激波简介

乘波体外形的发展和应用 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。 乘波体飞行器的研究方向 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。
我国JF-12超高音速激波风洞
乘波体
高超声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。目前适合高超声 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。
所谓乘波体 (Waverider)，是指一种外形是流线形， 其所有的前缘都 具有附体激波的超音速或高超音速的飞行器。通俗的讲，乘波体飞行时 其前缘平面与激波的上表面重合，就象骑在激波的波面上，依靠激波的 压力产生升力，所以叫乘波体(Waverider)。如果把大气层边缘看作水面， 乘波体飞行时就像是在水面上打漂漂（这个比喻可能不够恰当，因为打 漂漂是一种不稳定的跳跃式飞行，而乘波体飞行时很稳定）。乘波体飞 行器不用机翼产生升力，而是靠压缩升力和激波升力飞行，像水面由快 艇拖带的滑水板一样产生压缩升力。超音速飞行形成的激波不仅是阻力 的源泉，也是飞行器“踩”在激波的锋面背后“冲浪”的载体。 乘 波体的概念是在1959年由诺威勒（Nonweiler）提出的，诺威勒首先提出 根据已知流场构造三维高超声速飞行器的想法，用平面斜激波形成流场 构造出一种具有“Λ”型横截面的高超声速飞行器。美国马里兰大学 Rasmussen等人发表了中锥形流动生成乘波体的论文。值得一提的是， 与Nonweiler的二维“Λ”型设计相比，由圆锥流场生成的乘波体容积率 大得多，且具有较高的升阻比。1989年，由NASA赞助，在马里兰大学 举行了乘波体国际会议，会上Sobieczky等人提出了用相切锥生成乘波体 的方法。其特点是通过使用多个锥体来设计激波模式，这使得人们可以 根据飞行器的需要来设计复杂构型，从而使乘波体飞行器具有向实用性 发展的可能。
激波
定义： 超声速气流被压缩时，一般不能像超声速 气流膨胀时那样地连续变化，而往往以突跃压 缩的形式实现。我们把气流中产生的突跃式的 压缩波成为激波。
激波是一种强扰动波，是一种非线性传波波，他是超声速 气流中一个很重要的物理现象，它对流动阻力或流动损失很产 生很大的影响。气体通过激波时的压缩过程是在非常小的距离 内完成的，即激波的厚度非常小，理论计算和实际测量都表明， 在一般情况下，激波的厚度大约在10-6米左右，这个数量已经 与气体分子自由行程达到同一个数量级了。可以想象，在这样 小的距离并且在极短时间内气体完成一个显著的压缩过程，因 此这种变化中的每一个状态不可能是热力学平衡状态，即这种 状态必然是一种不可逆的耗散过程，应该说气体的粘性和热传 导对激波又十分重大的影响，而且激波内部的结构非常复杂。 但是从工程应用角度，可以把这一压缩过程所占的空间距离处 理为一个面，这面就是激波面，对于激波前后气流参数的变化 来讲它是个间断面。
乘波体外形的际使用， 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。
乘波体外形的气动特 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，而乘波体的前缘及上表面与激波同面，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。
乘波体外形的优势 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臵，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。目前，考虑粘性的最优乘波体的研究也已 取得了较大进展。
正激波
激波的波阵面与来流垂直。超音速气流经正激 波后，速度突跃式地变为亚音速，经过激波的流速 指向不变。曲线激波中的中间一段是正激波。此外， 在超音速的管道流动中也可以出现正激波。
斜激波
波阵面与来流不垂直。曲线激波中除中间一小段是正 激波外,其余部分都是斜激波,与正激波相比，气流经过斜激 波时变化较小，或者说斜激波比正激波为弱。此外，气流 经过斜激波时指向必然突然折转。因而有两个角度，一个 是波阵面与来流指向之间的夹角，或称激波斜角β,另一个是 波后气流折离原指向的折转角δ。β角越大,激波越强。β角 小到等于马赫角时，激波就减弱到变成微弱扰动波或马赫 波了。 超音速飞机的翼剖面一般采用尖的前后缘,如，这时头 部出现斜激波。斜激波后的压强升高量比正激波为小,机翼 受到的波阻力小。后缘处也有激波,那是因为上下翼面流来 的气流要在后缘处汇合，两方面来的气流都折转指向才能 汇合成一个共同的指向，斜激波正是超音速气流折转指向 的一种形式。
其他形式的激波
那种不依附于物体的激波称为离体激波。是附体激波。翼型的半顶 角确定之后,飞行马赫数M1要大到一定的值之后才有附体激波存在。飞 行马赫数未达此值以前只存在离体激波。而像图a那样的钝头物体,则不 论M1多大都只存在离体激波,只是随M1上升，离体激波至物体的距离有 所缩小而已。离体激波中间很大一部分十分接近于正激波，波后压强升 得很高，物体的波阻很大。这正是航天器重返大气层时所需要的。航天 器在外层空间绕地球转动时速度很高，具有巨大的动能。重返大气层时 要把速度降下来，使动能迅速变为热能并迅速耗散掉。离体激波比附体 激波能消耗更多的动能，钝头又正好覆盖烧蚀层，任其烧蚀以耗散热能 （见烧蚀防热）。 一个圆锥放在超音速气流里（迎角为零）,如M1足够大时便产生一 个附体的圆锥形的激波面。气流通过圆锥激波的变化与平面斜激波是一 样的。所不同的是气流经过圆锥激波的突变之后还要继续改变指向，速 度继续减小，最后才渐近地趋于与物面的斜角一致。也就是说，气流在 激波上指向折转不够，所以当半顶角相同时，圆锥所产生的圆锥激波较 之二维翼型的激波为弱。
可是在超音速飞行情况下，压强分布变化非常大，最大 稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同 时它的绝对值也有增加。因此，如果不考虑机翼头部压强的 升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大， 使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻 力就是波阻。由于它来自机翼前后的压力差，所以波阻实际 上是一种压差阻力。当然，如果飞机或机翼的任何一点上的 气流速度不接过音速，是不会产生激波和波阻的。 阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响，特别是在高速 飞行时，激波和波阻的产生，对飞机的飞行性能的影响更大。 这是因为波阻的数值很大，能够消耗发动机一大部分动力。 例如当飞行速度在音速附近时，根据计算，波阻可能消耗发 动机大约全部动力的四分之三。这时阻力系数Cx急骤地增长 好几倍。这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故。
B-1B
B-52 F-22
F-15
T-50
Su-34
波阻
从机翼上压强分布的观点来看，波阻产生的情况大致 如下；根据对机翼所作的实验，在超音速飞行时，机翼上 的压强分布如图所示。在亚音速飞行情况下，机翼上只有 摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。它的压力分布如图中虚 线所示。对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较， 可以看出：在亚音速飞行情况下，最大稀薄度靠前，压强 分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力 不是很大，其中包括翼型阻力和诱导阻力。
F-14
F/A-18
激波风洞
2012年5月14日，中科院组织 权威专家对JF12风洞进行验收。专 家委员会一致认为，该项目面向 国家重大科技项目和学科基础研 究需求，利用中科院力学所独创 的反向爆轰驱动方法及一系列激 波风洞创新技术，研制成功了国 际首座可复现25—40公里高空、马 赫数5—9飞行条件、喷管出口直径 2.5米/1.5米、试验气体为洁净空气、 试验时间超过100毫秒的超大型高 超声速激波风洞，整体性能处于 国际领先水平。该风洞具有高超 声速飞行器试验的地面复现能力， 为我国重大工程项目的关键技术 突破和高温气体动力学基础研究 提供了不可替代的试验手段。