導(dǎo)讀：中國有句俗話：“一層窗戶紙，一捅就破”。在飛行器氣動設(shè)計(jì)中總會遇到一些技術(shù)難點(diǎn)，想從氣動專業(yè)的角度，通過多年的設(shè)計(jì)、試驗(yàn)、仿真經(jīng)驗(yàn)，跟各位老師、專家探討交流一下直接的體會感受，一起來“捅破這層窗戶紙”。

樊老師?仿真秀優(yōu)秀講師，西北工業(yè)大學(xué)流體力學(xué)碩士畢業(yè)，高級工程師，從事飛機(jī)氣動布局9年，從事運(yùn)載火箭氣動力熱4年；擅長飛行器流體仿真，布局設(shè)計(jì)，尤其擅長非定常流動。

二、飛行器的氣動布局設(shè)計(jì)流程的變化

傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)模式在明確飛行器指標(biāo)的前提下，基于工程經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)出多種不同形式的氣動外形，該外形特征尺寸不脫離實(shí)際工程，同時涵蓋外形設(shè)計(jì)約束，利用工程算法進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì)，在確定初步方案可行的基礎(chǔ)上，風(fēng)洞試驗(yàn)介入設(shè)計(jì)流程。

圖1?飛行器氣動布局設(shè)計(jì)流程

復(fù)雜外形飛行器為了控制成本，應(yīng)盡早地掌握產(chǎn)品將具有的性能，意味著需要盡可能早的設(shè)計(jì)階段進(jìn)行高保真度的幾何數(shù)模和CFD模擬。

圖2 高保真設(shè)計(jì)對設(shè)計(jì)流程的影響

三、氣動設(shè)計(jì)實(shí)戰(zhàn)案例 1、與空氣跳舞的蘇-27戰(zhàn)斗機(jī) 最終成為蘇-27設(shè)計(jì)方案的醞釀是一個漫長和艱難的過程，然而最終的結(jié)果卻充分證明，它的設(shè)計(jì)者們在堅(jiān)持追求新思路，并將它們綜合成一個實(shí)用設(shè)計(jì)的努力是十分正確的。

蘇-27原型機(jī)顯示出幾個缺點(diǎn)，但基本方案卻展示出是有前途的。隨后是一段復(fù)雜的試驗(yàn)和研制階段，其中至少涉及10 架原型機(jī)。

圖3?方案階段，新型布局與常規(guī)布局的PK

為根本解決T-10 的問題，對飛機(jī)進(jìn)行了全面的再設(shè)計(jì)，完全更新后的T-10S于1981年4月20日作了首飛。

圖4 T10-S:蘇-27真正的原型機(jī)

圖5 T10-S:性能的真正提升

從蘇-27布局設(shè)計(jì)的演化，我們可以看到它的思路：不斷引進(jìn)未來可能的新技術(shù)，布局方案快速優(yōu)化，通過十幾架原型機(jī)試飛，暴露問題，改進(jìn)方案。馬斯克現(xiàn)在的Space X不正是這樣的設(shè)計(jì)思路？ 2、航區(qū)回收的可回收火箭氣動布局 ? ? 與Falcon-9火箭返場回收不同，重型火箭的航區(qū)回收對射程亦有要求。首先分析下，新格倫與重型火箭的氣動布局，再談一下現(xiàn)在流行的柵格舵設(shè)計(jì)。

從圖7中可以看到，質(zhì)心在G4及以后，超音速下存在平衡迎角。以G3位置為例，0°和20°，阻力增量51%。從圖8中，我們可以看出，G3位置，平衡迎角，0°和30°，阻力增量140%。

結(jié)合無邊條布局?jǐn)?shù)據(jù)，可以得到邊條的意義：

（1）無邊條箭體存在平衡迎角時，增大箭體平衡迎角；

（2）無邊條箭體不存在平衡迎角時，獲得一個大于0°的平衡迎角。

圖6 復(fù)刻的新格倫火箭外形

圖7?“新格倫”氣動特性 ?

圖8 復(fù)刻星艦超重氣動布局

圖9 “超重”超音速下氣動特性

近年火熱的柵格舵，如何設(shè)計(jì)？

首先需要確定作用在柵格舵上的載荷，總體布局約束下的外形尺寸往往是給定的。

圖10?柵格舵的主要形式，框架式、正置蜂窩式與斜置蜂窩式

當(dāng)給定柵格數(shù)n時，可得到和與的線性關(guān)系，因?yàn)榈闹凳遣蛔兊?，即?.414n：

對于某一些n值，這些變化關(guān)系見圖11。

當(dāng)迎風(fēng)曲線進(jìn)行弧度處理后，可以大大降低熱流密度，最多可達(dá)50%。

圖11?柵格舵參數(shù)關(guān)系圖

圖12?柵格舵表面網(wǎng)格及空間流場

四、設(shè)計(jì)手段—試驗(yàn)與CFD仿真

1、試驗(yàn)與CFD缺一不可

對于復(fù)雜構(gòu)型飛行器，試驗(yàn)數(shù)據(jù)仍是目前確定飛行器的基礎(chǔ)和依據(jù)。地面的高低速風(fēng)洞試驗(yàn)是氣動力設(shè)計(jì)中的主要內(nèi)容之一。

現(xiàn)代復(fù)雜氣動布局飛行器的研制過程已然證明，有效使用CFD方法可以大量節(jié)省設(shè)計(jì)經(jīng)費(fèi)、縮短研制周期。

2、試驗(yàn)的不可或缺性：CFD模擬能力尚有不足

通過圖14，我們可以看出，在CFD技術(shù)工程上已然十分成熟的今天，型號上的風(fēng)洞試驗(yàn)絲毫未見減少。

圖14?美國飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)時間

風(fēng)洞試驗(yàn)的不可取代，亦是由目前CFD對一些工況模擬的不準(zhǔn)或者模擬代價極大決定的。舉幾個例子： （1）飛行器起降構(gòu)型，或稱高升力構(gòu)型的氣動特性，尤其表現(xiàn)在力矩上，CFD與風(fēng)洞試驗(yàn)差異較大。

（2）大迎角下，接近時，CFD計(jì)算值低于風(fēng)洞試驗(yàn)值。

圖15?大迎角CFD與試驗(yàn)對比曲線

（3）非定常脈動的仿真，LES或者DES，耗費(fèi)的計(jì)算資源及周期遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于風(fēng)洞試驗(yàn)。

圖16?錐柱-船-裙柱火箭外形跨音速脈動壓力流場圖

（4）由于CFD本身的模擬限制性，諸多細(xì)節(jié)與真實(shí)流場存在差異。復(fù)雜流動，如激波，旋渦的干擾、部件間流動干擾，風(fēng)洞試驗(yàn)仍是不可或缺的手段。

3、CFD使得最優(yōu)氣動布局成為可能

CFD除了可以作為“數(shù)值風(fēng)洞”使用，同時還具備風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰o法做到或極難做到的模擬能力。例如：

（1）復(fù)雜構(gòu)型氣動布局總體方案快速閉環(huán)

圖17?空射洲際彈道導(dǎo)彈系統(tǒng)

（2）部件及布局參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計(jì)

（3）多學(xué)科綜合一體化設(shè)計(jì)

（4）風(fēng)洞試驗(yàn)無法覆蓋或代價極大的工況 ?

五、設(shè)計(jì)手段—試驗(yàn)與CFD仿真

1、結(jié)構(gòu)網(wǎng)格還是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格

網(wǎng)格是影響計(jì)算結(jié)果的最大因素，不管結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，還是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，均需要有良好的節(jié)點(diǎn)（物面及空間）分布，這依賴于我們對求解區(qū)域流動的理解，這就是用同一軟件即使生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計(jì)算結(jié)果有時差異很大的原因。 ?

圖18?典型的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格

好的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，費(fèi)時費(fèi)力效果好，但非常依賴于經(jīng)驗(yàn)，在絕大部分應(yīng)用場景下，逐漸被非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格取代。但結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在物面黏性精確度高的特性，使得氣動熱仿真仍然依賴結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

圖19?各種網(wǎng)格方法適用性比較圖

2、選用何種求解器

如此多的求解器，如何選擇？各種求解器適合計(jì)算什么工況，這需要的僅僅是工程積累，勤于琢磨。而這不像CFD軟件或者程序開發(fā)者，如果沒有數(shù)學(xué)或者程序上的一些天賦，開發(fā)一個湍流模型，一個限制器，往往會被折磨的很痛苦?？諝鈩恿W(xué)的面很廣，作為布局設(shè)計(jì)工程師，重要的是選劍，并非鑄劍。

圖20?邊條與前翼引起的渦系發(fā)展

3、它不行，還是我不行

在飛行器氣動力/熱的仿真中，為什么有的工程師仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，有的工程師差異較大？無非，就是它不行，還是自己不行的問題。

它不行，講的是，自己選擇的網(wǎng)格生成工具及求解器，本身就不適合自己需要仿真模擬的工況。

我不行，指的是，工具行，自己沒掌握。舉幾個例子，生成的網(wǎng)格，邊界層不合理（不同求解器，對Y+要求也不同）；計(jì)算激波/邊界層干擾的脈動，用DES......

圖21?采用LES模型的S彎進(jìn)氣道擬序結(jié)構(gòu)圖

編輯：黃飛

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