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乘波体(Waverider)是一种适宜高超音速飞行的流线型外形，其所有的前缘都具有附体激波。通俗地说，乘波体飞行时，其前缘平面与激波的上表面重合，就像骑在激波的波面上，依靠激波的压力产生升力。[3]
乘波体，最早在1959年，由Nonweiler教授提出，经过三个阶段愈发成熟并逐渐进入工程研制阶段，已经进行了许多飞行试验，并取得了一些成功。[1]乘波体具有低阻力、高升力和大的升阻比这三个显著的气动特点[3]。
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，在未来先进导弹和航天飞行器的设计中会得到越来越广泛的运用。[4]
历史沿革
乘波体的设计思想最早是在1959年由Nonweiler教授提出来的，发展到现在基本可分为三个阶段：第一阶段(1959-1986年)，在这个时期乘波体设计方法还未得到足够重视，发展的比较缓慢；第二阶段（1986-1992年），乘波体理论逐渐得到广泛关注，众多学者对其设计方法进行了大量研究；第三阶段（1992-现在），乘波体的理论研究愈发成熟并逐渐进入工程研制阶段，已经进行了许多包括X-43A在内的采用乘波构型做为前体的高超声速飞行器的飞行试验，并取得了一些成功。[1]
Nonweiler最初提出了八型激波体，旨在利用激波产生更高的升力。最初研究楔形绕流的斜激波流场，可以通过斜激波前后的关系式进行计算。该激波体具有八型前缘曲线，因此被称为八型激波体。早期人们进行了许多基于楔型流场设计激波体的研究，但后来通过大量实验发现，这种构型不能达到预期的效果，同时存在下反角过大和容积率不足等问题。[1]
在此之后，人们对基于各种基准流场设计的乘波构型进行了大量的研究。在1980年，Rasmussen等人根据高超声速小扰动理论提出了基于锥形流场生成的乘波构型。他们选择无粘锥型流场作为基准流场，生成了乘波构型，并进行了优化设计。Park 等人对采用理想化的锥导乘波构型为前体的空天飞机进行了研究。他们对飞行器的内外流场做了轴对称简化处理，然后完成了乘波体的构型的一体化设计和气动性能计算分析。[1]
Bowcutt和Anderson等人在1987年首次以最大升阻比为目标函数，将粘性效应的影响考虑到乘波体性能分析过程中。他们研究了考虑粘性作用下的优化，并将优化后的乘波体称为粘性最优乘波体(Viscous Optimized Waverider)。[1]
美国马里兰大学高超声速中心研究了大量的乘波构型，并开发了应用软件MAXWARP。该软件可用于设计和优化乘波体构型。在设计乘波构型时，软件主要根据锥形流场建立模型，采用四阶龙格库塔法求解泰勒一麦克科尔流动模型。软件利用埃克特的参考温度法估算表面摩擦力，并使用单纯性算法优化程序设计符合任何用户设定约束条件的乘波体构型。[1]
与八型乘波构型相比，锥导乘波体因具有更大的容积率和更高的升阻比而更接近于实际应用，但是这种构型的前体下表面后缘即发动机进气口截面处，气流存在横向流动，会降低吸气式发动机的工作效率，不利于飞行器的前体/推进系统一体化设计。为了解决这个问题，人们开始研究其它设计方法，其中以Sobieczky提出的以吻切锥理论为基础的设计方法为主要代表。[1]
1990年，Sobieczky等人提出了用吻切锥法生成乘波体构型的设计思想。这种方法具有很高的灵活性，可以生成更一般的激波外形。它将乘波体出口激波曲线分解成若干小段圆弧，每个小段圆弧都属于一个局部锥型激波的产生区域，这个局部圆锥就是吻切锥。先根据所需激波外形计算流场，然后生成乘波体构型。这种构造方法更利于乘波体与飞行器前体/发动机的一体化设计，提高了乘波体在实际应用中的价值。[1]
原理
高超声速飞行器在临近空间飞行时会出现比较强的激波干扰。一般来说，激波的存在导致了波阻，使得超声速/高超声速飞行的阻力很大，降低了升阻比;但另一方面，激波使波后流场的压力升高，这一特性的合理利用则可以提高升力，进而有可能获得高升阻比性能。[2]
乘波体就是使用这种流场性质的飞行器外形，它通过前缘贴体激波将上下表面的气流分开，利用激波之后流场压力高的特点产生上下表面压力差得到高升力，进而提高升阻比。乘波困设计一般从已有的带激波流场出发构造外形，从而使激波附着于飞行器前缘。[2]
∧型乘波体
Nonweiler（诺威勒）在1959年首次提出了“乘波”的概念，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，他选择的基准流场是由均匀来流流过尖劈时所产生的斜激波后的流场，基于这个流场生成了具有三角翼平面和Λ型横截面的乘波体构型。[1]
锥导乘波体
基于锥形流场生成的乘波构型是根据高超声速小扰动理论提出的，是美国马里兰大学Rasmussen等人于1980年首先提出的。之后国内外众多学者在这个基础上展开了大量的研究。A型乘波体采用均匀气流流过一个尖劈时产生的流场作为源流场，而锥导乘波体则用均匀气流流过圆锥后产生的锥形流场作为源流场。[1]
楔-锥乘波体
楔型-锥形混合流流场的乘波构型是一种结合楔形流畅和圆锥流场优点的设计。它从楔形流场获得了比较均匀的出口流场特点;同时从圆锥流场获取了较高的升阻比和较大的容积率优势。这种乘波构型既保留了楔形流场的流畅性，也兼具了圆锥流场的高效性，因而成为一种较为理想的空气动力外形设计。[1]
吻切锥乘波体
吻切锥乘波体设计方法是在锥导乘波体设计基础上进行改进而来的一种方法。这种方法最早由奥地利科学家索别茨基提出，它以吻切锥理论为基础。与锥导乘波体设计方法不同，后者以圆锥形流场为基准，所以只能设计成圆锥形的激波面，无法满足实际应用需求。而吻切锥设计方法突破了这个限制，它可以根据发动机进气道截面的形状来设计出满足设计要求的乘波构型。这样一来，不仅可以保持较好的气动性能，还可以提高吸气式发动机的工作效率。[1]
倾斜锥乘波体
倾斜锥或者椭圆锥绕流的乘波体，这类乘波体的源流场不是轴对称流场，而是采用非轴对称流场来生成乘波体，如绕斜锥流动或者椭圆锥流动。这类流动的解析解与数值解有所不同，通常包含对基本轴对称圆锥流场的扰动分析。与圆锥绕流的乘波体生成方法一样，先选择自由流流面，自由流面与斜锥流场的激波面相交，形成封闭的气体空间，上表面就是自由流面，下表面就是锥体流场的弯曲流面。
气动特点
乘波体外形具有低阻力、高升力和大的升阻比这三个显著的气动特点，特别适用于高超声速飞行器。常规外形在超声速流中，前缘大都是胶体激波，激波前后存在的压差使得外形上的波阻非常大。而乘波体的上表面与自由流面同面，因此不形成大的压差阻力。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。下表面在设计马赫数下受到一个与常规外形一样的高压，但这个流动高压不会绕过前缘泄露到上表面，从而避免了上下表面的压差相互交流而降低下表面的压力，使得升力降低。相比之下，乘波体外形无此损失而得到大的升力，而常规外形要得到同样大的升力，必须使用更大的攻角。[3]
外形特点
乘波体外形的最大优点是高升阻比。其上表面无流场干扰，无流线偏转，使得激波限制在外形的前缘。高压同向上倾斜的外形可以与下表面组合，从而获得整个外形上的推力分量。[5]乘波体外形在偏离设计条件下，仍能保持有利的空气动力学性能。[5]乘波体外形更适合使用喷气发动机或冲压发动机。其下表面是一个高压区，是发动机进气口的理想位置，发动机下表面还可以与乘波体外形融合设计，不损失进气口压力。[5]乘波体外形是根据可以得到精确解的已知流场设计的，所以更易于进行优化设计，以寻求最优外形。[5]
未来发展
参考资料 5
- 参考 1
- 参考 2
- 参考 3
- 参考 4
- 参考 5