乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

丁峰; 柳军; 沈赤兵; 刘珍; 陈韶华; 黄伟

doi:10.11729/syltlx20180080

乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

丁峰^{1, 2,},
柳军^{1, 2, ,},
沈赤兵^{1, 2},
刘珍^{1, 2},
陈韶华^{1, 2},
黄伟^{1, 2}

1.
国防科技大学空天科学学院, 长沙 410073
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

基金项目:

国家自然科学基金项目 11702322

湖南省自然科学基金项目 2018JJ3589

详细信息

作者简介:
丁峰(1988-), 男, 山东梁山人, 博士, 讲师。研究方向:高超声速飞行器气动设计、进气道设计以及机体/推进一体化。通信地址:湖南省长沙市开福区德雅路109号(410073)。E-mail:dingcuifengdcf@163.com

通讯作者:
柳军, E-mail:liujun@nudt.edu.cn

中图分类号: V130.25
计量
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出版历程
- 收稿日期: 2018-06-03
- 修回日期: 2018-10-31
- 刊出日期: 2018-12-24

An overview of waverider design concept in airframe-inlet integration methodology for air-breathing hypersonic vehicles

Ding Feng^{1, 2,},
Liu Jun^{1, 2, ,},
Shen Chibing^{1, 2},
Liu Zhen^{1, 2},
Chen Shaohua^{1, 2},
Huang Wei^{1, 2}

1.
College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China
2.
Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China

摘要

摘要: 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；二是通过优化，可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势，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可分为两大类：乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计，前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性，而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法，对其进行了较为细致的分类，归纳总结出"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"的总体设计思路，分析了今后的研究发展趋势。
- 高超声速飞行器 /
- 乘波体 /
- 机体/进气道一体化 /
- 气动设计
Abstract: As a waverider can possess high lift-to-drag ratio characteristics as well as an ideal pre-compression surface of the inlet system, it has become one of the most promising designs for air-breathing hypersonic vehicles. There are two classes of general methodologies for utilizing the waverider concept in a hypersonic vehicle design. In the first class, the waverider is used only as the forebody of a vehicle, and it behaves as the pre-compression surface to efficiently provide the inlet system with the required compression flow field. In the second class, in order to take advantage of the waverider's high lift-to-drag ratio characteristics as well as the ideal pre-compression surface for the engine, the waverider design is used as the basis for the design of the entire vehicle, and the engine is generated within the pristine waverider definition while maintains the bow shock wave attaching to the leading edge. In this paper, the waverider applications by the domestic and overseas scholars in the airframe-inlet integration methodology for the air-breathing hypersonic vehicles are reviewed and classified. The idea for the design of a waverider-derived hypersonic vehicle can be summarized as follows:the modeling of the basic flow is used to design the waverider along the stream direction, and the osculating theory or the geometric design method is used to design the waverider along the spanwise direction.
- hypersonic vehicle /
- waverider /
- airframe-inlet integration /
- aerodynamic design

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0 引言

0.6m×0.6m连续式跨声速风洞(简称0.6m连续式风洞)是中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所新建成的一座连续式风洞,主要用于对大型连续式风洞设计、建设和调试中的若干关键技术^[1]进行预研和验证。

国际上，欧美等发达国家连续式风洞建设起步早，美国于1941年建成了4.7m的大型连续式高速风洞，英国于1942年建成了1.8m×2.4m的连续式跨声速风洞^[2]。而国内由于受到经费、制造和加工水平限制以及发达国家的技术封锁，连续式风洞建设起步晚。西北工业大学于2003年建成了国内第一座连续式跨声速风洞。开展了轴流式压缩机的喘振边界线测试^[3-6]，在连续式风洞设计与调试方面作了一定开创性的工作，但调试过程中也暴露出了一些问题和不足。目前国内在暂冲式跨声速风洞设计、建设和使用等方面技术成熟、经验丰富，已经建成了2m量级具有国际一流水平的大型跨超声速风洞(2.4m跨声速风洞和2m超声速风洞)，但同暂冲式风洞相比，连续式风洞不仅在驱动形式和运行原理上不同，而且在风洞的调试内容、调试方法和关键技术等方面也有诸多差异，因此在连续式风洞设计、建设及调试方面可借鉴的文献和经验很少。

为了了解和掌握轴流式压缩机的运行特点及安全运行边界以及实现压缩机转速和马赫数的精确控制，在风洞调试运行中开展压缩机防喘振控制和转速控制以及马赫数多变量控制关键技术研究，并给出具体的应用效果。

1 风洞介绍

0.6m连续式风洞结构轮廓图如图 1所示。试验段截面尺寸：0.6m×0.6m；风洞运行总压：p₀=(0.15～2.5)×105Pa；总温：T₀=(280～323)K；马赫数：Ma＝0.2～1.6；Re数范围：Re_c=(0.1～2.25)×10⁶(c=0.06m)。

图 1 0.6m连续式风洞轮廓图

Fig. 1 Sketch of the 0.6m continuous wind tunnel

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该风洞配置了主、辅2套压缩机，其中主压缩机为静叶可调的AV90-3型三级轴流压缩机，辅压缩机为E71-3型离心压缩机，用于驻抽试验工况，与主压缩机配套使用辅助建立跨声速和低超声速流场。

2 控制方法研究

2.1 压缩机防喘振控制

目前，国内压缩机主要应用于大型钢铁、石油和化工等行业。该行业压缩机具有运行工况单一、转速变化范围小、工况范围窄和远离喘振点的特点。而对于连续式风洞这一特殊的管网系统，风洞流量大小由压缩机能提供的压比确定，风洞与压缩机二者形成闭环回路，整个系统的工作是一个相互耦合、作用的过程^[7]，且压缩机具有运行工况点多，转速、压比和流量变化范围广，部分运行工况点靠近喘振边界线，同时由于压缩机转速、马赫数和模型姿态角等变量的剧烈变化，将严重影响整个管网系统的阻尼特性，极易诱发压缩机喘振，因此连续式风洞压缩机防喘振难度远远大于一般工业应用的压缩机。

2.1.1 喘振边界测定

在0.6m连续式风洞中，通过控制中心体二喉道流通面积，减小压缩机进气体积流量，对压缩机进行“逼喘”。在“逼喘”过程中分别在压缩机出/入口通过精密压力表实时测量压力波动，通过“压力波动法”^[8]准确测量压缩机喘振边界。图 2给出了具体的试验结果。

图 2 喘振边界线测试结果(θ=66°，p₀=100kPa)

Fig. 2 Surge margin test result(θ=66°,p₀=100kPa)

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2.1.2 防喘振控制

为了保证压缩机的安全运行，根据压缩机厂家的经验，需要设置合理防喘振线ε₁=f₁(Q)和防喘报警线ε₂=f₂(Q)。通常在实测喘振点的基础上保持压比不变，将体积流量增大3%~5%作为防喘振线，体积流量增大6%~10%作为防喘振报警线。而在连续式风洞中，由于压缩机使用经验少，运行工况复杂、多变，因此对喘振裕度的控制更加保守，结合风洞实际调试情况，并满足风洞试验运行工况要求，将体积流量分别增大6%和12%作为压缩机的防喘振线ε₁=f₁(Q)和防喘报警线ε₂=f₂(Q)。

图 3给出了该风洞轴流式压缩机实测喘振线、防喘振线、防喘振报警线以及各马赫数运行工况点的分布。

图 3 防喘振曲线设置(θ=66°)

Fig. 3 Anti-surge curve setting(θ=66°)

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试验中，实时监控压缩机运行压比ε与对应体积流量下的喘振报警压比ε₁和防喘振压比ε₂。如果ε<ε₁，机组运行安全；如果ε₁≤ε<ε₂，控制程序自动发出报警信息，但压缩机可以安全运行；如果ε≥ε₂，触发防喘振控制，迅速打开防喘振阀或紧急停机，使压缩机远离喘振区。控制逻辑如图 4所示。

图 4 防喘振控制逻辑框图

Fig. 4 Anti-surge control logic

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2.2 控制策略研究

2.2.1 压缩机转速控制

压缩机转速的精确控制是连续式风洞马赫数精确控制的基础。为达到风洞马赫数控制精度优于0.001~0.002的指标要求，风洞总体设计要求主压缩机的转速控制精度≤0.03%。

设计上，为了实现2台电机同步拖动的稳定运行和精确调速，研制了一套变频器调速系统。采用矢量控制技术，通过等效变换仿照直流电动机的控制方式，将异步电动机定子电流矢量分解为励磁电流和转矩电流进行控制，经电流、转速双闭环，达到控制异步电动机转矩和转速的目的，获得媲美直流调速的动态性能；由完全独立的2台变频器通过主、从机同步通讯，实时保持给定参数、控制参数、启停动作的一致性，实现转速同步、功率平衡。电流、转速双闭环矢量控制拓扑图如图 5所示。

图 5 矢量控制拓扑图

Fig. 5 The vector control topology

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调试中，为了实现矢量控制和同步控制功能，采取改变工况和开/闭环控制模式、优化转速采集方式、在线监测和比对运行数据等方法，通过变频器功能参数、控制参数以及电机参数的解耦，得出相关参数对矢量控制等效变换和变频器PID参数的影响关系，优化变频器参数，实现了同步、精确调速。

由于目前现有转速测量装置无法满足连续式风洞压缩机转速控制精度测量要求，为了考核调速精度，自主研制了一套转速测量装置^[9]，基于编码器正交输出四倍频原理和M/T测速法原理^[9-10]，达到了0.0034%的测速精度。该装置兼具测量精度高、测量周期短、数据实时显示和导出的特点，能够可靠实现编码器信号的复制、外接测量，解决了无法额外安装测速装置及安全风险问题。测速装置原理如图 6所示。

图 6 转速控制精度测试原理图

Fig. 6 Schematic diagram of the rotation measurement system

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试验中选取5个转速^[11-12]作为测试转速。待转速稳定后，在2min内采集转速不少于600次，由公式(1)^[11]计算出转速控制精度。

(1)

测量结果如表 1所示，表明主压缩机在工作转速范围内转速控制精度满足≤0.03%的设计指标要求。

表 1 转速控制精度测试结果

Table 1 Test result of the rotation control precision

转速/(r·min^-1)	最大转速/(r·min^-1)	最小转速/(r·min^-1)	控制精度/%
1500	1500.61	1499.63	0.0136
1800	1800.54	1799.8	0.0103
2400	2400.88	2399.17	0.0238
3000	3000.73	2999.51	0.0169
3600	3601.2	3599.12	0.0289

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2.2.2 多变量控制策略研究

0.6m连续式风洞采用定总压、定马赫数的运行方式。为了满足设计要求，需要分别对风洞总压和马赫数进行精确控制。其中总压控制变量包括：压缩机转速、进/排气调压阀开度和中心体开度；马赫数控制变量包括：压缩机转速、总压、驻抽流量和中心体开度。由于各控制变量相互影响、相互耦合，极大地增加了控制难度。

2.2.2.1 总压控制策略研究

0.6m连续式风洞与2.4m暂冲式跨声速风洞相比，总压控制变量在进/排气调压阀控制变量的基础上，增加了一个压缩机转速控制变量，使得0.6m连续式风洞总压控制更加复杂。

压缩机转速对总压的影响机理是在增速过程中提高了压缩机的压比，增大了对风洞回路空气的压缩能力，而总压的闭环控制严重滞后于转速的变化，因此造成了压缩机增速过程中总压急剧增大，且转速变化越剧烈，对总压的影响越显著。图 7给出了常压工况下，压缩机转速对总压影响特性曲线。

图 7 转速与总压特性曲线

Fig. 7 Curves of rotating speed and stagnation pressure

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稳转速状态下，压缩机转速只维持风洞回路气流的稳定流动，不会对总压造成二次影响，图 8给出了稳转速状态下，转速对总压的影响曲线。

图 8 稳转速状态下，转速与总压特性曲线

Fig. 8 Rotating speed and stagnation pressure characteristic curves of steady state

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根据上述特性，为了消除连续式风洞压缩机转速对总压的影响，理想的办法是使压缩机保持稳态运行。即：固定各马赫数对应的压缩机转速，在该条件下，0.6m连续式风洞总压的控制可以简化为闭环控制进/排气调压阀开度，而2.4m暂冲式跨声速风洞总压控制即采用该控制策略^[13]，具有成熟的使用经验。因此，0.6m连续式风洞总压控制策略为：固定进气调压阀和各马赫数对应的压缩机转速，闭环控制排气调压阀开度，实现总压的精确控制。

2.2.2.2 马赫数控制策略研究

由于0.6m连续式风洞采用定总压运行方式，因此，马赫数控制变量在原控制变量的基础上减少为压缩机转速、驻抽流量和中心体开度。为了达到精确控制马赫数的要求，首先要掌握各变量对马赫数的影响关系；其次根据影响关系，确定最佳的变量组合，实现马赫数精确控制。

(1) 控制变量对马赫数影响特性测试

(a) 转速与马赫数特性测试

图 9给出了声速喷管时，主压缩机转速与马赫数关系曲线。由图可知，Ma≤1时，马赫数与压缩机转速基本呈线性关系；Ma>1时，受到雍塞效应的影响，增加转速对提高马赫数的贡献较小。

图 9 转速与马赫数特性曲线

Fig. 9 Curves of rotating speed vs. Mach number

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(b)中心体开度与马赫数特性测试

图 10给出了不同主压缩机转速下中心体开度与马赫数关系曲线。由图可知，当Ma≤0.6时，中心体开度对马赫数的调节能力较弱，而Ma>0.6时，则对马赫数调节较为灵敏。

图 10 中心体开度与马赫数特性曲线

Fig. 10 Curves of Mach number vs. opening of centrosome

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图 11给出了不同主/辅压缩机转速组合状态下，驻抽质量流量百分比与马赫数的关系曲线。结果表明，试验马赫数与驻抽流量百分比基本呈线性关系，只要驻抽流量一定，则马赫数与主/辅压缩机转速组合方式无关。

图 11 驻抽流量与马赫数的关系曲线

Fig. 11 Curves of mass ratio vs. Mach number

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表 2给出了Ma=1.0不同主/辅压缩机转速组合时，总功率的对比。结果表明，相同马赫数下辅压缩机转速越低，总功率越小。主要是因为主压缩机为轴流式压缩机，流量大、压比小，而辅压缩机为离心式压缩机，流量小、压比高，从驻室内抽走相同质量的空气，辅压缩机需要耗费的功率更大。因此，驻抽试验状态时，宜采用主压缩机高转速、辅压缩机低转速的组合。

表 2 辅压缩机转速对能耗的影响

Table 2 The effect of the assistant compressor’s rotation on energy consumption

Ma	流量阀开度	主机转速/(r·min^-1)	主机功率/kW	辅机转速/(r·min^-1)	辅机功率/kW	总功率/kW
1	1	2765	2060	6150	505	2565
1	1	2729	1960	8571	1000	2960

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(2) 马赫数控制策略研究

根据各控制变量对马赫数的影响特性曲线可知，压缩机转数是实现马赫数控制的主要变量。但为了实现压缩机转速对总压的解耦控制，在给定马赫数的条件下，只能通过中心体开度调节实现马赫的闭环控制。但当Ma>1.0时，由于壅塞效应的出现，需要通过驻抽系统对驻室静压的辅助抽吸来实现低超声速范围气流的膨胀。因此，Ma>1.0时，在此上述马赫控制的基础上，还需要增加驻抽系统，以实现Ma>1.0的马赫数控制。

在调试过程中发现Ma<0.6时，中心体对马赫数的调节能力较弱，调节周期较长;而采用压缩机转速对马赫数调节较快，且转速调节幅度较小，通过闭环控制排气调压阀能够满足总压的精确控制要求。因此在该马赫数范围，采用压缩机转速调节马赫数效果更好。

根据各控制变量对马赫数影响特性，并结合风洞试验调试情况，对马赫数采用分段控制策略。具体为： 0.2≤Ma≤0.6，采用主压缩机转速控制策略； 0.6<Ma≤1.0，采用固定马赫数对应的主压缩机转速，闭环控制中心体的控制策略；Ma>1.0时，采用固定各马赫数对应的主、辅压缩机转速，闭环控制中心体的控制策略。

3 调试结果

3.1 压缩机防喘振控制

在0.6m连续式风洞在调试和运行过程中，由于压缩机运行范围广，运行工况复杂、多变，多次出现压缩机运行工况点触碰防喘报警线和防喘振线的情况，防喘控制系统根据既定控制策略，自动实施了报警和打开防喘振阀的避喘操作，很好地保护了压缩机的安全。截止目前，压缩机已经累计安全运行长达1000余小时，充分证明该防喘振控制方法是安全和可靠的。

3.2 总压控制

根据0.6m连续式风洞总压控制策略，对于给定的马赫数，根据转速与马赫数的函数关系，计算出对应的压缩机转速。在转速调节过程，保持进气和排气调压阀开度，待压缩机进入稳态运行后，再投入总压闭环控制。图 12给出了具体试验结果。由图 12可知，采用该控制策略，成功实现了压缩机转速对总压的解耦控制，总压控制精度优于0.2%。

图 12 总压控制策略试验结果

Fig. 12 Results of stagnation pressure control strategy

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3.3 马赫数控制

在固定各马赫数对应压缩机转速，闭环控制中心体开度的控制策略的基础上，按照马赫数分段控制策略的方案，实现了0.6m连续式风洞马赫数的精确控制。图 13给出了调试结果。由图 13可见，采用该控制策略，能较好地实现马赫数的精确控制，马赫数控制精度优于0.002。

图 13 马赫数策略调试结果

Fig. 13 Results of Mach number control strategy

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4 结论

(1) 采用压力波动法准确测量出了0.6m连续式风洞压缩机的喘振边界，设置了合理的报警线和防喘振线，确保了压缩机的安全运行，为掌握连续式风洞压缩机喘振边界测试积累了宝贵的经验。

(2) 采用矢量控制技术，通过等效变换，将异步电动机定子电流矢量分解为励磁电流和转矩电流进行控制，使得异步电动机调速的动态性能媲美直流电机，实现了压缩机转速的精确控制。

(3) 通过总压多变量控制策略研究，实现了压缩机转速对总压的解耦控制，总压控制精度优于0.2%。

(4) 通过马赫数多变量控制策略研究，在固定各马赫数对应压缩机转速，闭环控制中心体开度的控制策略的基础上，根据各变量对马赫数影响特性，采用分段控制方案，实现了马赫数的精度控制，控制精度优于0.002。

5 结束语

在0.6m连续式风洞中开展调试运行关键技术研究对积累大型连续式风洞调试经验和技术储备具有非常重要的指导意义。通过压缩机调试运行关键技术研究，了解并掌握了压缩机喘振边界测试方法、压缩机的防喘振控制以及安全运行监控等。其中“压力波动法”在国内压缩机喘振边界测试中是首次成功应用，解决了“噪声法”测量结果不准以及“振动法”测试风险大的难题；在马赫数控制策略研究中，从各控制变量对马赫数的影响特性出发，在诸多控制变量中实现了变量的解耦控制，找到了最佳变量组合实现了总压和马赫数的精确控制。

目前国内连续式风洞建设正处于起步阶段，由于人才、技术和调试经验的缺乏，还出现了其他一系列的问题。如：超声速流场的建立问题；跨声速工况下，中心体振动的问题；测力天平温度效应的问题；压缩机及风洞降噪的问题等等，都有待后续调试解决。

图 1 乘波前体作为第一级预压缩面的前体/进气道一体化构型^[15]

Fig. 1 Waverider forebody used as the first pre-compression surface^[15]

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图 2 乘波前体作为整个预压缩面的前体/进气道一体化构型^[16-17]

Fig. 2 Waverider forebody used as the whole pre-compression surface^[16-17]

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图 3 变楔角楔导乘波前体^[20]

Fig. 3 Variable wedge angle forebody model

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图 4 二维曲面压缩基准流场结构图^[21]

Fig. 4 Basic flow field of 2D curved surface-compression flow^[21]

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图 5 二维曲面压缩乘波前体/进气道一体化设计方案三维视图^[21]

Fig. 5 2D curved surface-compression waverider forebody/inlet integration configuration^[21]

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图 6 曲面锥乘波前体波系结构^[26-27]

Fig. 6 Shock wave system of curved cone waverider forebody^[26-27]

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图 7 内锥流场结构示意图^{[29, 33]}

Fig. 7 Flow field structure of inward turning cone^{[29, 33]}

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图 8 楔-锥乘波体示意图

Fig. 8 Wedge-cone waverider

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图 9 三级压缩基准流场^[43]

Fig. 9 Schematic illustration of basic flow field of multistage compression waverider with three-stage compression ramps^[43]

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图 10 三级压缩吻切锥乘波体^[43]

Fig. 10 Geometric models of three-stage compression osculating-cone-derived waverider^[43]

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图 11 三级压缩吻切锥乘波前体/进气道一体化构型^[46]

Fig. 11 Three-stage compression osculating-cone-derived waverider forebody/inlet integration configuration^[46]

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图 12 曲面锥乘波前体/进气道一体化构型的数值模拟横截面激波形态^[17]

Fig. 12 Cross-section shock wave shapes obtained from numerical simulation for curved cone waverider/inlet integrated vehicle^[17]

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图 13 吻切内锥乘波前体/进气道一体化构型^{[29, 33]}

Fig. 13 Osculating inward turning cone waverider/inlet integrated vehicle^{[29, 33]}

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图 14 吻切平面外压缩激波流场结构示意图^[52]

Fig. 14 Rodi's basic flow field with an external compression shock wave in an osculating plane^[52]

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图 15 “双乘波”设计概念原理图^[53]

Fig. 15 Design principle of dual waverider concept^[53]

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图 16 单流道“双乘波”前体/进气道一体化构型^[53]

Fig. 16 Dual waverider forebody/inlet integrated vehicle with single flowpath^[53]

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图 17 两流道“双乘波”前体/进气道一体化构型^[54]

Fig. 17 Dual waverider forebody/inlet integrated vehicle with double flowpaths^[54]

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图 18 吻切锥乘波前体/两侧内收缩进气道一体化构型^[55]

Fig. 18 Integrated design of waverider forebody and lateral hypersonic inward turning inlets^[55]

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图 19 双乘波体旋转对拼式前体设计^[58]

Fig. 19 Design of airplane forebody by rotating and assembling two waveriders

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图 20 双乘波对拼式前体/进气道一体化构型^[58]

Fig. 20 Design example of double-flanking waverider forebody/inlet integration vehicle^[58]

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图 21 被圆锥激波包裹的锥导乘波机体/进气道一体化构型及发动机安装位置^[1]

Fig. 21 Cone-derived waverider airframe/inlet integration wrapped by conical shock wave and arrangement position of engine boxes^[1]

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图 22 楔导乘波机体/进气道一体化构型及发动机安装位置^[61]

Fig. 22 Wedge-derived waverider airframe/inlet integration and arrangement position of engine boxes^[61]

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图 23 基准流场相交式机体/进气道一体化设计^[63]

Fig. 23 Schematic representation of basic-flow-field-intersection waverider airframe/inlet integration^[63]

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图 24 “全乘波”机体/进气道一体化设计原理^[64]

Fig. 24 Schematic representation of full waverider airframe/inlet integration^[64]

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图 25 吻切锥乘波机体/两侧内收缩进气道一体化构型^[65]

Fig. 25 Osculating cone waverider airframe integrated with double inward turning inlets configuration^[65]

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参考文献(66)

[1]	O'Neill M K L. Optimized scramjet engine integration on a waverider airframe[D]. College Park, MD: University of Maryland College Park, 1992.
[2]	O'Neill M K L, Lewis M J. Optimized scramjet integration on a waverider[J]. Journal of Aircraft, 1992, 29(6):1114-1121. DOI: 10.2514/3.56866
[3]	Heiser W H, Pratt D T. Hypersonic airbreathing propulsion[M]. USA:AIAA Inc, 1994.
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施引文献(1)

期刊类型引用(1)

唐志共，袁先旭，钱炜祺，肖涵山，毕林，王文正. 高速空气动力学三大手段数据融合研究进展. 空气动力学学报. 2023(08): 44-58 .

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0 引言
1 风洞介绍
2 控制方法研究
2.1 压缩机防喘振控制
2.1.1 喘振边界测定
2.1.2 防喘振控制
2.2 控制策略研究
2.2.1 压缩机转速控制
2.2.2 多变量控制策略研究
2.2.2.1 总压控制策略研究
2.2.2.2 马赫数控制策略研究
3 调试结果
3.1 压缩机防喘振控制
3.2 总压控制
3.3 马赫数控制
4 结论
5 结束语

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1 风洞介绍
2 控制方法研究
2.1 压缩机防喘振控制
2.1.1 喘振边界测定
2.1.2 防喘振控制
2.2 控制策略研究
2.2.1 压缩机转速控制
2.2.2 多变量控制策略研究
2.2.2.1 总压控制策略研究
2.2.2.2 马赫数控制策略研究
3 调试结果
3.1 压缩机防喘振控制
3.2 总压控制
3.3 马赫数控制
4 结论
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参考文献(66)

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乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

作者简介: 丁峰(1988-), 男, 山东梁山人, 博士, 讲师。研究方向:高超声速飞行器气动设计、进气道设计以及机体/推进一体化。通信地址:湖南省长沙市开福区德雅路109号(410073)。E-mail:dingcuifengdcf@163.com

通讯作者: 柳军, E-mail:liujun@nudt.edu.cn

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出版历程

An overview of waverider design concept in airframe-inlet integration methodology for air-breathing hypersonic vehicles