跨流域高速飛行器氣動設計研究現狀及思考

朱廣生，段 毅，姚世勇，劉元春，李昊歌

(1. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076；2. 空間物理重點實驗室，北京 100076)

0 引 言

面向未來長距離、高精度的高速飛行器設計技術應用需求,更泛空域、更寬速域的跨流域飛行已成為高速飛行器未來發展的重要趨勢,也是國際相關領域的研究熱點。跨流域飛行器在飛行過程中將經歷不同的流動區域,涉及稀薄、過渡、連續等多個流態,經歷化學平衡、熱化學電離輻射非平衡、邊界層轉捩等跨尺度多物理場復雜流動過程,對飛行器的氣動設計提出更高的要求,主要表現在以下幾點:1)飛行空域和速域變化范圍大,氣動布局設計難以兼顧不同飛行剖面的控制、結構和熱防護需求,設計空間較窄;2)流動狀態復雜且變化劇烈,鑒于當前在該方面空氣動力學理論的認知局限性,以非平衡效應主導的多物理場耦合的高精度氣動預示難度較大;3)地面試驗能力有限,尚不能完全模擬復雜的飛行環境。

本文針對新一代跨流域飛行器在更泛空域、更寬速域、多物理場復雜流動環境下的精細化氣動布局設計需求,從氣動布局、氣動預示及氣動優化三方面介紹目前跨流域高速飛行器氣動布局的研究現狀,并對氣動設計中涉及到的一些難點和關鍵問題提出相關建議。

1 氣動布局研究

對于跨流域高速飛行器的氣動布局設計而言,提高升阻比意味著獲得更大的有效載荷或者更遠的航程,增升減阻是跨流域高速飛行器氣動布局設計的首要目標。一般而言,高速飛行器的典型氣動布局有軸對稱式、翼身組合式、翼身融合式和乘波式四類。

軸對稱氣動布局是通過設計一條母線圍繞旋轉軸回轉而成的氣動構型,通常配上彈翼和尾翼,如美國的先進高速飛行器(AHW)、高速飛行項目驗證機(HyFly)。然而,該類氣動布局升阻比較小,難以滿足跨流域遠距離飛行的性能需求。隨著高速飛行器對射程需求越來越高,高升阻比成為飛行器核心設計指標之一。翼身組合式與翼身融合式氣動布局通過較大的升力面積來提供更大的升力,同時優化橫截面積以減小阻力,實現高升阻比設計。其中,翼身組合式構型可在高馬赫數條件下有效提高升力、降低波阻,實現高升阻比特性。相比于翼身組合式構型,翼身融合式構型的升阻比略有降低,這主要是由于其橫截面積增大,導致了波阻增大。然而,翼身組合式與翼身融合式氣動布局在高速飛行時均存在升阻比屏障,不能滿足未來高速飛行器的氣動性能需求。

高空高速飛行時,由于氣動加熱和周圍流場密度變小,面臨較強的黏性干擾、高溫氣體影響和低密度流動特性,使得阻力快速增加,形成升阻比“屏障”[1]。為了克服升阻比屏障的問題,Nonweiler在1959年首次提出了乘波體的概念,被認為是突破常規“升阻比屏障”的有效途徑[2]。乘波式氣動布局飛行器憑借著在高速條件下優異的氣動特性,受到了國內外研究人員的廣泛關注。然而,乘波式布局設計時難以滿足大空域寬速域條件下的工程應用需求,究其原因主要有三方面:1)跨流域飛行器為降低高速飛行時的嚴酷熱環境,一般對前緣進行鈍化設計,鈍前緣的激波脫體,破壞了乘波設計的激波附體特性;2)理論乘波構型均存在縱向、橫側向穩定性較差,匹配設計難的問題,為實現有效裝填,滿足大空域、寬速域的穩定可控飛行,需對背風面甚至是迎風面外形進行大幅調整,初始的乘波特性被進一步破壞;3)當前乘波式氣動布局的研究工作仍然局限于“單點設計”,一旦飛行偏離設計工況點,氣動性能會顯著下降,無法實現跨域飛行所需的“全線最優”。因此,面向實際工程應用,需結合先進參數化建模與優化方法,在滿足工程多約條件下開展外形特征參數、流場參數、操穩特性的多目標優化,獲得滿足工程約的高升阻比類乘波布局。

近年來,隨著新材料、新理論和新方法的發展,高速變形技術的相關研究逐漸增多[3],從而使得跨流域多任務智能變形飛行器的概念成為可能。智能變形飛行器在高度信息化的飛行環境下,基于飛行環境感知,通過高度智能化的處理中樞,根據不同任務需求,通過變形控制系統,使得飛行器時刻保持當前環境下的最優外形,實現了由固定構型的“單點最優,全包線可接受”向“可變構型,全包線持續最優”進行革命性演變和跨越。

2 氣動預示的關鍵問題

跨流域高速飛行器繞流存在著激波-激波干擾、激波-邊界層干擾、流動分離與再附、稀薄氣體效應和高溫氣體效應等多種復雜流動現象。圖1給出了高速飛行器所涉及的多種復雜流動現象,上述現象的相互耦合給飛行器氣動力的精確預示帶來了一定的困難。為對氣動力進行精確預示,實現飛行器的精細化設計,需對其關鍵氣動問題開展深入研究。

圖1 高速飛行器面臨的各種典型流動現象[4]Fig.1 Typical flow phenomena faced by high-speed vehicles[4]

2.1 稀薄氣體效應

在20～100 km高度范圍內,隨著高度的增加,空氣愈加稀薄,跨流域高速飛行器飛行剖面的特殊性決定了其在氣動設計中必須考慮稀薄氣體效應的影響。氣體的稀薄程度可由克努森數(Knudsen number,Kn)來描述,定義為分子平均自由程與宏觀參考特征尺度之比。Kn數越大,稀薄程度就越高。依據Kn的大小,將流動區域劃分為連續介質區、速度滑移和溫度跳躍區、過渡區和自由分子區[5]。圖2給出了不同稀薄程度流動的控制方程適用范圍。在連續介質區,通常從Navier-Stokes(N-S)控制方程出發,采用宏觀方法研究流體的運動;在速度滑移和溫度跳躍區,連續介質假設仍然成立,同樣采用N-S方程研究流體運動,只不過壁面條件由無滑移變為了滑移。而在過渡區和自由分子區,連續介質假設不再成立,流動的控制方程為波爾茲曼(Boltzmann)方程,一般采用微觀方法研究流體的運動,譬如直接模擬蒙特卡羅(DSMC)方法、BGK模型方程及間斷速度法、矩方法等。

圖2 流動控制方程的適用范圍[6]Fig.2 Validity range of transport equations[6]

跨流域高速飛行器穿越大氣層時,自由來流會與飛行器的控制面或翼面上的激波、邊界層相互作用,從而飛行器表面會出現連續介質區、過渡區或自由分子區共存的流動現象。由于不同的流動區域具有不相同的物理特性,勢必要求采用不同的模型進行數值求解。例如連續介質區采用N-S方程數值求解,自由分子區采用DSMC方法求解,而對于介于兩者之間的過渡區,如果僅僅采用不加任何改進的單一算法,即在此區域,或是全部采用N-S方程求解,或是全部采用DSMC方法求解,都將導致計算結果不準確。在過渡區中,如何判斷N-S方程何時失效,如何建立反映此區域流動特性的計算模型并構造高效的算法,這些問題均已成為解決過渡區復雜外形高速流動的關鍵,并且已成為國內外的研究熱點。當前,工程應用上主要采用N-S/DSMC耦合方法來模擬過渡流,該方法將計算域分成子區,分別用N-S方程和DSMC方法求解。然而,N-S/DSMC混合算法還遠未成熟,針對其中的N-S方程失效性準則,過渡區和連續區交界面的信息傳遞方式,N-S/DSMC混合算法的收斂性、魯棒性和計算效率等問題仍有待于進一步深入研究。此外,對于高空稀薄狀態下飛行器氣動特性的研究,當前缺乏較高精度的低密度風洞測量結果,無法對稀薄氣體的理論研究與數值模擬結果進行系統的驗證。

2.2 高溫氣體效應

當飛行器以高馬赫數飛行時,其與周圍空氣劇烈摩擦并對前方空氣強烈壓縮。由于黏性耗散效應和激波壓縮作用,飛行器表面附近的流場溫度急劇升高,形成高溫高壓的氣動熱環境,導致空氣發生復雜的物理化學現象,如振動激發、離解、電離和內部能態激發等,上述復雜的物理化學效應統稱為高溫氣體效應[7]。

高溫氣體效應改變了空氣的熱力學屬性,直接影響著飛行器的氣動力熱特性?！鞍⒉_”飛船的飛行試驗結果表明,指揮艙的配平攻角與風洞測量結果具有較大的差異,主要由于高溫氣體效應引起的。高溫氣體效應對飛行器的影響主要體現在以下兩個方面:1)由于高溫效應中的熱化學平衡與非平衡的作用,在高速流動中,化學反應以及氣體粒子不同模式能量的激發改變了繞流的能量分布,飛行器的熱力環境被改變;2)流場中的分離區大小和激波位置等流動特征因高溫下的非完全氣體性質而發生改變,影響了飛行器的壓力分布,使飛行器在高速飛行時氣動特性及穩定性改變。

在高速流動中,流場溫度將隨著馬赫數的上升而快速升高,其中正激波的波后溫度近似與馬赫數平方成正比,因此隨著馬赫數的升高,高溫氣體效應將對流場產生顯著影響。對于熱化學的平衡狀態,研究人員通過統計熱力學和物理化學的熱化學平衡態計算方法,采用平衡態下熱力學參數和黏性系數的擬合關系式,來實現對熱化學平衡流場的模擬。然而,平衡態的假設并不能在流場中處處適用,因為趨向平衡的過程具有時間尺度,該時間尺度需要與流場的時間尺度相比較。由于非平衡態假設更適合真實飛行條件下的物理過程,當前對熱化學非平衡流動的模擬是研究學者的主流選擇。

對于高溫氣體特性的研究,非平衡氣體熱力學及化學反應模型是研究中的重要環節。圖3給出了馬赫數和非平衡效應程度對比,可以看出,隨著馬赫數的增大,高溫非平衡效應越強。然而,目前國內還未建立完整的高溫氣體反應動力學模型及其物理化學參數,現有的數據基本上是引用國外的數據,分子組分的振動松弛特征時間和特征溫度等物理化學參數缺乏。因此,要從理論源頭建立高溫條件下可靠的氣體熱力學及熱化學模型,解決氣體粒子組分形態確定、不同粒子間作用勢模擬、粒子間碰撞模擬(碰撞積分、碰撞截面)、熱化學反應路徑及熱化學反應弛豫模型、復雜多態粒子輻射特性、超高溫多態粒子試驗測量與驗證等問題,破解目前高溫空氣熱力學與化學模型嚴重依賴國外數據資料、核心模型構建原理與過程不掌握的現狀。

圖3 氣動力熱飛行模擬[8]Fig.3 Aerothermodynamic flight simulation[8]

2.3 壁面物理化學特性

對于飛行器的氣動力預示,通常情況下,氣動力計算所設定的壁面條件為等溫壁,而在實際飛行過程中,整個飛行器的表面溫度并非是均勻分布的。此外,由于制造工藝、熱防護需要等原因,飛行器由多個材料部段組裝而成,飛行器表面不可避免地會出現局部凸起、凹陷、臺階和縫隙等缺陷;在高溫氣體效應的影響下,氣動熱環境產生的對流、輻射等熱載荷,使得飛行器表面的熱防護材料發生氧化、燒蝕、相變等物理化學反應,不僅導致防熱材料表面的導熱、輻射和催化等特性發生變化,還會引起材料表面宏觀和微觀結構的改變,甚至在局部高溫作用下,表面材料會發生熱解,形成的產物通過質量引射的方式進入到邊界層,如圖4和圖5所示。燒蝕會導致飛行器局部外形發生變化,表面粗糙度增大,甚至形成局部缺陷。上述這些現象對高速邊界層的流動有直接的影響,直接影響著飛行器的氣動性能,如燒蝕引起的氣動力和力矩與質量和慣性的不對稱性耦合,將對飛行器的運動軌跡和姿態控制產生影響,從而會導致飛行失穩甚至任務失敗。因此,壁面物理化學特性影響也是氣動力熱預示中需要關注和解決的問題。

圖4 考慮各種物理現象示意圖[9]Fig.4 Schematic diagram of the various physical phenomena under consideration[9]

圖5 飛行器表面局部凸起、凹陷和吹氣引起的流動轉捩現象[10]Fig.5 Transition from cavities, protuberances, and outgasingon the surface of vehicles[10]

2.4 邊界層轉捩

高速飛行器隨著飛行高度的降低、來流雷諾數的增大,其表面必然經歷邊界層由層流變為湍流的轉捩過程。高速邊界層的轉捩問題對飛行器的性能指標和精細化設計有著重要影響,若能準確預示邊界層轉捩,則將大大減小氣動力熱的設計偏差,從而減輕飛行器質量,實現總體設計方案的優化[11]。

對于高速飛行器氣動特性設計與預示,邊界層轉捩的研究需求主要是解決“何時轉捩,因何轉捩,何處轉捩如何控制轉捩”的問題,即實現轉捩的精確預測與轉捩的有效控制。對轉捩機理與轉捩途徑的認知是提升轉捩預測精度,以及開展轉捩控制的基礎。但是,邊界層轉捩是一種十分復雜的物理現象,涉及來流擾動的感受性、多種失穩模態共存及其非線性耦合作用機制、轉捩區摩阻和熱流變化、轉捩過程對氣動力特性的影響等方面,這些現象遠非一兩個物理模型就能夠描述清楚的。對于高速邊界層轉捩,基于完全氣體和理想表面的轉捩機理取得了較為豐富的認識,現階段的轉捩研究已經由完全氣體和理想表面開始拓展到高溫氣體和復雜壁面。然而,在真實飛行條件下,除了高溫氣體效應和壁面形貌特征的影響外,在長時間的氣動加熱下,飛行器表面還會出現熱解、燒蝕、質量引射等一系列復雜物理化學現象,以上這些復雜多效應的耦合作用均對高速邊界層的轉捩機理認知和精確預示帶來了挑戰。

在對轉捩機理認知的基礎上,如何實現轉捩的精確預示,是工程面臨的重要問題。對高速飛行器來說,轉捩的機制非常復雜,一兩個理論模型或者一兩種計算方法不能夠滿足基本的研究需求。圖6給出了當前常用的幾種高速轉捩的預示方法,可以看出,不同的預示方法均存在精度與效率不可兼得的問題。例如,航天飛機研制過程形成以Reθ/Me為代表的轉捩判據,以其簡單易用而被許多工程設計人員所采用,但這些轉捩判據都是依據實驗和飛行數據建立的,缺乏理論上的支撐,因此也只能應用到與實驗對象類似的邊界層流動中,并不能廣泛推廣,缺乏基本的通用性。以LES/DNS高精度數值模擬為代表的轉捩預示方法,雖然可以對邊界層由層流到湍流的整個轉捩過程進行一定程度的精細刻畫,但由于其對空間流場模擬所需的網格數量、網格質量及計算資源的要求較高,極大限制了其在實際飛行器上的工程應用。

圖6 不同轉捩研究方法的精度與應用Fig.6 Accuracy and application of different transition research methods

抑制或促進邊界層轉捩的流動控制,是從“認識轉捩”到“利用轉捩”的工程應用跨越,它是建立在對轉捩機理有較為系統的認識,掌握具有一定精度的轉捩預示能力的基礎上。圖7和圖8分別給出了飛行器外流與內流抑制和促進轉捩的方法。對于轉捩抑制方法,由于高速飛行器實際面臨的轉捩問題的復雜性,目前還處于初步研究階段,不論是理論方法,還是應用實踐,與工程實際需求都還有很大的差距。對于轉捩促進技術,國內外均開展了大量數值模擬與試驗研究[12-13],取得了一定的成果,但仍然存在控制手段單一、應用對象有限、實現條件限制較大的問題。

圖7 氣體引射對錐體邊界層轉捩的影響(10 MJ·kg-1)[14]Fig.7 Effect of gas injection on laminar-turbulent transition onthe cone at 10 (MJ·kg-1)[14]

圖8 邊界層轉捩主、被動觸絆對比[15]Fig.8 Comparison of active vs. passive trip research[15]

3 氣動布局優化研究

3.1 外形參數化方法

在大空域、寬速域飛行條件下,為實現滿足工程多約的高升阻比氣動布局,飛行器氣動外形的精細化設計水平不斷提升。針對高速變形技術和全包線性能最優的需求,更是對構型參數化水平提出了高要求。參數化作為氣動布局設計和優化中最重要的環節之一,不僅決定了設計變量的定義形式,還對設計空間、尋優收斂速度、優化結果及魯棒性等有重要影響,需綜合考慮幾何外形的復雜性、目標要求和計算成本等因素進行選擇,如圖9所示。

圖9 基于CST參數化方法描述的升力體構型Fig.9 Lifting-body configuration described by CST parameterization method

從設計變量對幾何物面影響方式的角度,可將參數化方法大致分為構造方法和變形方法兩大類。構造方法通過參數表達幾何外形,包括計算機輔助設計(CAD)方法、多項式與樣條方法、偏微分方程方法、奇異值分解(Singular-value decomposition,SVD)方法和類函數/型函數(CST)方法等。而變形類方法通過操縱外形達到幾何擾動的目的,包括離散點方法(或稱為自由表面方法)、解析法、基向量方法、自由變形(FFD)方法和徑向基函數(RBF)方法等。結合Samareh[16]和Duvigneau[17]的觀點,性能優異的氣動外形參數化方法的評價標準如下:幾何外形具有連續性和幾何光滑性;建模效率高,數值算法穩定;需要的幾何變量較少;設計參數具有明確的物理意義;易于實現及在優化中使用;易于計算靈敏度;能夠應對復雜的幾何外形以及可能的約或奇點;應與網格更新和分區方法保持協調。

不同的參數化方法在精度、效率和所能覆蓋的設計空間方面不盡相同,進一步擴大了其在飛行器氣動布局優化中的性能差異。因此,面對不同的設計需求,通常需要選擇不同的建模方法,以實現對飛行器構型的準確刻畫和有效調整,甚至是在設計的不同階段,應選擇與設計標準和設計周期要求相適應的參數化方法。參數化方法的選擇還受到布局優化中其他模塊的影響,例如,若采用梯度優化算法,則幾何光滑性對優化過程的魯棒性和獲取成功的優化解至關重要,而全局尋優算法則對幾何光滑性的要求較為寬松。另外,精細化設計通常需要進行高維度參數化,這一方面受到參數化方法精度和效率的制約,另一方面,對優化算法和整個優化流程的架構提出嚴苛的要求,極大限制了跨流域復雜飛行器的布局設計。近年來,在參數化降維和構造高效高精度參數化方法方面的研究方興未艾[18]。

3.2 梯度優化方法

高效獲取目標函數對設計變量準確的導數是梯度類優化方法的關鍵環節。目前,有多種方法可用來計算目標函數對設計變量的梯度信息,主要包括:有限差分法、復變量法和伴隨方法等。有限差分法是較常用的一類近似方法,將目標函數的計算視為“黑箱”,通過選取適當的步長能夠達到較高精度,經常作為對照以驗證其他方法的梯度求解精度。復變量法同樣基于泰勒展開發展而來,區別在于其對變量施加復數擾動,無需選擇步長,僅需一次函數計算即可得出具有二階精度的一階導數。這兩種方法的計算量隨著設計變量數目的增加而直線上升,對于精細化大規模優化問題,梯度的計算成本非常高。當設計變量數目明顯大于目標函數和約函數等輸出變量的數量時,采用伴隨方法能夠高效地開展目標函數梯度的計算。Pironneau[19]最早將伴隨方法應用于流體力學領域的幾何最優問題。Jameson等[20-21]則最先將伴隨方法推廣應用于勢流和無粘流動的氣動優化設計。伴隨方法是基于最優控制理論而提出,在流動控制方程基礎上,通過引入伴隨變量,使得在梯度求解的過程中目標函數等的變分與流動變量無關,因此無需單獨擾動每一個設計變量,能夠以與一次流場數值模擬相近的計算成本得出目標函數等輸出量關于所有設計變量的一階導數,使得梯度的計算效率得以極大提升。得益于效率優勢,基于伴隨方法的梯度優化方法在飛行器設計領域得到了快速發展和廣泛應用。

對于基于高精度CFD計算的復雜外形大規模優化設計問題而言,梯度優化器與伴隨方法的結合被證明是十分有效的手段[22]。然而伴隨方法與流場求解器耦合程度高,對于高速飛行狀態且需考慮復雜流動效應的氣動外形優化設計問題,相關研究較少,實際應用有限。

3.3 全局優化算法與代理模型技術

全局優化算法[23]通常是通過模擬自然現象或過程而開發的算法,不需要目標函數的梯度信息,且不要求設計空間具備連續性和可微性,算法可移植性和魯棒性較強,理論上可以達到全設計空間最優解,應用廣泛。常見的全局優化算法包括:遺傳算法(GA)、模擬退火算法(SA)、粒子群算法(PSO)、蟻群算法、禁忌搜索算法和引力搜索算法(GSA)等。這些算法的共同特點是:由一個或數個群體初始化,每個個體表示一個解,均需進行適應度的計算,在迭代過程中應用算法原理,并保有一定的隨機性使算法具有一定跳出局部最優的能力。全局優化算法能夠處理不同類別的目標和約,因而應用范圍更廣。

對于變量較多和采用高精度CFD數值模擬的氣動優化設計問題,采用全局算法尋優需要大量迭代及目標函數計算模塊的調用,計算量劇增。為了克服效率難題,通常采用代理模型技術構建空間擬合面,在代理模型中進行尋優,以降低用時較長的CFD求解器的調用,極大提升了全局優化算法的性能,已成為氣動優化設計領域的研究熱點之一[24]。

在氣動外形優化中,代理模型不僅是設計空間回歸的工具,還能夠指明各設計變量對目標和約函數的影響程度,以及對設計空間中需增加樣本的部位進行定位,通過代理模型的動態化,實現模型精度的不斷提升,從而逼近最優解[25-26],具體框架見圖10。在代理模型加點方面的研究成果不斷涌現[27]。近年來,深度學習與強化學習策略的應用更進一步推動了優化方法的進步和新型飛行器氣動布局的設計[28]。

圖10 代理優化算法框架[23]Fig.10 Framework of agent optimization algorithm[23]

為提升單一優化方法的性能,混合方法應運而生。一類混合方法接續使用兩種算法,利用了全局算法跳出局部最優解能力強的特點,將其優化解作為初值賦給梯度方法以二次尋優;另一類混合方法將梯度信息與全局優化流程相結合[29],以提升整體優化性能?；旌戏椒ɡ昧颂荻阮惡腿謨灮椒ǖ膬瀯?通常在優化設計中取得較好的優化效果。

4 發展建議

未來跨流域高速飛行器氣動設計具有更高升阻比、更強機動性、更高預示精度的需求,需進一步創新氣動布局設計技術,研究精細的數值計算方法,重視試驗驗證和確認,對未來發展提出以下三點建議。

4.1 高升阻比、變構型氣動布局技術

高升阻比氣動布局是跨流域高速飛行器實現遠程機動飛行的技術基礎。推進乘波設計理念的工程化應用有望進一步提高飛行器升阻比,但綜合考慮控制能力、熱防護設計等約,還需發展適用大空域寬速域全剖面飛行的高升阻比、高魯棒性的氣動布局技術。

虛擬氣動執行機構和變構型技術是值得重點關注的研究方向,該技術將改變目前高速飛行器的設計理念,實現從單一構型兼顧全速域飛行要求向變構型自主適應全速域飛行需求的轉變,解決全速自適應飛行的性能最優問題。

4.2 多專業/多物理場耦合智能設計

隨著跨流域飛行器對大空域寬速域高效飛行性能的迫切需求,飛行器氣動設計技術應在傳統設計的基礎上,發展控制技術、氣動力熱、防熱材料等多專業、多物理場耦合設計方法。針對不同類型設計需求,研究“可訓練、可學習”的跨流域高速飛行器,實現“伺機而動、因需而變”的智慧飛行。

4.3 小子樣試驗驗證的高置信度虛擬仿真技術

飛行試驗是研究高速流動物理問題的關鍵途徑,為地面試驗和數值仿真提供重要的數值基準和參考模型。地面試驗的耗資遠小于飛行試驗,具有較高的置信度,主要用來驗證虛擬仿真技術。高速氣動領域技術研究上存在很多未知因素,未來,開展地面試驗和飛行試驗仍是研究各種復雜的物理學問題和實現關鍵技術攻關的必要途徑。同時,虛擬仿真技術將在高速機動飛行器的發展中發揮更加重要的作用。必須正確協調虛擬仿真、地面試驗和飛行試驗三者之間的關系,完善和發展小子樣試驗驗證的虛擬仿真技術,提高仿真的真實性和置信度。從成本效益的角度考慮,未來高速地面試驗和飛行試驗的數量將減小,但試驗質量、效率會有大幅提升。

5 結語

本文從氣動布局設計、氣動預示和氣動布局優化三方面介紹了目前跨流域高速飛行器氣動設計的研究現狀。針對未來跨流域高速飛行器在更泛空域、更寬速域多物理場復雜流動環境下的精細化氣動布局設計需求,提出了工程實際中亟需解決的問題,明確了后續工程實際中的關注方向。氣動設計更應聚焦工程應用中發現的主要問題,開展針對性的關鍵難題集中攻關,持續完善跨流域空氣動力學理論;同時,利用先進的數值模擬方法,結合地面試驗技術驗證,不斷推動氣動設計的高水平自主創新。