贺旭照,周 正,张俊韬,贺元元,吴颖川

(中国空气动力研究与发展中心 高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川 绵阳 621000)

0 引 言

高超声速飞行器的推阻余量小，要实现经济飞行，部件和整体都需精细设计。通常，马赫数6.0的巡航飞行器的发动机捕获面积占飞行器0°迎角迎风面积的一半左右[1]，需要开展飞行器和发动机高度一体化的精细设计，使飞行器、发动机都能获得较好的升阻和流量压缩特性。高超声速飞行器要获得较高的升阻比，采用乘波方案构型是一个极具发展前景的选择[2]，但目前常用的乘波飞行器设计方法尚存在(如容积率不高、气流压缩能力不易调节、压缩面局部存在异形结构等[3])。设计一种性能优良的进气道不难[4-8]，但若要兼顾与前体的流动参数及几何外形的一体化[9-12]，则需开展深入研究。此外，通过人工修型匹配来解决乘波压缩面的异形曲面结构问题，会使得一体化设计集成后的乘波体构型和进气道很难达到各自独立的设计指标[13-15]，从而导致升阻比、进气性能乃至飞行器整体性能的损失。

近年来，本文研究团队提出了乘波(前)体、进气道、隔离段一体化流线追踪设计的新思路。研究了一体化内锥乘波构型和内收缩进气道的实现方法，形成了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Warerider forebody Inlet,OICWI)的设计思路和构建方法[16-17]，完成了相关仿真和实验研究[17-18]，证明一体化内锥乘波前体进气道具有优良的流动压缩性能，满足与燃烧室匹配的需求。……