黃 偉，張?zhí)焯欤?力，李世斌，安 凱，沈 洋，孟玉珊，冷俊學

(1.國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073；2.航天工程大學 宇航科學與技術系，北京 101416；3.軍事科學院 系統(tǒng)工程研究院，北京 100071)

21世紀以來，國際上針對高超聲速技術的研究如雨后春筍般涌現(xiàn)，多種型號的高超聲速飛行器不斷被披露，使其逐漸成為彰顯國防實力的大國重器。項目組在國家自然科學基金、國家重點研發(fā)計劃、湖南省杰出青年基金等項目的持續(xù)支持下，緊扣我國對吸氣式高速飛行器總體設計的重大發(fā)展需求，圍繞高超聲速飛行器內外流耦合設計與多學科設計優(yōu)化開展了深入研究，在氣動外形設計、構型防熱減阻、超燃沖壓發(fā)動機流道設計、組合推進系統(tǒng)建模、內外流一體化和多學科設計優(yōu)化等方面提出了一系列新理論、新方法和新技術，在、、、、、、等期刊發(fā)表學術論文150多篇，他引4000多次，其中8篇進入ESI前1%，出版學術專/譯著7部，獲省部級自然科學獎3項，形成了吸氣式高速飛行器總體設計優(yōu)化理論與方法體系，為國內吸氣式高速飛行器的設計和工程研制提供了有力支撐。

(1)提出了非常規(guī)高超聲速飛行器氣動設計方法

高超聲速飛行器航程的增加必須要有較大升阻比作保證，而升阻比的提高需要通過飛行器氣動布局的創(chuàng)新設計來實現(xiàn)。為此，項目組提出了基于高逼真模型的高超聲速飛行器多目標設計優(yōu)化方法和基于部分乘波的變馬赫數(shù)寬速域高超聲速飛行器氣動外形設計方法(圖1)，實現(xiàn)了寬速域范圍內飛行器構型的精細化建模和氣動性能的優(yōu)化提升。

圖1 基于乘波理論的變馬赫數(shù)高超聲速飛行器外形設計方法[2]Fig.1 Airframe design approach of the variable Mach hyper-sonic vehicle based on the waverider theory[2]

(2)提出了高超聲速飛行器防熱減阻新方案

強烈的氣動加熱效應和巨大的波阻是高超聲速流場的典型特征。為實現(xiàn)高超聲速飛行器防熱減阻一體化，項目組提出了基于流動擾動控制的跨速域減阻降熱準則，揭示了流-熱-固多場耦合機制和流場重構原理，實現(xiàn)了飛行器頭部及翼身融合區(qū)峰值熱流降低30%以上。鈍化構型前緣防熱減阻設計示意圖見圖2。

(3)提出了超燃沖壓發(fā)動機流道設計與優(yōu)化方法

超燃沖壓發(fā)動機內燃料的高效噴注混合和燃燒組織是提高推進系統(tǒng)性能的關鍵。項目組提出了基于微型渦流發(fā)生器和激勵射流的超聲速混合增強方案，揭示了混合增強機制和超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內的模態(tài)轉換與燃燒組織規(guī)律，實現(xiàn)了混合效率的提升和亞燃-超燃模態(tài)的平穩(wěn)過渡。脈沖射流與渦流發(fā)生器混合增強策略下的氫燃料分布見圖3。

圖2 鈍化構型前緣防熱減阻設計示意圖[8]Fig.2 Schematic of the heat/drag reduction design at the blunt leading edge[8]

(a) the steady jet with Pj/P∞=10.29 (b) the pulsed jet with instantaneous Pj/P∞=10.29

(c) the steady jet with Pj/P∞=17.72 (d) the pulsed jet with instantaneous Pj/P∞=17.72

(e) the steady jet with Pj/P∞=25.15 (f) the pulsed jet with instantaneous Pj/P∞=25.15圖3 脈沖射流與渦流發(fā)生器混合增強策略下的氫燃料分布[12]Fig.3 Mass distribution of the hydrogen pulsed jet behind a vortex generator in supersonic flows[12]

(4)提出了組合動力飛行器推進系統(tǒng)的熱力學建模方法

為提高飛行器寬域適應能力，使高超聲速飛行器能夠依靠自身動力系統(tǒng)完成低速到高超聲速的加速過程，必須研究和發(fā)展組合動力系統(tǒng)。項目組提出了一種考慮全工作模態(tài)的火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動機性能熱力學分析方法，揭示了起飛質量、發(fā)動機尺度和動壓對RBCC動力飛行器等動壓爬升彈道性能的影響規(guī)律，實現(xiàn)了推進系統(tǒng)與飛行彈道的耦合設計(圖4)。

圖4 RBCC發(fā)動機模型示意圖[13]Fig.4 The model of the RBCC engine coupling with the airframe[13]

(5)提出了高超聲速飛行器內外流耦合設計方法

吸氣式高超聲速飛行器的氣動和推進高度耦合，必須采用機體/推進一體化的氣動布局形式以實現(xiàn)飛行器的推阻平衡。項目組提出了高超聲速內外流一體化全乘波飛行器設計方法和激波誘燃沖壓發(fā)動機與飛行器機身一體化設計方法(圖5)，實現(xiàn)了飛行器外形/發(fā)動機的高度融合和飛行器的推阻平衡，減輕了發(fā)動機結構重量。

(6)發(fā)展了高超聲速飛行器多學科設計優(yōu)化(MDO)理論

高超聲速飛行器是多學科耦合的復雜系統(tǒng)，每個分系統(tǒng)的設計優(yōu)化均會受到其他分系統(tǒng)的約束。因此，需要采用多學科設計優(yōu)化方法，對系統(tǒng)進行總體分析和優(yōu)化。項目組提出了一種兩層系統(tǒng)集成優(yōu)化的MDO策略(圖6)，揭示了飛行器各分系統(tǒng)內部及相互之間復雜的參數(shù)耦合機制，實現(xiàn)了吸氣式寬速域巡航飛行器氣動、彈道、推進等的多學科設計優(yōu)化。

圖5 基于內外流一體化設計的全乘波飛行器壓力場仿真結果[15]Fig.5 The pressure coefficient contour around the full-body wave-ride vehicle designed based on the internal/external flow coupling design approach[15]

圖6 飛行器兩層系統(tǒng)集成優(yōu)化MDO數(shù)據(jù)流程圖[16]Fig.6 Flow chart of the Bi-level system integrated optimization process[16]

由于高超聲速飛行器對象的復雜性和研究的持續(xù)性，項目組還將在現(xiàn)有工作的基礎上繼續(xù)開展以下關鍵技術研究：

(1)進一步提高學科建模精度和分析能力

深入研究復雜三維曲面參數(shù)化建模方法，提高飛行器氣動、推進及其他學科問題分析效率和精度，揭示各學科設計參數(shù)對目標變量的影響規(guī)律。

(2)深入研究面向工程應用的優(yōu)化理論，提高優(yōu)化效率

分別開展基于伴隨方法的梯度優(yōu)化策略研究和基于代理模型的智能優(yōu)化策略研究，拓展伴隨方法的應用范圍，提高代理模型的訓練效率和可靠性，根據(jù)飛行器各學科優(yōu)化問題特點分別采取相應優(yōu)化策略。

(3)進一步提高復雜飛行系統(tǒng)多學科耦合分析能力

深入理解飛行器總體設計的總體目標，詳細梳理氣動、結構、推進、防熱、控制、彈道、隱身以及成本等諸多學科之間的內在耦合關系，建立更加實用可靠的學科關系矩陣，為MDO策略的選擇與實施奠定基礎。

(4)基于深度學習技術加速飛行器總體設計的迭代過程

整合項目組計算資源，通過數(shù)據(jù)驅動的深度學習技術減輕傳統(tǒng)CFD的求解計算負擔，建立符合工程應用、接近CFD精度的流場預測模型，開發(fā)服務于飛行器總體設計的快速分析工具。

(5)開展新型高超聲速飛行器自適應容錯控制方法研究

開展基于先進控制理論和人工智能方法的高超聲速飛行器自適應容錯控制策略和控制器的研究和設計，結合高精度飛行器動力學代理模型，建立更加真實反映不確定飛行條件對飛行器整機影響的控制環(huán)境。

(6)進一步揭示流-熱-固多物理場耦合過程中氣動力/熱/結構變形間的耦合效應

深入理解流-熱-固多場耦合問題涉及的氣動、熱、結構耦合關系，明確氣動力-結構耦合、氣動力-氣動熱耦合以及氣動熱-結構耦合之間各物理場的主要耦合變量，揭示高超聲速流動氣動加熱與結構傳熱的復雜耦合機理。通過構建多場耦合仿真框架，得到結構溫度場和應力/應變場，探討不同物理場相互作用時的三維效應，進一步揭示外流場波系結構和近壁面溫度變化之間的相互作用規(guī)律，為高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)設計提供可靠的參考依據(jù)。