吸气式高速飞行器内外流耦合设计与多学科设计优化

黄 伟，张天天，颜 力，李世斌，安 凯，沈 洋，孟玉珊，冷俊学

(1.国防科技大学 空天科学学院，长沙 410073；2.航天工程大学 宇航科学与技术系，北京 101416；3.军事科学院 系统工程研究院，北京 100071)

21世纪以来，国际上针对高超声速技术的研究如雨后春笋般涌现，多种型号的高超声速飞行器不断被披露，使其逐渐成为彰显国防实力的大国重器。项目组在国家自然科学基金、国家重点研发计划、湖南省杰出青年基金等项目的持续支持下，紧扣我国对吸气式高速飞行器总体设计的重大发展需求，围绕高超声速飞行器内外流耦合设计与多学科设计优化开展了深入研究，在气动外形设计、构型防热减阻、超燃冲压发动机流道设计、组合推进系统建模、内外流一体化和多学科设计优化等方面提出了一系列新理论、新方法和新技术，在、、、、、、等期刊发表学术论文150多篇，他引4000多次，其中8篇进入ESI前1%，出版学术专/译著7部，获省部级自然科学奖3项，形成了吸气式高速飞行器总体设计优化理论与方法体系，为国内吸气式高速飞行器的设计和工程研制提供了有力支撑。

(1)提出了非常规高超声速飞行器气动设计方法

高超声速飞行器航程的增加必须要有较大升阻比作保证，而升阻比的提高需要通过飞行器气动布局的创新设计来实现。为此，项目组提出了基于高逼真模型的高超声速飞行器多目标设计优化方法和基于部分乘波的变马赫数宽速域高超声速飞行器气动外形设计方法(图1)，实现了宽速域范围内飞行器构型的精细化建模和气动性能的优化提升。

图1 基于乘波理论的变马赫数高超声速飞行器外形设计方法[2]Fig.1 Airframe design approach of the variable Mach hyper-sonic vehicle based on the waverider theory[2]

(2)提出了高超声速飞行器防热减阻新方案

强烈的气动加热效应和巨大的波阻是高超声速流场的典型特征。为实现高超声速飞行器防热减阻一体化，项目组提出了基于流动扰动控制的跨速域减阻降热准则，揭示了流-热-固多场耦合机制和流场重构原理，实现了飞行器头部及翼身融合区峰值热流降低30%以上。钝化构型前缘防热减阻设计示意图见图2。

(3)提出了超燃冲压发动机流道设计与优化方法

超燃冲压发动机内燃料的高效喷注混合和燃烧组织是提高推进系统性能的关键。项目组提出了基于微型涡流发生器和激励射流的超声速混合增强方案，揭示了混合增强机制和超燃冲压发动机燃烧室内的模态转换与燃烧组织规律，实现了混合效率的提升和亚燃-超燃模态的平稳过渡。脉冲射流与涡流发生器混合增强策略下的氢燃料分布见图3。

图2 钝化构型前缘防热减阻设计示意图[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图3 脉冲射流与涡流发生器混合增强策略下的氢燃料分布[12]Fig.3 Mass distribution of the hydrogen pulsed jet behind a vortex generator in supersonic flows[12]

(4)提出了组合动力飞行器推进系统的热力学建模方法

为提高飞行器宽域适应能力，使高超声速飞行器能够依靠自身动力系统完成低速到高超声速的加速过程，必须研究和发展组合动力系统。项目组提出了一种考虑全工作模态的火箭基组合循环(RBCC)发动机性能热力学分析方法，揭示了起飞质量、发动机尺度和动压对RBCC动力飞行器等动压爬升弹道性能的影响规律，实现了推进系统与飞行弹道的耦合设计(图4)。

图4 RBCC发动机模型示意图[13]Fig.4 The model of the RBCC engine coupling with the airframe[13]

(5)提出了高超声速飞行器内外流耦合设计方法

吸气式高超声速飞行器的气动和推进高度耦合，必须采用机体/推进一体化的气动布局形式以实现飞行器的推阻平衡。项目组提出了高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法和激波诱燃冲压发动机与飞行器机身一体化设计方法(图5)，实现了飞行器外形/发动机的高度融合和飞行器的推阻平衡，减轻了发动机结构重量。

(6)发展了高超声速飞行器多学科设计优化(MDO)理论

高超声速飞行器是多学科耦合的复杂系统，每个分系统的设计优化均会受到其他分系统的约束。因此，需要采用多学科设计优化方法，对系统进行总体分析和优化。项目组提出了一种两层系统集成优化的MDO策略(图6)，揭示了飞行器各分系统内部及相互之间复杂的参数耦合机制，实现了吸气式宽速域巡航飞行器气动、弹道、推进等的多学科设计优化。

图5 基于内外流一体化设计的全乘波飞行器压力场仿真结果[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]

图6 飞行器两层系统集成优化MDO数据流程图[16]Fig.6 Flow chart of the Bi-level system integrated optimization process[16]

由于高超声速飞行器对象的复杂性和研究的持续性，项目组还将在现有工作的基础上继续开展以下关键技术研究：

(1)进一步提高学科建模精度和分析能力

深入研究复杂三维曲面参数化建模方法，提高飞行器气动、推进及其他学科问题分析效率和精度，揭示各学科设计参数对目标变量的影响规律。

(2)深入研究面向工程应用的优化理论，提高优化效率

分别开展基于伴随方法的梯度优化策略研究和基于代理模型的智能优化策略研究，拓展伴随方法的应用范围，提高代理模型的训练效率和可靠性，根据飞行器各学科优化问题特点分别采取相应优化策略。

(3)进一步提高复杂飞行系统多学科耦合分析能力

深入理解飞行器总体设计的总体目标，详细梳理气动、结构、推进、防热、控制、弹道、隐身以及成本等诸多学科之间的内在耦合关系，建立更加实用可靠的学科关系矩阵，为MDO策略的选择与实施奠定基础。

(4)基于深度学习技术加速飞行器总体设计的迭代过程

整合项目组计算资源，通过数据驱动的深度学习技术减轻传统CFD的求解计算负担，建立符合工程应用、接近CFD精度的流场预测模型，开发服务于飞行器总体设计的快速分析工具。

(5)开展新型高超声速飞行器自适应容错控制方法研究

开展基于先进控制理论和人工智能方法的高超声速飞行器自适应容错控制策略和控制器的研究和设计，结合高精度飞行器动力学代理模型，建立更加真实反映不确定飞行条件对飞行器整机影响的控制环境。

(6)进一步揭示流-热-固多物理场耦合过程中气动力/热/结构变形间的耦合效应

深入理解流-热-固多场耦合问题涉及的气动、热、结构耦合关系，明确气动力-结构耦合、气动力-气动热耦合以及气动热-结构耦合之间各物理场的主要耦合变量，揭示高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合机理。通过构建多场耦合仿真框架，得到结构温度场和应力/应变场，探讨不同物理场相互作用时的三维效应，进一步揭示外流场波系结构和近壁面温度变化之间的相互作用规律，为高超声速飞行器热防护系统设计提供可靠的参考依据。