《高超声速乘波设计理论》面向高超声速飞行器乘波设计，主要介绍一种适用于高超声速飞行的乘波气动外形设计方法。《高超声速乘波设计理论》共7章，其中第1～5章介绍纯外流流动的乘波设计理论及应用，主要包括绪论（乘波相关概念及定义）、乘波设计基础、一般乘波设计、吻切类乘波设计，以及乘波设计应用举例。第6、7章主要介绍包含内流流动的机体/推进一体化乘波设计方法及其应用，这也是当前乘波设计理论*有活力和具有相当挑战的发展方向。

第1章 绪论
1.1 乘波体的概念
作为航空航天领域的前沿课题，飞行速度大于马赫数5的高超声速飞行是当今世界大国关注和研究的热点。得益于其拥有的极高飞行速度，高超声速飞行器在军事上成为改变未来战争形态的新一代战略威慑武器；而在民用领域，其跨大气层及在大气层内高超声速飞行的能力，使得人类对外层空间进行大规模开发、加速全球一体化进程的愿景不再遥远。
高超声速下飞行时激波（shock wave）强度和飞行器的波阻极大，造成常规外形飞行器的升阻比性能显著下降，相比超声速和亚声速飞行状态，出现了难以跨越的高超声速“Küchemann升阻比屏障”问题[1]。为突破升阻比屏障，研究者尝试过各种高超声速气动构型，旋成体、升力体、翼身融合体和乘波体等气动构型先后应用于高超声速飞行探索。
其中，1959年由Nonweiler教授发明的乘波体构型，是“所有前缘具有贴体激波”的一种气动构型。而且其下表面（乘波面）是“受限制的压缩区域”，是在一个绕假想物体（基准体）的高超声速流场（基准流场，其中的激波称为基准激波）中，由乘波体前缘出发的流面构成的。这个关于乘波体构型的标准定义是当前学术界的基本共识。
按照这个概念，乘波体飞行时其所有前缘都与激波波面相贴合，在流动图像中就像飞行器骑乘在激波的波面上。而且基于前缘贴体激波的压缩原理，乘波体下表面具有较高的表面压力，即乘波可以带来较高的升力，更有利于实现飞行器构型在高超声速飞行条件下高升阻比的气动设计要求。
乘波设计是指设计骑乘在激波上的飞行器构型。此处的激波是气体介质中压力、密度和温度发生突跃变化的波阵面，是一种强压缩波，又称冲击波。物体在气体中运动产生的微弱扰动会在气体介质中以当地声速向周围传播，因此，当飞行器以亚声速飞行时，扰动压缩波传播速度高于飞行速度，扰动压缩波不会聚集，这时整个流场中的流动参数（包括速度、压力、密度、温度等）分布是连续的；而当飞行器以超声速飞行时，扰动压缩波来不及传到飞行器前方，导致飞行器前方弱压缩波聚集，形成集中的强压缩波，即激波。激波是一个强间断面，具有很强的非线性效应。根据激波面与激波前气流速度方向的夹角大小，可以把激波分为正激波、斜激波等；根据激波与飞行器前缘是否接触，可以将激波分为贴体激波、脱体激波等。气体流经激波后，其压力、密度、温度等流动参数都会突然升高，流速则突然下降。
激波需要在气体介质中产生，因此乘波飞行适用的空间区域主要是在地球大气层内，一般认为大气层边缘距地面高度约100km。其中，离地面0～20km的高度区域内空气密度较大，若进行高超声速飞行则阻力和热防护压力极大，一般不进行长时间高超声速飞行。因此，高超声速乘波飞行的空间范围在距地面20～100km的区域，是目前称为临近空间（near space）的部分。临近空间介于航空空间和航天空间之间，包括大部分平流层、全部中间层和部分电离层。临近空间是21世纪以来国际前沿科技与军事竞争的主战场，具有重要的科技与军事战略价值。
“高超声速”一词由**空气动力学家钱学森先生**提出，是相对于低速、亚声速、超声速的一种飞行速度衡量概念。目前普遍认可的界定范围是飞行马赫数大于5时可称为高超声速，其中飞行马赫数是飞行速度与当地声速的比值。这种依赖于马赫数数值的高超声速界定不是**的，应该以流动是否具有高超声速流动特征为标准。随着马赫数的增加，地球大气层内的高超声速流动出现了薄激波层、强黏性效应、高熵层、高温效应、低密度效应等典型特征。对于钝体，马赫数大于3可能就开始出现高超声速流动特征；而对于细长体，马赫数可能要高达10才开始出现高超声速流动特征。
当飞行器以一定攻角飞行时，乘波体构型与非乘波体构型的区别如图1.1和图1.2所示[2，3]。乘波体的绕流激波是贴附在构型前缘的贴体激波，它使得乘波体构型的下表面流场区域封闭为一个高压区。而非乘波体的绕流激波是脱体激波，激波与飞行器前缘之间存在一个非常薄的高压气体层，称之为激波层。非乘波体下表面也会形成高压区，但它的边缘没有与激波接触，高压气流很容易经过飞行器边缘向上表面流动，形成高压溢流。而高压溢流降低了下表面的压力，因此非乘波体升力可能相对乘波体要低，升阻比也可能要低一些。
图1.1 乘波体构型
图1.2 非乘波体构型
根据空气动力学知识，只有尖锐前缘才能产生贴体激波，而实际中高超声速飞行器由于热防护的需求，其前缘都是钝化的，具有一定尺度的钝化半径，因此实际中高超声速飞行器只能产生脱体激波，即使是乘波体构型也不能幸免。但是，这些钝化半径（毫米至厘米量级）相比飞行器尺度（1米至10米量级）而言，是一个非常小的量。因此从飞行器整体角度来看，由钝化半径造成的脱体激波距离的影响是可以忽略的。因此，本书绝大部分章节都不考虑乘波体前缘钝化半径问题，只在第5章中介绍前缘钝化设计方面的工作进展和设计实例。
1.2 乘波设计优点
乘波体是目前公认的一种较好的高超声速气动构型，与其他高超声速气动构型相比，乘波体具有以下优点。
（1）利于实现高升阻比设计。
一般气动外形在高超声速条件下大都产生脱体激波，激波强度较高而波阻大。更重要的是其上、下表面激波层联通，下表面高压气流向上表面流动形成的溢流现象导致升力损失，因此很难获得高升阻比性能，会出现升阻比屏障问题。而在忽略防热设计前缘半径影响的情况下乘波体前缘可以形成贴体斜激波，一方面降低了激波强度和整体构型的波阻，另一方面隔绝了上、下表面激波层之间的高压气流，消除了溢流现象而减小了升力损失。因此，乘波体构型利于实现高升阻比性能设计。
（2）利于实现机体/推进一体化设计。
由于乘波体前缘和激波的封闭作用，乘波体下表面几乎不产生向上表面的溢流，其主导流动就是过激波的强压缩流动，横向流动较弱；而且由于乘波体下表面壁面就是可设计的无黏流面，可以实现下表面激波层内几乎没有横向流动的设计。因此，乘波体下表面激波层流动可以设计为具有较好均匀性的压缩气流流动，为冲压发动机提供经过压缩的均匀气流，便于开展吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计。
（3）利于实现性能主导的外形设计。
乘波设计是乘波体前缘和乘波体迎风表面的设计。其中，乘波体前缘设计需要已知基准激波，迎风表面设计需要在基准激波后的基准流场中进行流线追踪来实现。它们都需要先进行基准流场设计和求解，然后才能获得其几何外形数据。这与常规气动设计先构造外形、而后求解流场和气动特性的步骤相比，是一种先流场、后外形的反设计方法。且乘波体流场就是基准流场的一部分，其局部气流压缩性能和整体气动特性都与基准流场特性相关联。也就是说，基准流场的设计就已经在很大程度上决定了乘波体的主要气动特性。因此，乘波设计这种先流场（性能）后外形的反设计思维，是一种性能主导的气动外形设计方法。
1.3 乘波飞行器的工程应用前景
乘波体在添加必要的空气动力控制面后，就成为乘波构形飞行器，或称为乘波飞行器。借用乘波体作为进气道压缩面的吸气式高超声速飞行器也属于乘波飞行器范畴，细分时可以称之为吸气式乘波飞行器。
乘波飞行器以乘波体为其气动构型的主体，拥有与乘波体构型类似的优良气动特性。高超声速乘波飞行器利用其高升阻比和极高飞行速度的优势，应用前景非常广阔： 既可用作可重复使用飞机在大气层中高超声速巡航或滑翔飞行，实现快速全球到达，又可作为重复使用的单级入轨飞行器或者两级入轨飞行器的上面级，实现低成本跨大气层的地球轨道往返运输和在轨飞行；而在军事应用方面，采用乘波体构型的高超声速滑翔/巡航导弹和高超声速飞机，以高升阻比带来的远航程和在临近空间中的极高飞行速度，不仅可实现全球快速打击，而且具备突破现有防空反导系统的巨大优势。
正是由于乘波体和乘波飞行器具有以上独特的优越性和广阔的应用前景，自20世纪50年代乘波体概念提出以来，一直吸引着众多科学家和工程师，矢志不渝地进行着乘波设计理论研究和乘波飞行器的工程应用实践研究。
当前，乘波设计理论方面有了长足的进步和发展，国内外研究者相继提出并实现了锥导乘波设计、吻切类乘波设计及考虑黏性的乘波设计、多目标/多学科乘波优化设计等众多创新设计方法，取得了大量研究成果。
在乘波飞行器的工程应用实践研究方面，新世纪以来，各航空航天大国给予了高度的重视，投入了相当多的经费，陆续开展了多项地面试验和飞行试验研究。国际上，美国已完成的X-43A、X-51A项目中，都将乘波体作为吸气式高超声速飞行器的前体或进气道压缩面，完成了飞行试验验证；美澳合作开展的高超声速国际飞行研究试验（hypersonic international flight research experimentation， HIFiRE)[4]项目中，HIFiRE-4和HIFiRE-6都是乘波飞行器，且在2017年完成了HIFiRE-4飞行器的验证飞行试验；此外，也有一些项目[5，6]对乘波体展开了实际应用研究，而在战术助推滑翔（tactical boost glide， TBG）等远期项目中也可窥见乘波体构型的身影。国内方面，2018年8月3日由中国航天空气动力技术研究院研制的星空-2火箭成功发射，其搭载了我国**乘波体气动布局的高超声速飞行器，这次飞行试验获得了圆满成功！这是国际上继2017年美澳合作的HIFiRE-4飞行试验之后的第二次高超声速乘波飞行器飞行试验，是我国乘波体气动布局工程应用的里程碑事件，标志着我国在乘波体设计和高超声速乘波飞行器研制技术方面进入了世界前列。
总而言之，近20年来高超声速飞行研究热潮在全世界范围内的兴起，极大地促进了乘波设计理论的发展，加快了乘波飞行器的工程应用步伐，乘波体已经从实验室飞向了天空，乘波设计研究取得了令人瞩目的巨大成功。我们有理由相信，高超声速乘波飞行器必将在未来的天空中占有一席之地。
1.4 本书章节介绍
本书内容共7章，主要分为两大部分： **部分是第1～5章，主要介绍纯外流流动的高超声速乘波设计理论，分别是绪论、乘波设计基础、一般乘波设计、吻切类乘波设计和乘波设计应用举例；第二部分是第6章和第7章，主要介绍内外流一体化的乘波设计理论，分别是乘波体与进气道的一体化设计和内外流一体化全乘波设计。
第1章绪论，主要介绍乘波体基本概念、相关背景知识和乘波设计发展概况，并对乘波设计优点进行分析总结，对乘波飞行器的工程应用前景进行展望，*后对本书主要章节内容进行说明。
第2章乘波设计基础，首先介绍乘波设计基本步骤和乘波设计要素；其次根据乘波体几何特征型线、激波和流线这3个要素，详细介绍基准流场设计方法、激波型线和乘波体几何特征型线设计方法、流线追踪设计方法，包括基准流场的不同分类方法、设计思路及设计步骤、具体计算公式等；*后简单介绍乘波体的气动特性评估方法及案例。这些内容是后续乘波设计方法介绍中需要用到的基本设计工具。
第3章一般乘波设计，主要根据基准流场的分类，分别介绍基于不同类型基准流场的乘波体设计方法。主要包括基于平面基准流场、外压缩轴对称和内收缩轴对称基准流场的乘波体设计方法及其设计实例，以及基于近似三维流场和**三维流场的乘波设计方法、设计实例。这一章内容是学习下一章吻切类乘波设计方法的基础。
第4章吻切类乘波设计，主要介绍拓展乘波设计应用空间的吻切乘波设计原理，以及吻切锥乘波（osculating cone waverider）、吻切轴对称乘波和吻切流场（osculating flow field）乘波设计实例。第4章与第3章的区别主要在于： 第3章介绍的是一类基于不同基准流场的乘波设计方法，它们的设计输入参数主要影响乘波体构型的流向方向；而第4章是一类在横向方向上进行近似处理的乘波设计方法，它们的设计输入参数主要影响乘波体的横向方向构型。可想而知，这两类设计方

目录 丛书序 前言 第1章 绪论 1 1.1 乘波体的概念/1 1.2 乘波设计优点/3 1.3 乘波飞行器的工程应用前景/4 1.4 本书章 节介绍/5 第2章 乘波设计基础8 2.1 乘波设计基本步骤/8 2.2 乘波设计要素/11 2.3 基准流场设计/13 2.3.1 斜激波关系式基准流场设计方法/14 2.3.2 锥形流理论基准流场设计方法/20 2.3.3 特征线理论基准流场设计方法/26 2.3.4 高超声速小扰动理论基准流场设计方法简介/50 2.3.5 空间推进基准流场设计方法简介/51 2.3.6 时间推进基准流场设计方法简介/52 2.4 激波型线设计/54 2.4.1 楔形基准流场激波底部型线/55 2.4.2 锥形基准流场激波底部型线/56 2.4.3 吻切设计中的激波底部型线/56 2.4.4 三维基准流场激波底部型线/58 2.5 几何特征型线设计/59 2.5.1 设定上表面底部型线的乘波体设计/60 2.5.2 设定下表面底部型线的乘波体设计/61 2.5.3 设定前缘线水平投影型线的乘波体设计/63 2.5.4 设定三维前缘线的乘波体设计/65 2.5.5 设定组合特征型线的乘波体设计/66 2.6 流线追踪方法/68 2.6.1 基本控制方程/69 2.6.2 锥形流场方法/69 2.6.3 超声速轴对称流场方法/73 2.6.4 三维流场方法/74 2.6.5 自由流面法/75 2.7 气动特性评估方法及案例/75 2.7.1 工程估算方法/76 2.7.2 数值计算方法/83 2.8 小结/90 第3章 一般乘波设计91 3.1 平面流场和轴对称流场/92 3.2 基于平面基准流场的乘波设计/93 3.2.1 基于楔形流场的乘波设计/93 3.2.2 基于曲楔流场的乘波设计/95 3.3 基于外压缩轴对称流场的乘波设计/97 3.3.1 基于锥形流场的乘波设计/97 3.3.2 基于曲锥流场的乘波设计/100 3.3.3 曲锥流场乘波设计举例/104 3.3.4 曲锥基准流场设计参数影响讨论/121 3.4 基于内收缩轴对称流场的乘波设计/131 3.4.1 基于直激波内锥流场的乘波设计/131 3.4.2 基于曲激波内锥流场的乘波设计/133 3.5 基于近似三维流场的乘波设计/135 3.6 基于**三维流场的乘波设计/137 3.7 小结/139 第4章 吻切类乘波设计141 4.1 吻切乘波设计原理/141 4.1.1 吻切乘波设计思路/141 4.1.2 吻切乘波设计基本步骤/144 4.1.3 吻切乘波设计约束的讨论/145 4.2 吻切锥乘波设计实例/147 4.2.1 设计输入参数/147 4.2.2 吻切锥乘波体构型/148 4.2.3 吻切锥乘波体性能分析/150 4.3 吻切轴对称乘波设计实例/153 4.3.1 曲锥基准流场求解/153 4.3.2 吻切轴对称乘波设计步骤/154 4.3.3 吻切轴对称乘波体构型/156 4.3.4 三种吻切轴对称乘波体性能对比分析/160 4.4 吻切流场乘波设计实例（一）/164 4.4.1 设计思路和步骤/164 4.4.2 变壁面压力吻切流场乘波体构型/166 4.4.3 变壁面压力吻切流场乘波体性能分析/167 4.4.4 吻切轴对称与吻切流场乘波体性能对比分析/170 4.5 吻切流场乘波设计实例（二）/177 4.5.1 设计思路和步骤/177 4.5.2 变激波角锥导吻切流场乘波体构型/178 4.5.3 变激波角锥导吻切流场乘波体性能分析/180 4.6 小结/184 第5章 乘波设计应用举例186 5.1 组合乘波设计掠影/186 5.1.1 星形乘波体/186 5.1.2 宽速域乘波体组合设计/187 5.1.3 乘波体外加小翼设计/189 5.1.4 高压捕获翼设计/189 5.2 两级乘波设计/190 5.2.1 背景和基本概念/190 5.2.2 锥导两级乘波体设计/192 5.2.3 吻切锥两级乘波体设计/200 5.2.4 变激波角吻切两级乘波体设计/207 5.3 多级变形乘波设计/222 5.3.1 背景和基本概念/222 5.3.2 锥导多级变形乘波体设计/223 5.3.3 吻切��多级变形乘波体设计/230 5.4 脊形乘波设计/234 5.4.1 背景和基本概念/234 5.4.2 基于超椭圆曲线的脊形吻切锥乘波体设计/236 5.4.3 基于CST方法的脊形吻切锥乘波体设计/247 5.4.4 乘波体前缘钝化设计/258 5.5 基于前缘线水平投影型线的吻切锥乘波设计/264 5.5.1 基本概念/264 5.5.2 设计原理及约束/265 5.5.3 设计步骤/266 5.5.4 设计输入参数/267 5.5.5 乘波体设计实例/268 5.5.6 乘波特性验证/272 5.5.7 气动特性分析/275 5.5.8 机翼形状影响/277 5.5.9 机翼翼展影响/285 5.5.10 乘波飞机设计实例/290 5.6 基于三维前缘线的吻切锥乘波设计/296 5.6.1 背景和基本概念/296 5.6.2 设计原理/298 5.6.3 设计约束讨论/300 5.6.4 设计步骤/301 5.6.5 设计输入参数/301 5.6.6 乘波体设计实例/302 5.6.7 乘波体性能分析/306 5.7 小结/313 第6章 乘波体与进气道的一体化设计315 6.1 背景和基本概念/315 6.2 乘波前体/进气道一体化设计/317 6.2.1 乘波前体/进气道流向一体化设计/317 6.2.2 乘波前体/进气道展向一体化设计/321 6.3 乘波机体/进气道一体化设计/326 6.3.1 基准流场包容式一体化设计/327 6.3.2 基准流场相交式一体化设计/328 6.3.3 全基准流场一体化设计/329 6.3.4 几何融合式一体化设计/329 6.4 小结/329 第7章 内外流一体化全乘波设计331 7.1 基本概念/331 7.2 基于基准体的轴导全乘波设计/332 7.2.1 全乘波构型部件组成/332 7.2.2 全乘波构型设计原理/333 7.2.3 基准体及基准流场/336 7.2.4 全乘波构型设计步骤/337 7.2.5 基准流场的详细设计/339 7.2.6 基准流场设计实例/345 7.2.7 全乘波构型设计实例及验证/350 7.3 基于基准激波的轴导全乘波设计/355 7.3.1 基准流场/356 7.3.2 设计原理和步骤/357 7.3.3 基准流场详细设计/358 7.3.4 基准流场设计实例/361 7.3.5 全乘波构型设计实例及验证/366 7.4 全乘波构型设计参数影响分析/371 7.4.1 乘波前体/进气道部件/372 7.4.2 基准流场设计输入参数影响分析/374 7.4.3 底部型线设计输入参数影响分析/381 7.5 乘波前体/进气道的边界层黏性修正/384 7.5.1 边界层黏性修正基本原理/384 7.5.2 边界层位移厚度计算方法/386 7.5.3 乘波前体/进气道边界层黏性修正实例/391 7.6 全乘波构型的风洞试验验证/396 7.6.1 试验设备/396 7.6.2 试验模型及试验工况/397 7.6.3 试验结果分析/407 7.7 全乘波飞行器设想/418 7.8 小结/420 参考文献 422