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航空学报 >

2026 , Vol. 47 >Issue 1: 632102 - 632102

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32102

第二十七届中国科协年会专栏

宽速域高压捕获翼气动构型及其跨声速气动特性

  • 崔凯 1, 2 ,
  • 王泽森 1, 2 ,
  • 肖尧 , 1 ,
  • 田中伟 3 ,
  • 李广利 1 ,
  • 常思源 1
展开
  • 1. 中国科学院 力学研究所 高温气动国家重点实验室，北京 100190
  • 2. 中国科学院大学 工程科学学院，北京 100049
  • 3. 中国科学院 力学研究所 宽域飞行工程科学与应用中心，北京 100190
．E-mail：

收稿日期: 2025-04-10

  修回日期: 2025-04-28

  录用日期: 2025-05-26

  网络出版日期: 2025-06-10

基金资助

中国科学院基础前沿科学研究计划(ZDBS-LY-JSC005)

跨域飞行交叉技术实验室开放课题(2024-KF01001)

收起

A novel wide-speed-range configuration based on high-pressure capturing wing concept and its transonic aerodynamic characteristics

  • Kai CUI 1, 2 ,
  • Zesen WANG 1, 2 ,
  • Yao XIAO , 1 ,
  • Zhongwei TIAN 3 ,
  • Guangli LI 1 ,
  • Siyuan CHANG 1
Expand
  • 1. State Key Laboratory of High-Temperature Gas Dynamics，Institute of Mechanics，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China
  • 2. School of Engineering Science，University of Chinese Academy of Sciences，Beijing 100049，China
  • 3. Wide Range Flight Engineering Science and Applications Center，Institute of Mechanics，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China
E-mail：

Received date: 2025-04-10

  Revised date: 2025-04-28

  Accepted date: 2025-05-26

  Online published: 2025-06-10

Supported by

Basic Frontier Science Research Program of Chinese Academy of Sciences(ZDBS-LY-JSC005)

Open Research Program of the Key Laboratory of Cross-Domain Flight Interdisciplinary Technology(2024-KF01001)

Fold

摘要

具备高超声速巡航能力的宽速域飞行器是近年来国内外的研究热点，然而，更宽的飞行速域给气动布局设计带来了巨大的挑战。为有效突破实用化升阻比与容积率之间的矛盾，基于高压捕获翼气动布局概念提出了一种具有大容积率特征的新型气动构型，仿真结果表明该构型在马赫数6.0条件下最大升阻比可达5.89，相比于不带捕获翼的参考构型而言升阻比增量超过18%。在此基础上，重点针对马赫数0.8和1.2两个典型跨声速状态进行了数值仿真与分析。结果表明，相较参考构型，新型高压捕获翼气动构型在两种状态下的升力和阻力系数均有不同程度的增加。尽管升阻比有一定损失，但在整个宽速域范围内气动焦点的偏移量明显减小。在跨声速速域内焦点相对偏移量减小11.1%，在跨声速至高超声速速域内焦点相对偏移量减小49.9%。进一步分析表明，气动焦点偏移量的缩减主要是新增翼面与机身间的耦合作用所致。

关键词： 宽速域; 高压捕获翼; 气动构型; 计算流体力学; 跨声速

本文引用格式

崔凯 , 王泽森 , 肖尧 , 田中伟 , 李广利 , 常思源 . 宽速域高压捕获翼气动构型及其跨声速气动特性[J]. 航空学报, 2026 , 47(1) : 632102 -632102 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32102

Abstract

In recent decades， wide-speed-range aircraft with hypersonic cruise capability have garnered significant attention and emerged as a prominent research focus worldwide. However， a wider flight velocity range poses significant challenges to aerodynamic configuration design. To effectively overcome the trade-off between lift-to-drag ratio and volumetric efficiency， we propose a novel aerodynamic configuration with high volumetric capacity based on the high-pressure capturing wing concept. Numerical simulations demonstrate that this configuration achieves a maximum lift-to-drag ratio of 5.89 at Mach number 6.0， representing an improvement of over 18% compared to a reference configuration without the high-pressure capturing wing. Furthermore， numerical simulations and analyses were conducted focusing on two typical transonic conditions at Mach number 0.8 and 1.2. The results demonstrate that compared to the reference configuration， the new high-pressure capturing wing configuration exhibits increased lift and drag coefficients to varying degrees under both transonic conditions. Although this comes with some degradation in lift-to-drag ratio， the shift of the aerodynamic center is significantly reduced across the wide speed range. Specifically， the relative shift of the aerodynamic center is reduced by 11.1% in the transonic regime and by 49.9% across the transonic-to-hypersonic regime. Further analysis reveals that this reduction in aerodynamic center shift is primarily attributed to the coupling effects between the additional wing surface and the fuselage.

Key words： wide speed range; high-pressure capturing wing; aerodynamic configurations; computational fluid dynamics; transonic speed

近年来，具备水平起降能力的宽速域高超声速飞行器逐渐成为研究热点［1］。该类飞行器的飞行剖面一般包括滑跑起飞、加速爬升、高超声速巡航、减速降落以及进近返场等多个阶段，并涵盖亚声速、跨声速、超声速和高超声速等多个速域。在性能方面，一般要求飞行器同时满足高装载能力、长巡航距离、高效起降性能以及全速域内良好的稳定特性。相对应的气动布局则需要同时具备高容积率、高超声速巡航条件下高升阻比、亚声速起降阶段高升力等，此外还需要在整个宽速域内保证稳定性并控制气动焦点的变化范围。然而，从目前研究进展来看，同时满足上述需求仍面临较大挑战。
现有公开披露的信息表明，国外已有较多宽速域高超飞行器气动布局方案提出。如美国洛克希德·马丁公司于2013年提出了SR-72高超声速侦察机概念［2］；美国波音公司在2018美国航空航天学会科技大会上展示了“女武神Ⅱ”察打一体高超声速飞行器方案［3］；欧洲航天局则以商用高超声速飞机为主要应用背景，先后启动了LAPCAT［4-5］、HEXAFLY-INT［6-7］等项目，通过不断迭代给出了多轮设计方案和气动外形。
相较之下，公开发表的文献则仍相对偏重基础性和概念研究，包括以乘波体为典型代表的新型设计理论以及气动优化设计研究。Rodi［8-9］提出了涡升力乘波体设计方法，利用乘波体的前缘涡实现了气动性能的提升。刘传振［10-13］与刘超宇［14］等在此基础上发展出了“涡波一体”新型气动布局概念，该类布局能够较好地兼顾乘波体低速与高超声速的气动性能。Ueno和Suzuki［15］、Liu等［16］将宽速域优化后的翼型应用于高超声速飞行器，旨在提升其宽速域整体气动性能。陈树生［17］与刘文［18］等将乘波前体与机翼组合，力求发展宽速域性能更佳的高超声速气动布局。
从目前研究看，宽速域高超声速飞行器气动布局主要以兼顾高超声速条件下高升阻比和低亚声速条件下高升力特性的布局为研究重点，并适当考虑容积率。例如“涡波一体”概念就是基于乘波理论提升高速条件下的升阻比，同时基于涡升力原理改善低速升力特性，从而使其宽速域性能得到有效改善。然而对于宽速域高超声速飞行器而言，目前已有的布局类型随马赫数变化时，仍存在气动焦点大幅跳变的问题，即随飞行马赫数的增加，焦点位置呈现先后移再前移的非线性变化规律［19］，并在跨声速附近最为偏后，最大偏移量甚至可能超过10%。如早期的X-15飞行器［20］、近年来提出的双后掠乘波体［12］以及乘波机翼组合飞行器［18］等均存在类似的现象。这种现象无疑会导致飞行器在宽速域范围内静稳定裕度的明显改变，进而对飞行器的宽速域操稳特性产生较大影响。近期，肖尧等［21］基于高压捕获翼概念提出一种新型双翼布局，其宽速域气动性能分析结果表明，该布局可以在兼顾高低速气动性能的基础上，有效缩减宽速域内焦点变化范围，但相关机理尚未进行细致分析。
高压捕获翼（High-pressure Capturing Wing， HCW）气动布局概念由崔凯等［22-23］于2013年提出。该布局通过在飞行器上方合理设置一个升力面，在高超声速条件下利用有益气动干扰，可在满足大容积条件下大幅提高飞行器升阻比。另外，该布局具备两个升力面（常规翼面与捕获翼），由于升力面积的增加，可使飞行器在亚声速条件下的升力获得明显提升，从而有效兼顾高低速的气动性能需求，是一种具有较好发展前景的新型宽速域气动布局。目前已围绕该布局在气动特性方面开展大量研究，包含优化设计［24］、稳定特性［25］、局部构型变化研究［26-28］、气动特性预示［29］等，并且已经初步开展了针对宽速域的流动机理演化研究［30-31］。
本文基于高压捕获翼气动布局的前述研究，以水平起降的宽速域（Ma=0~6的速度范围）高超声速飞行器为背景，综合考虑宽速域的气动需求，如亚声速时的高升力、高超声速时的高升阻比以及宽速域范围内的静稳定性等，通过对机体压缩面型线、机体翼面形状、机体转折段钝度等关键位置进行优化设计，面向实用化提出一种新型宽速域高压捕获翼气动构型，并通过数值仿真验证其高升阻比特性。在此构型基础上，主要针对部件间流动耦合最为强烈、流场最为复杂，同时也是焦点变化最大的跨声速区域开展精细化数值模拟研究，旨在分析引入捕获翼后新构型在Ma=0.8和Ma=1.2两种典型跨声速状态下的流场结构特征以及气动性能，并重点分析双翼构型抑制跨声速焦点偏移的作用机理，以期为后续的宽速域飞行器构型设计以及变构策略提供参考依据。

1 高压捕获翼原理与构型

1.1 高压捕获翼基本设计原理

图1给出了高压捕获翼气动布局的二维原理示意图。其中区域①为自由来流区，在高速飞行条件下，来流经过机体上表面压缩形成第1道激波（S 1），同时波后区域②压力增加，且流动方向向上转折，并平行于机体上表面。随后，转折后的来流在高压捕获翼（HCW）的压缩下将产生反射激波（S 2），波后区域③的压力进一步升高，此时流动平行于捕获翼。流动继续前进，在经过机体尾部后产生膨胀波（EW），区域④的压力逐渐减小。由于捕获翼平行于来流，区域⑤的压力基本相当于自由来流的压力。区域③与区域⑤存在明显压差，即捕获翼下表面压力明显大于上表面，从而产生较大的升力；并且当捕获翼采用高速薄翼型设计时，其阻力增加较小，因此飞行器升阻比可以得到明显提升。
图 1 高压捕获翼设计原理

Fig.1 Design principle of high-pressure capturing wing

1.2 构型介绍

基于高压捕获翼的基本设计原理，并考虑宽速域气动需求后提出的新型双翼构型（HCT构型）如图2（a）所示。该构型主要分为机体、下翼面与捕获翼3个主要部件，整机全长30.0 m，总宽16.2 m。为体现HCT构型的大容积率特征，将其与典型协和式民用飞机的机体参数进行对比。HCT构型机体的最大长度、最大宽度与最大高度分别为30.0、3.40、3.80 m，对应的协和式飞机机体参数分别为62.1、2.50、3.30 m［32-33］。协和式飞机机体的最大长度超过HCT构型的两倍，但最大宽度与最大高度均小于HCT构型，HCT构型的大容积率特征十分明显。
图 2 HCT构型与Ref构型图

Fig.2 Illustration of HCT configuration and Ref configuration

HCT构型中机体上表面采用类方锥外形，并以卡门线作为压缩段型线，可以进一步减小超声速以及高超声速条件下的气动阻力，从而提高整机升阻比。机体上表面转折处使用大钝度过度，并按照高超声速条件下的激波位置合理选择捕获翼位置，在保证高升阻比的前提下减小捕获翼与机体间的流动耦合。下翼面前缘线采用“S型”前缘线，目的为改善低速条件下的升力特性。捕获翼采用大后掠式梯形翼，用以保证捕获翼自身的宽速域气动性能，其前缘后掠角与后缘后掠角分别为55°与35°。基于热防护考量，捕获翼前缘采用圆弧钝化处理，最大厚度设计为翼弦总长的1.5%。根据前期研究［34］可知，机体与捕获翼之间的连接机构采用单支撑形式时，在宽速域范围内仅对支撑附近较小区域产生影响，影响区域有限且不改变主要流动结构，并且单支撑的引入对整机升、阻力的影响较小。因此为进一步保证网格质量并提升网格计算效率，后续计算中暂不考虑支撑结构设计。
为分析捕获翼部件带来的气动性能增量，在HCT构型的基础上去除捕获翼部件作为参考构型（Ref构型）用于比对，如图2（b）所示。建模坐标系采用右手坐标系，由机头指向机尾方向为x轴正向，由机体指向捕获翼方向为z轴正向。

2 数值模拟方法与可靠性验证

2.1 计算方法简介与计算验证

计算方法拟采用有限体积法对三维可压缩Navier-Stokes方程进行数值求解。其中空间离散采用TVD（Total Variation Diminishing）格式以保证激波捕捉精度，时间推进应用隐式格式以提升计算稳定性，湍流模型采用Shear Stress Transport模型以实现对复杂湍流效应的精确模拟。为验证CFD计算的正确性，考虑到数值计算主要涉及跨声速区域，选择ONERA-M6机翼标模［35］作为跨声速条件下的计算验证。计算条件为来流马赫数Ma=0.84、雷诺数Re=1.17×106、飞行攻角3.06°。计算网格采用NASA公布的结构网格，如图3所示。其总网格量约29.5万，物面第1层网格高度为机翼翼展长度的10-5数量级。
图 3 ONERA M6 机翼计算网格示意图

Fig.3 Illustration of computational grid for ONERA M6 wing

图4给出了沿翼展不同截面的翼型压力分布情况，并将CFD计算结果与NASA的数值计算结果及试验数据［35］进行了对比，图中b为机翼展长。对比结果显示，在不同展向位置，CFD计算结果与NASA参考数据均吻合良好，表明所采用的CFD计算方法具有较高可信度。
图 4 机翼不同展向位置的压力系数对比曲线

Fig.4 Comparison curves of pressure coefficient for different cross-section positions of wing

2.2 网格无关性验证

数值模拟基于全结构网格进行，网格示意图如图5所示。并且通过构建粗、中等、细3套不同尺度的网格进行网格无关性验证。网格量依次为 2 060万、2 240万、2 641万；壁面第1层网格高度分别为10-5 L、10-6 L、10-7 L（L为机体长度）。
图 5 结构网格示意图

Fig.5 Illustration of structural grid

表1对比了在Ma=0.8和Ma=1.2条件下（攻角α=6°）3套网格的升力系数（CL ）、阻力系数（CD ）及以质心为参考点的俯仰力矩系数（Cmy ）的计算结果，所有系数的计算均以107.58 m2为参考面积，并在后续分析中沿用此值。网格对比分析表明：以细网格的结果为基准，中等网格与细网格之间的差异较小，误差在1%以内；粗网格与细网格之间的差异稍大，最大误差在4%以内。基于网格无关性分析，认为中等网格（网格量2 240万）的计算结果已收敛，其获得的气动数据是可信的，因此选定该网格作为计算网格开展后续研究。
表1 网格无关性验证结果

Table 1 Results of grid independence verification

Ma 系数 粗网格 中等网格 细网格
0.8 CL 0.555 0.552 0.551
CD 0.071 0 0.073 1 0.073 8
Cmy -0.321 -0.318 -0.317
1.2 CL 0.600 0.594 0.593
CD 0.097 7 0.100 0.100
Cmy -0.383 -0.379 -0.378

2.3 高超声速条件下基本特性验证

为验证新型双翼构型的主要效果，在来流条件Ma=6.0时进行计算，关于高超声速条件下的CFD可靠性验证参见文献［31］。图6给出了HCT构型在0°攻角下的纵向对称面压力云图，可见双翼构型符合高压捕获翼的设计原理。图7对比展示了该条件下两种构型的关键气动参数，包括升力系数（CL ）、阻力系数（CD ）、升阻比（L/D）、压心位置（X cp）以及焦点位置（X ac）。其中焦点位置计算公式为
X a c = X c g - ∂ C m y ∂ C L
式中：X cg为质心位置。参考工程实际，质心位置取在整机长度的60%处，偏导数的求取采用中心差分格式。
图 6 纵向对称面压力系数云图（Ma=6.0）

Fig.6 Pressure coefficient contours on longitudinal symmetric planes （Ma=6.0）

图 7 两种构型气动力参数对比（Ma=6.0）

Fig.7 Comparison of aerodynamic parameters of two configurations （Ma=6.0）

图7的计算结果表明，HCT构型与Ref构型相比，升、阻力均有增加，其中升力增量较大；压心与焦点均前移，但变化幅度较小。并且HCT构型最大升阻比为5.89，较Ref构型的4.98提升了18.3%，捕获翼构型增加升阻比的效果十分明显。

3 跨声速气动特性

3.1 计算工况

后续数值仿真主要围绕跨声速工况，并分别考虑来流速度低于和超过声速两种情况，具体来流条件如表2所示，表中H为飞行高度。
表2 计算工况

Table 2 Computational conditions

Ma H/km Re/108 α/（°）
0.8 12 1.55 -4， 0， 4， 6， 8，
1.2 12 2.33 12， 16

3.2 Ma=0.8条件下流场结构和气动性能

3.2.1 流场结构特性

首先针对Ma=0.8条件下捕获翼与机体耦合区域的流场结构特征进行分析。图8与图9分别展示了Ref构型与HCT构型在典型工况α=4°条件下纵向对称面的马赫数云图与压力系数云图。如图8（a）与图9（a）所示，Ref构型机体上表面转折处出现绕流加速现象，形成局部低压区，流场保持附着流动状态且无分离或激波现象。相比之下，如图8（b）与图9（b）所示，HCT构型由于捕获翼与来流方向存在一定角度，来流经捕获翼偏转减速后流入捕获翼与机体形成的两侧开放通道内，机体上表面附近的流场与Ref构型出现差异。在压力系数云图中表现为：HCT构型机体上表面压力升高，形成局部高压区；捕获翼下表面前缘产生高压区。但流动依然保持全程亚声速且无分离与激波产生。
图 8 两种构型纵向对称面马赫数云图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.8 Mach number contours on longitudinal symmetry planes for both configurations （Ma=0.8， α=4°）

图 9 两种构型纵向对称面压力系数云图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.9 Pressure coefficient contours on longitudinal symmetry planes for both configurations （Ma=0.8， α=4°）

图10对比展示了两种构型在典型工况α=4°条件下，在展向y/b=0.4（其中y为展向坐标，b为下翼面翼展长度）截面处的马赫数流线图，用以阐明捕获翼对构型下翼面流动的影响。Ref构型在下翼面前缘存在显著的高速流动区域，该现象源于“S型”机翼前缘涡发展所形成的局部高速区。HCT构型在引入捕获翼后，会抑制下翼面前缘涡系的发展，但抑制作用有限。为进一步分析其影响程度，图11给出了该工况下两种构型机体与下翼面的上表面压力系数云图。对比可见，捕获翼对机身隆起部分的影响较大、对下翼面的影响较小。
图 10 展向y/b=0.4处两种构型马赫数流线图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.10 Mach number streamlines at y/b=0.4 for both configurations （Ma=0.8， α=4°）

图 11 两种构型机体与下翼面的上表面压力系数云图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.11 Pressure coefficient contours on upper surfaces of fuselage and wing for both configurations （Ma=0.8， α=4°）

在Ma=0.8条件下，HCT构型在捕获翼-机体通道内并未出现文献［30-31］中的激波与流动分离等结构，通道内全程保持亚声速流动。引入捕获翼的影响主要表现在机体隆起部分，对于下翼面的影响基本可以忽略。具体表现为捕获翼的存在阻碍了机体上表面绕流的自由发展，使得来流流至捕获翼和机身形成的半开放通道内流动偏转且速度减弱。

3.2.2 升、阻力与压心特性

图12给出了Ma=0.8条件下整个构型及各部件的升、阻力系数随攻角的变化曲线，其中HCT_HCW表示HCT构型中捕获翼部件的升、阻力系数，HCT_Body表示HCT构型中机体与下翼面的升、阻力系数总和。曲线的变化趋势表明，升力系数随攻角增大而线性增加，阻力系数随攻角增大而非线性增加。虽然HCT构型机体与下翼面部分的升、阻力系数较Ref构型略有减小，但考虑捕获翼后，HCT构型整机升、阻力系数均增加。将升、阻力综合考虑，图13给出了Ma=0.8条件下两种构型升阻比随攻角的变化。其中HCT构型的最大升阻比为8.67，较Ref构型的9.91有所降低。
图 12 各部件升、阻力系数随攻角的变化曲线（Ma=0.8）

Fig.12 Variation curves of lift and drag coefficients with angle of attack for individual components （Ma=0.8）

图 13 两种构型升阻比随攻角的变化曲线（Ma=0.8）

Fig.13 Variation curves of lift-to-drag ratio with angle of attack for both configurations （Ma=0.8）

图14给出了Ma=0.8条件下整个构型及各部件压心位置随攻角的变化规律。捕获翼的引入使HCT构型机体与下翼面部分的压心较Ref构型略微后移，但后移量较少，结合捕获翼自身较为靠前的压心位置，最终整机焦点前移，前移量小于2%。机体与下翼面的压心后移源于其上表面出现的局部高压区，捕获翼的压心特性是由自身前缘下表面的高压区以及后掠布局激发的上表面涡共同导致的。
图 14 各部件压心位置随攻角的变化曲线（Ma=0.8）

Fig.14 Variation curves of center-of-pressure position with angle of attack for individual components （Ma=0.8）

3.3 Ma=1.2条件下流场结构和气动性能

3.3.1 流场结构特性

来流超过声速后流场呈现激波主导的特性，图15与图16分别给出了Ref构型与HCT构型在典型工况α=4°条件下纵向对称面的马赫数云图与压力系数云图。如图15（a）与图16（a）所示，Ref构型上表面由于压缩效应诱发出现激波，来流过激波后流动速度降为亚声速，经上表面机体转折处继续加速，导致该区域压力降低。对于HCT构型而言，引入捕获翼后，捕获翼前缘会产生斜激波并反作用于机体，导致气流经过捕获翼激波后流速减小，之后进入捕获翼-机体间的半开放通道。在通道内流动先加速后减速，通道内部压力高于Ref构型的对应部分压力，如图15（b）与图16（b）所示。
图 15 两种构型纵向对称面马赫数云图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.15 Mach number contours on longitudinal symmetry planes for both configurations （Ma=1.2， α=4°）

图 16 两种构型纵向对称面压力系数云图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.16 Pressure coefficient contours on longitudinal symmetry planes for both configurations （Ma=1.2， α=4°）

为比较在该条件下捕获翼对下翼面的影响，图17给出了两种构型在典型工况α=4°条件下，展向y/b=0.4截面处的马赫数流线图。此时捕获翼诱导产生的激波会作用于下翼面，在一定程度上抑制了下翼面前缘涡的发展，导致波后区域的流速减小、压力升高，并且捕获翼尾缘产生的激波也会对下翼面产生影响。在此条件下捕获翼与下翼面之间的流动干扰比Ma=0.8条件下更为明显，进而对下翼面压力分布造成了更显著的影响。图18给出了Ma=1.2条件下两种构型机体与下翼面的上表面压力系数云图，相较Ref构型，HCT构型下翼面涡诱导的低压区相应减弱，翼面后部压力升高，捕获翼产生的激波对下翼面的气动性能造成较大干扰。
图 17 展向y/b=0.4处两种构型马赫数流线图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.17 Mach number streamlines at y/b=0.4 for both configurations （Ma=1.2， α=4°）

图 18 两种构型机体与下翼面的上表面压力系数云图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.18 Pressure coefficient contours on upper surfaces of fuselage and wing for both configurations （Ma=1.2， α=4°）

来流速度从Ma=0.8增加至Ma=1.2，流动结构由压缩膨胀波主导转变为激波主导。在Ma=1.2条件下，HCT构型中捕获翼产生的激波会显著引发与机体和下翼面的气动耦合效应，对机体与下翼面的压力分布产生影响。但该激波干扰并未诱发流动分离现象产生。

3.3.2 升、阻力与压心特性

图19分别给出了Ma=1.2条件下整个构型及各部件的升、阻力系数随攻角的变化曲线。其中升力系数随攻角增大而线性增加，阻力系数随攻角增大而非线性增加。HCT构型机体与下翼面部分的升、阻力系数较Ref构型均有降低，叠加捕获翼的升、阻力后，整机升、阻力系数较Ref构型均有增加，这与Ma=0.8条件下的相应结果规律一致。图20给出了Ma=1.2工况下两种构型的升阻比随攻角变化曲线。其中HCT构型的最大升阻比为6.13，与Ref构型的6.90相比有所减少。
图 19 各部件升、阻力系数随攻角的变化曲线（Ma=1.2）

Fig.19 Variation curves of lift and drag coefficients with angle of attack for individual components （Ma=1.2）

图 20 两种构型升阻比随攻角的变化曲线（Ma=1.2）

Fig.20 Variation curves of lift-to-drag ratio with angle of attack for both configurations （Ma=1.2）

图21给出了Ma=1.2条件下整个构型及各部件压心位置随攻角的变化曲线。当存在捕获翼时，由于捕获翼反射激波对机体及下翼面均形成一定干扰，因此HCT构型机体与下翼面部分的压心较Ref构型略微后移。但由于捕获翼下表面高压区以及上表面低压区均位于捕获翼前部，因此其自身压心位置相对靠前。最终HCT构型整机压心较Ref构型略微前移，但前移量低于2%。
图 21 各部件压心位置随攻角的变化曲线（Ma=1.2）

Fig.21 Variation curves of center-of-pressure position with angle of attack for individual components （Ma=1.2）

3.4 宽速域气动焦点偏移比较

图22给出了两种构型的焦点位置随马赫数的变化情况，图中焦点位置以机体长度进行无量纲化。两种构型在Ma=0.8~1.2的跨声速阶段焦点位置均后移，在Ma=1.2~6.0的跨声速至高超声速阶段焦点位置又前移，这与已知其他构型的焦点变化规律一致。进一步对比后可以明显看出，HCT构型的焦点位置相较Ref构型更靠前，且在不同马赫数下前移量不同。表3具体给出了不同马赫数下两种构型的焦点位置，由数据可知，在Ma=0.8~1.2的跨声速阶段，HCT构型相较Ref构型焦点变化量从4.31%减小至3.83%，变化量减小了11.1%；在Ma=1.2~6.0的跨声速至高超声速阶段，焦点变化量从3.93%减小至1.97%，变化量减小了49.9%。
图 22 两种构型的焦点位置随马赫数的变化曲线

Fig.22 Variation curves of aerodynamic center positions with Mach number for both configurations

表3 两种构型在不同马赫数下的焦点位置

Table 3 Aerodynamic center positions of both configurations at different Mach numbers

Ma X ac
Ref构型 HCT构型
0.8 0.578 7 0.559 6
1.2 0.621 8 0.597 9
6 0.582 5 0.578 2
具体分析跨声速不同马赫数下两种构型焦点的变化情况，图23给出了Ma=0.8条件下整个构型及各部件焦点位置随攻角的变化曲线。引入捕获翼后HCT构型整机焦点较Ref构型前移，前移量约1.91%。可以看出，增加捕获翼后对于机体与下翼面焦点的影响相对较小，即HCT构型的机体与下翼面部分与Ref构型的焦点偏差较小，HCT构型整机焦点的前移主要源于捕获翼自身靠前的焦点位置。因此，对于实际设计而言，通过调节捕获翼的位置可以在一定范围内调整焦点的位置，这也为后续的稳定性设计提供了一条新途径。
图 23 各部件焦点位置随攻角的变化曲线（Ma=0.8）

Fig.23 Variation curves of aerodynamic center positions with angle of attack for individual components （Ma=0.8）

由于焦点主要反映升力增量的作用，因此为便于直观分析，图24展示了典型工况α=4°条件下，捕获翼上、下表面的压力系数增量云图；图25展示了相同条件下，两种构型机体与下翼面的上表面压力系数增量云图。压力系数增量的计算公式为
图 24 HCW上、下表面压力系数增量云图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.24 Pressure coefficient increment contours on upper and lower surfaces of HCW （Ma=0.8， α=4°）

图 25 两种构型机体与下翼面的上表面压力系数增量云图（Ma=0.8， α=4°）

Fig.25 Pressure coefficient increment contours on upper surfaces of fuselage and wing for both configurations （Ma=0.8， α=4°）

d C p = C p ( α = 4 ° ) - C p ( α = 0 ° )
式中： C p ( α = 4 ° ) 和 C p ( α = 0 ° )为攻角4°和0°下的压力系数。
图24表明，捕获翼升力增量主要由攻角增大后其上、下表面前缘部分的压强变化所导致，由于两区域均位于捕获翼的前半部分，因此捕获翼焦点位置靠前。图25表明，由于捕获翼的引入，HCT构型机体上表面较Ref构型存在负升力增量区，但该区域相比整个机体较小且位置处于机体焦点附近，因此机体焦点变化较小。
图26给出了Ma=1.2条件下整个构型及各部件焦点位置随攻角的变化曲线，引入捕获翼后HCT构型整机焦点较Ref构型前移约2.39%，前移量较Ma=0.8增大。此时捕获翼仍保持靠前的焦点位置，但机体与下翼面的焦点位置相较Ref构型呈现前移趋势。
图 26 各部件焦点位置随攻角的变化曲线（Ma=1.2）

Fig.26 Variation curves of aerodynamic center positions with angle of attack for individual components （Ma=1.2）

图27和图28分别给出了α=4°条件下，捕获翼上、下表面的压力系数增量云图以及两种构型机体与下翼面的上表面压力系数增量云图。由图27可知，捕获翼自身的升力增量来源于攻角增大后下表面高压区与上表面低压区，由于这两个区域均处于捕获翼前部，因此捕获翼焦点位置靠前，与Ma=0.8情况相似。图28表明，由于捕获翼产生的激波随攻角增大而增强，机体与下翼面受激波影响会出现较为明显的负升力增量区，且该负升力增量区位置较后，因此导致机体焦点前移。
图 27 HCW上、下表面压力系数增量云图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.27 Pressure coefficient increment contours on upper and lower surfaces of HCW （Ma=1.2， α=4°）

图 28 两种构型机体与下翼面的上表面压力系数增量云图（Ma=1.2， α=4°）

Fig.28 Pressure coefficient increment contours on upper surfaces of fuselage and wing for both configurations （Ma=1.2， α=4°）

4 结论与展望

基于前期高压捕获翼气动布局的研究，以提升宽速域性能为目标，提出了一种新型高压捕获翼双翼构型，并重点针对其跨声速特性开展了数值研究，通过分析该构型在跨声速条件下的流场结构以及气动力的变化，获得如下主要结论。
1） 数值仿真结果表明，在高超声速来流条件下，由于捕获翼效应所带来的增益，新型双翼构型可在保证高容积率前提下获得更高的升阻比。根据计算结果，升阻比增量超过18%。
2） 跨声速条件下，在来流速度高于和低于声速条件下流场结构呈现较为明显的差异。来流低于声速时，捕获翼对机体的气动干扰相对较弱；来流超过声速后，激波的出现导致捕获翼对机体和下翼面的干扰逐渐增强。在气动特性方面，在整个跨声速范围内升力和阻力系数均相应增加，但最大升阻比相应降低，同时压心位置略微前移。不过需要指出的是，新型双翼构型仍有较大的优化空间，后续通过捕获翼位置、翼型、后掠角等参数优化应可得到更好的结果。
3） 新型双翼构型在跨声速范围内对于焦点的偏移具有较好的抑制效果。与不带捕获翼的参考构型相比，在跨声速速域内焦点偏移量减小11.1%；在跨声速至高超声速速域内，焦点偏移量缩减49.9%。其原因主要是双翼构型的下翼面有效利用了捕获翼在跨声速阶段所产生的激波干扰，抑制了机体与下翼面的焦点偏移。
新型双翼构型在高速条件下升阻比优势较为明显，同时也具有较好的抑制焦点偏移效果，但在跨声速阶段的气动干扰会导致升阻比在一定程度上出现损失。尽管按照一般的飞行剖面看，跨声速阶段一般是短暂的快速通过阶段，稳定特性相较于升阻性能而言更加重要。但如能进一步改善其升阻特性，无疑可以进一步提升其综合特性。
后续拟研究捕获翼位置、翼面形状、翼型等捕获翼参数对宽速域气动性能的影响，并针对捕获翼部件开展宽速域多目标优化，夯实相关基础。并且目前所提出的构型依然属于理论研究构型，尚未引入动力系统与控制系统，其实用化设计有待进一步探索。

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