面，是为了充分发挥内乘波体高效捕获预压缩气流的优势。虽然该一体化构型的容积效率和升阻比性能仍值得商榷，但它是一种完备的融合内外乘波概念的理想设计方法。
随后，厦门大学的Li等[54]拓展了尤延铖的“双乘波”设计理论，开展了两流道情况下的“双乘波”前体/进气道一体化设计和验证，其构型如图 17所示。
比较典型的几何拼接方法有几何过渡、旋转对拼等方法。
1.2.4.1 几何过渡一体化设计南京航空航天大学的南向军等[55]参照美国猎鹰计划(FALCON)高超声速巡航飞行器HCV[56-57]，将一款“类水滴型”的内收缩进气道布置于吻切锥乘波前体的两侧，进气道外型面和前体型面之间采用简单的曲面进行过渡，设计出如图 18所示的吻切锥乘波前体/两侧内收缩进气道一体化构型。尽管它的前体和进气道是通过几何过渡方法实现的一体化，但数值结果表明，其前体外流场和进气道内流场在高马赫数下基本独立。
中国科学院力学研究所的崔凯等[58-59]将两个锥导乘波前体进行旋转对拼(如图 19所示)，提出一种新型的双乘波对拼式前体/进气道一体化设计方法(构型如图 20所示)，该方法提高了一体化构型的升阻比性能和容积效率。值得注意的是，该双乘波概念有别于尤延铖[53]的双乘波概念，前者指左右两侧均为外乘波，而后者指内侧内乘波、外侧外乘波。
在前述乘波前体/进气道一体化设计研究基础上，部分学者尝试拓展乘波概念应用于飞行器一体化设计的范围，将其拓展到整个飞行器的设计，这些方法绝大部分是基准流场、流线追踪、几何拼接或融合的交叉应用，设计思路和流程为：首先在基准流场中流线追踪生成乘波体，作为整个吸气式高超声速飞行器的基本构型；然后在乘波机体的约束范围内，应用流线追踪或其他技术设计生成进气道；最后将进气道挂载、嵌入或融合进入乘波机体腹部或两侧，从而实现整个乘波机体与进气道的一体化设计。
从基准流场的角度考虑乘波机体与进气道的一体化设计，主要有基准流场包容式、相交式、完全一体化等3类方法，其一体化程度依次升高，一体化优势也越发明显，但同时也降低了设计自由度。
除了从基准流场角度考虑一体化设计，还有一类方法是从两者的几何形状层面上考虑融合设计，即几何融合式一体化设计。下面具体介绍3种基准流场一体化设计方法和几何融合式一体化设计方法。
2.1 基准流场包容式一体化设计基准流场包容式一体化设计，是在设计乘波机体的基准流场时就考虑到进气道安放位置，从而使得其他方法设计生成的进气道能够完全包容在乘波机体的基准激波之内，从而避免或减弱乘波机体的基准激波对进气道的干扰和影响。
例如，美国马里兰大学的O’Neill和Lewis[1-2, 60]发展出一系列吸气式高超声速一体化乘波飞行器，生成的一体化构型如图 21(a)所示。他们的构想是乘波前体、楔面和进气道都被同一个圆锥激波面所包裹(图 21(b))，激波能够基本附着在整个飞行器前缘上，即整个机体“乘坐”在圆锥激波面上。该方案的预期目标是：既能够发挥乘波前体高效捕获预压缩气流的优势，又能发挥整个乘波机体的高升阻比特性。但由于它是通过几何修型的方式将发动机布置在机体腹部(图 21(c))，部分破坏了机体的乘波特性。
如图 22所示，Tarpley[61-62]将发动机布置于楔导乘波机体下表面，以期同时发挥楔导乘波前体捕获气流优势和整个楔导乘波机体的高升阻比优势。
在基准流场相交式一体化设计中，乘波机体与进气道两者之间的几何关系由两者的基准流场相交特性决定，即：将两者基准流场激波面的交线作为共用型线，将此共用型线作为前缘线或部分前缘线设计生成进气道，此时的乘波机体与进气道是通过这条共用型线建立联系、融合在一起的。
例如，美国波音公司的Smith和Bowcutt[63]将外压缩圆锥激波面与内收缩圆锥激波面的交线作为机体前缘线和进气道前缘线的共用段，发展出乘波机体/两侧内收缩进气道一体化设计方法，由于两者的前缘线有共用段相连，外乘波机体与内收缩进气道可以较好地融合，如图 23所示。
不同于基准流场包容式或相交式，基准流场完全一体化设计是指乘波机体和进气道不仅在基准流场层面上建立联系，而且两者都是在同一个基准流场应用流线追踪技术构建出来的。换言之，该类基准流场要同时考虑外流动和内流动。因此，该方法的核心是基准流场模型的建立和发展。
例如，国防科技大学的丁峰和柳军等[64]借助有旋特征线理论和流线追踪技术，开展了新型吸气式高超声速飞行器“全乘波”机体/进气道一体化气动设计理论和方法研究，应用有旋特征线理论，设计同时考虑内流动和外流动的轴对称基准流场(图 24(a))，在该基准流场流线追踪生成整个飞行器机体与进气道构型。“全乘波”设计目标是在如图 24(b)所示的轴对称激波流场中，不仅实现飞行器前体、机体腹部、机翼乘波型面的设计，还能完成机体与流线追踪进气道的一体化设计，且不会对机体乘波特性造成破坏。“全乘波”预期达到的设计效果如图 24(c)所示，在设计飞行状态下，整个飞行器机体均具有乘波特性：乘波前体作为进气道的预压缩面，为其高效捕获预压缩后的气流；机体腹部和机翼作为后体乘波面，为飞行器提供高升阻比。
北京航空航天大学的Tian等[65]参照美国猎鹰计划(FALCON)的另一架吸气式高超声速飞行器HTV-3X[66]，通过几何融合的方式，实现吻切锥乘波机体与两侧内收缩进气道的一体化设计，并用参数化方法对其进行了改型和优化设计，其优化后的构型如图 25所示。
综合国内外乘波设计概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计的研究现状可见，主要有乘波前体/进气道一体化和乘波机体/进气道一体化两大类设计方法，相关研究正处于“乘波前体/进气道一体化设计趋于成熟、乘波机体/进气道一体化设计刚刚起步”的阶段，机体外乘波、进气道内乘波的设计思想和吻切设计概念正在逐渐交叉融合。对该领域总体研究现状以及可能的发展趋势分析如下：
(1) 总体设计思路和发展趋势是：通过设计基准流场进行流向设计，应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计。
(2) 基准流场已经不再局限于具有直线激波的锥形流场，而是进一步拓展到具有弯曲激波的轴对称流场。在引入吻切理论后，基准流场可以进一步拓展到更为复杂的三维非轴对称流场。
(3) 更为一般的轴对称基准流场及吻切理论的发展，为乘波前体/进气道一体化设计提供了更为广阔的设计空间和设计思路，可以在工程应用中采用更加先进的吻切理论，为进气道提供均匀流场，并达到升阻比和容积效率性能的折中，设计得到实用的一体化构型。
(4) 乘波前体/进气道一体化设计已经得到深入发展，基本涉及了乘波体设计理论中的大部分基准流场类型和设计方法，已经获得了一些气动性能较为优良的吸气式高超声速飞行器气动构型。
(5) 乘波前体/进气道一体化设计方法没有考虑飞行器其他部位的乘波设计(包括进气道唇口外罩的乘波设计)，这影响了吸气式高超声速飞行器气动布局设计的自由度和更优秀气动性能的设计实现。
(6) 乘波机体/进气道一体化设计研究正处于初步发展阶段，目前的设计方法多为组合拼接方法，例如基准流场包容式设计、相交式设计和几何融合式设计，还没有形成类似于乘波前体/进气道一体化设计方法那样的理论体系。研究者仍然在寻找更自由的乘波机体/进气道一体化设计方法。
(7) 进气道内流基准激波流场与机体外流基准激波流场的特征差异明显，使得机体与进气道二者的融合设计仍然存在巨大困难，吸气式高超声速飞行器机体/推进系统一体化设计所需要的新设计方法、新设计思路正期待着研究者的发现。
(8) 受基准流场完全一体化设计概念启发，一种有发展潜力的乘波机体/进气道一体化设计思路可能会是：首先应用特征线理论建立同时考虑内外流动的轴对称基准流场模型，然后应用吻切理论拓展轴对称基准流场模型到三维非轴对称基准流场模型，最后应用流线追踪直接构建出乘波机体与进气道。但该设计思路仍处在发展初期，进一步的模型和性能优化还需要做大量的探索工作。
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