龍海斌，劉正勝，吳裕平

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 總體氣動(dòng)研究室，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.32382部隊(duì)，北京 100072))

0 引言

在直升機(jī)研制過(guò)程中，機(jī)身氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)是飛行性能、品質(zhì)和載荷等的設(shè)計(jì)輸入，因此準(zhǔn)確地獲得機(jī)身氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)非常重要。目前主要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算兩種方法來(lái)獲得機(jī)身氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。其中風(fēng)洞試驗(yàn)方法在航空航天等領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，具有很成熟的數(shù)據(jù)修正和準(zhǔn)確性驗(yàn)證方法，因此在工程應(yīng)用領(lǐng)域有很高的可信度。但是風(fēng)洞試驗(yàn)之前需要設(shè)計(jì)和制造風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中又受到風(fēng)洞的檔期安排和測(cè)量系統(tǒng)的穩(wěn)定性等的影響，因此成本比較高，獲得機(jī)身氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)的周期相對(duì)比較長(zhǎng)。CFD計(jì)算是近幾十年來(lái)發(fā)展起來(lái)的數(shù)值模擬方法。得益于計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值模擬方法的進(jìn)步，機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算的速度越來(lái)越快，可有效地加快直升機(jī)型號(hào)的研制進(jìn)度。但是，目前尚未形成統(tǒng)一的機(jī)身氣動(dòng)特性標(biāo)準(zhǔn)CFD計(jì)算方法，CFD計(jì)算結(jié)果的驗(yàn)證與確認(rèn)是公認(rèn)的難題。針對(duì)近年來(lái)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算方面的進(jìn)展情況，本文首先介紹直升機(jī)機(jī)身計(jì)算模型的常見構(gòu)型和氣動(dòng)外形，之后分別從網(wǎng)格類型選擇、網(wǎng)格數(shù)量控制、求解方法選取和計(jì)算結(jié)果分析等方面進(jìn)行整理與分析，最后對(duì)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算未來(lái)的發(fā)展進(jìn)行展望。

1 機(jī)身模型簡(jiǎn)介

在直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算中，計(jì)算模型的氣動(dòng)外形通常與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅３忠恢?。用于理論研究和?jì)算方法驗(yàn)證的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型通常只包含機(jī)身和尾梁部分，如ROBIN機(jī)身模型、NUAA機(jī)身模型等。型號(hào)研制過(guò)程中的機(jī)身模型包含機(jī)身、主槳轂、起落架、尾梁、平尾、垂尾和尾槳轂等。其中主槳轂通常為靜止?fàn)顟B(tài)，部分機(jī)身模型的主槳轂為旋轉(zhuǎn)狀態(tài)。部分機(jī)身模型的尾槳轂上帶有尾槳葉。武裝型直升機(jī)機(jī)身模型還包含短翼或掛梁、外掛航炮、導(dǎo)彈和火箭彈等。部分直升機(jī)機(jī)身模型還帶有天線、光電吊艙等外掛物。在部分機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算模型中還包含風(fēng)洞支撐機(jī)構(gòu)，計(jì)算域的邊界為風(fēng)洞試驗(yàn)段的內(nèi)表面。

目前已經(jīng)在飛行和試飛過(guò)程中的直升機(jī)中，機(jī)身與尾梁的過(guò)渡情形大致可分為兩類：一是機(jī)身與尾梁平緩過(guò)渡，類似于ROBIN機(jī)身模型,如美國(guó)的UH-60“黑鷹”直升機(jī)、S-97共軸高速直升機(jī)、V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)以及武裝直升機(jī)等；二是尾梁比較細(xì)長(zhǎng)，或者機(jī)身尾部有艙門，如ROBIN mod7機(jī)身模型、小型無(wú)人機(jī)和運(yùn)輸直升機(jī)等。這些機(jī)身的腹部到尾梁的過(guò)渡段有比較大的流動(dòng)分離，因此壓差阻力比較大。機(jī)身模型如圖1-圖3。

圖1 ROBIN標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型

圖2 ROBIN mod7標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型(反裝)[4]

圖3 機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚5]

本文中統(tǒng)計(jì)的機(jī)身類型包括無(wú)人直升機(jī)、單旋翼運(yùn)輸直升機(jī)、單旋翼武裝直升機(jī)、共軸式直升機(jī)、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)等。按機(jī)身模型包含的部件來(lái)分，機(jī)身模型可分為簡(jiǎn)單的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型和型號(hào)光機(jī)身模型，帶槳轂、起落架和平尾等部件的機(jī)身模型，部分機(jī)身模型的槳轂為旋轉(zhuǎn)狀態(tài)。

2 網(wǎng)格類型

對(duì)流體計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分是機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算的第一步，而在網(wǎng)格劃分之前首先要選取網(wǎng)格類型。目前常用的網(wǎng)格類型有結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和上述兩者組合的混合網(wǎng)格。結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)上相當(dāng)于矩形區(qū)域內(nèi)的均勻網(wǎng)格，每一層網(wǎng)格上的節(jié)點(diǎn)數(shù)都相等。針對(duì)外形簡(jiǎn)單的流體域，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格可以生成比較好的貼體網(wǎng)格，同時(shí)求解過(guò)程中的數(shù)值耗散比較小，因此外形相對(duì)比較簡(jiǎn)單的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型流場(chǎng)計(jì)算多用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，或者進(jìn)行理論研究需要對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行精細(xì)化計(jì)算時(shí)，也采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。工程應(yīng)用中的直升機(jī)機(jī)身包含主槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件，部分機(jī)型還包含短翼和外掛武器等，難以進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，因此基本上都采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格包含四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、笛卡爾網(wǎng)格等。部分情況下在機(jī)身表面附近劃分邊界層網(wǎng)格，以進(jìn)一步提高對(duì)機(jī)身表面附近復(fù)雜流動(dòng)的模擬能力。但是劃分邊界層網(wǎng)格容易導(dǎo)致網(wǎng)格質(zhì)量降低，同時(shí)網(wǎng)格數(shù)量增長(zhǎng)很多。多塊網(wǎng)格綜合了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的優(yōu)點(diǎn)，但是各塊之間的數(shù)據(jù)傳遞存在一定的難度。在部分情況下，可以將非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格轉(zhuǎn)化為多面體網(wǎng)格，或者直接劃分得到多面體網(wǎng)格。對(duì)于相同的機(jī)身外形和計(jì)算域，多面體網(wǎng)格的數(shù)量比較少，可加快CFD計(jì)算速度。部分計(jì)算過(guò)程中需要考慮槳轂旋轉(zhuǎn)，采用嵌套網(wǎng)格方法來(lái)計(jì)算旋轉(zhuǎn)槳轂和機(jī)身周圍的流場(chǎng)。在統(tǒng)計(jì)的52個(gè)劃分網(wǎng)格的算例中，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和混合網(wǎng)格的算例數(shù)量和所占百分比如表1所示。從表中可以看出，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格占61.54%，說(shuō)明非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算中應(yīng)用比較廣泛，其中采用非結(jié)構(gòu)四面體的算例為22個(gè)。在網(wǎng)格劃分過(guò)程中ICEM軟件應(yīng)用比較多。

表1 各類型網(wǎng)格數(shù)和所占比例

針對(duì)邊界層網(wǎng)格劃分，有13個(gè)算例劃分了邊界層網(wǎng)格，占總的算例數(shù)量的1/4，說(shuō)明在直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算過(guò)程中邊界層網(wǎng)格劃分相對(duì)比較少。這是由于在直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算過(guò)程中通常帶有主槳轂、尾槳轂和起落架等部件，有比較多的拉桿等細(xì)小零件，表面形狀比較復(fù)雜，生成邊界層網(wǎng)格的難度比較大；同時(shí)，在生成邊界層網(wǎng)格時(shí)，總的網(wǎng)格數(shù)量增長(zhǎng)比較多，網(wǎng)格整體質(zhì)量變差，后續(xù)求解計(jì)算時(shí)可能難以收斂。在劃分邊界層網(wǎng)格的算例中，第一層網(wǎng)格厚度多為0.05mm或0.005mm。結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、笛卡爾網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格及其邊界層網(wǎng)格分別如圖4、圖5和圖6所示。

圖4 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖[6]

圖5 笛卡爾體網(wǎng)格示意圖[8]

圖6 非結(jié)構(gòu)及邊界層網(wǎng)格示意圖[15]

3 網(wǎng)格數(shù)量

根據(jù)CFD計(jì)算方法的基本原理，網(wǎng)格數(shù)量越多，則對(duì)流體域的劃分越細(xì)，CFD計(jì)算模擬的流動(dòng)與實(shí)際流動(dòng)的情況越接近。因此在進(jìn)行理論研究時(shí)，為了得到相關(guān)區(qū)域的流場(chǎng)細(xì)節(jié)、渦的變化情況等，通常將網(wǎng)格劃分得比較細(xì)密，網(wǎng)格數(shù)量可能達(dá)到千萬(wàn)量級(jí)。在部分精細(xì)化計(jì)算時(shí)也不考慮網(wǎng)格數(shù)量的限制。但是在實(shí)際工程應(yīng)用中，部分情況下機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算完成之后，還需要進(jìn)行旋翼/機(jī)身干擾等更復(fù)雜的流場(chǎng)計(jì)算，加上項(xiàng)目研制周期、可用計(jì)算資源等的限制，對(duì)機(jī)身計(jì)算域劃分的網(wǎng)格相對(duì)比較粗糙。在部分情況下，劃分的網(wǎng)格數(shù)量多，由于相鄰區(qū)域的疏密控制等問(wèn)題，在部分區(qū)域容易生成質(zhì)量很差的網(wǎng)格，造成計(jì)算過(guò)程中收斂速度變慢甚至難以收斂。

在各類直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算過(guò)程中，劃分的網(wǎng)格數(shù)量在幾十萬(wàn)到幾千萬(wàn)之間。在統(tǒng)計(jì)的38個(gè)公布的網(wǎng)格劃分算例中，超過(guò)1000萬(wàn)的算例有12個(gè)，約占總數(shù)的31.58%，網(wǎng)格數(shù)量在100萬(wàn)量級(jí)的占50%。各量級(jí)網(wǎng)格數(shù)和所占比例如表2所示。通常來(lái)講，計(jì)算模型的部件數(shù)量越多，則劃分的網(wǎng)格數(shù)量就相對(duì)比較多。

表2 各量級(jí)網(wǎng)格數(shù)和所占比例

部分研究人員針對(duì)同一機(jī)身模型，劃分不同的網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行氣動(dòng)特性CFD計(jì)算，以研究網(wǎng)格數(shù)量變化對(duì)CFD計(jì)算結(jié)果的影響。文獻(xiàn)[21]針對(duì)同一個(gè)計(jì)算模型，劃分了4套不同數(shù)量的網(wǎng)格。根據(jù)CFD計(jì)算結(jié)果，在劃分的網(wǎng)格數(shù)量范圍內(nèi)，機(jī)身的升力系數(shù)和阻力系數(shù)均隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加而不斷減小，見圖7。文獻(xiàn)[4]針對(duì)ROBIN mod7標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型，劃分三套不同數(shù)量的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，之后采用OVERFLOW求解器進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算，計(jì)算過(guò)程中選擇S-A湍流模型，得到的0°和-5°攻角時(shí)的阻力系數(shù)如表3所示。從表中的結(jié)果可以看出，隨著網(wǎng)格數(shù)量增加，ROBIN mod7標(biāo)準(zhǔn)機(jī)身模型的阻力系數(shù)略有減小。

圖7 網(wǎng)格數(shù)量對(duì)氣動(dòng)特性影響示意圖[21]

表3 阻力網(wǎng)格數(shù)量相關(guān)性分析[4]

4 計(jì)算方法與湍流模型

在各類直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算過(guò)程中，常用的計(jì)算方法是求解N-S方程方法。早期部分研究人員常用面元法和求解Euler方程的方法。其中面元法是通過(guò)在機(jī)身表面網(wǎng)格上布置流動(dòng)的奇點(diǎn)來(lái)求解氣動(dòng)問(wèn)題，計(jì)算結(jié)果的精度比較粗糙，目前應(yīng)用比較少。求解Euler方程的方法沒(méi)有考慮空氣的粘性，因此求解速度相對(duì)比較快，對(duì)計(jì)算資源的需求也比較少。在工程應(yīng)用中方便后續(xù)采用相同的方法對(duì)旋翼/機(jī)身干擾、旋翼/地面等復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算。但是由于沒(méi)有考慮空氣的粘性，因此不能計(jì)算空氣的摩擦阻力，對(duì)比較復(fù)雜的流動(dòng)區(qū)域也難以模擬。求解N-S方程的方法主要有雷諾平均(RANS)方法、大渦模擬(LES)方法、直接數(shù)值模擬(DNS)方法等。近年來(lái)還發(fā)展了部分混合方法，比如RANS和LES混合方法等。此外還有格子玻爾茲曼方法(LBM)等可用于機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算之中。受限于可利用的計(jì)算資源和求解周期限制等因素，目前雷諾平均(RANS)方法應(yīng)用比較廣泛，而大渦模擬(LES)、直接數(shù)值模擬(DNS)和格子玻爾茲曼方法(LBM)等在工程領(lǐng)域很少使用。在采用雷諾平均(RANS)方法求解N-S方程的過(guò)程中，需要增加方程來(lái)使得方程組封閉，即引入湍流模型。目前常用的湍流模型有零方程B-L模型、一方程S-A模型、兩方程

k

-

ε

和

k

-

ω

模型等。其中一方程S-A和兩方程

k

-

ω

湍流模型應(yīng)用比較多。在統(tǒng)計(jì)的50個(gè)采用雷諾平均(RANS)方法的算例中：采用S-A湍流模型的有22個(gè)，占44%；采用

k

-

ω

湍流模型的有20個(gè)，其中采用SST

k

-

ω

湍流模型的算例數(shù)量為13個(gè)，占26%。這是由于S-A湍流模型能給出比較準(zhǔn)確的氣動(dòng)特性結(jié)果，同時(shí)在求解過(guò)程中只增加了一個(gè)方程，求解的速度相對(duì)比較快。

表4 主要的湍流模型應(yīng)用對(duì)比

文獻(xiàn)[22]分別采用面元法和CFD計(jì)算方法計(jì)算了ROBIN機(jī)身的繞流場(chǎng)，得到了機(jī)身表面壓力系數(shù)，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，部分結(jié)果如圖8所示。其中CFD計(jì)算方法采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，求解器為CFL3D，求解過(guò)程中采用B-L湍流模型。結(jié)果表明CFD計(jì)算方法在分離流動(dòng)和粘性流動(dòng)中的模擬能力更強(qiáng)。文獻(xiàn)[23]采用ICEM軟件對(duì)ANSAT-M光機(jī)身模型進(jìn)行了以六面體為核心的四面體網(wǎng)格劃分，之中在求解N-S方程中分別采用Spalart-Allmaras(S-A), SST

k

-

ω

(SST)和改型

k

-

kl

-

ω

(TR)湍流模型，計(jì)算結(jié)果如表5所示。從表中與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況來(lái)看，SST

k

-

ω

湍流模型得到的阻力系數(shù)和升力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較接近。

圖8 0°攻角時(shí)結(jié)果對(duì)比圖[22]

表5 不同湍流模型計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

5 與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

在直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算完成之后，需要對(duì)計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性和有效性等進(jìn)行驗(yàn)證和確認(rèn)。目前主要采用與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析的方法進(jìn)行驗(yàn)證與確認(rèn)。在大部分情況下對(duì)比的是整個(gè)機(jī)身模型的力和力矩系數(shù)，部分重點(diǎn)關(guān)注位置的表面壓力系數(shù)等。在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中可以采用PIV方法測(cè)量流場(chǎng)細(xì)節(jié)，同時(shí)在CFD計(jì)算結(jié)果也能比較方便地提取出流線和渦結(jié)構(gòu)等流場(chǎng)細(xì)節(jié)信息。上述兩者可進(jìn)行比較與分析。文獻(xiàn)[24]對(duì)某常規(guī)單旋翼直升機(jī)、某無(wú)人直升機(jī)和某共軸式直升機(jī)(圖9中分別用C、W和G表示)光機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行了CFD計(jì)算，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。其中攻角和側(cè)滑角的范圍均為-16°至16°。文獻(xiàn)[25]對(duì)某常規(guī)單旋翼直升機(jī)、某無(wú)人直升機(jī)和某共軸式直升機(jī)(圖10中分別用C、W和G表示)的機(jī)身大攻角和大側(cè)滑角氣動(dòng)特性進(jìn)行了CFD計(jì)算，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。文獻(xiàn)[26]對(duì)某型武裝直升機(jī)大側(cè)滑角機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行了CFD計(jì)算，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析(圖11)。文獻(xiàn)[35]采用Helios求解器對(duì)ROBIN mod7機(jī)身表面壓力系數(shù)進(jìn)行了CFD計(jì)算。計(jì)算過(guò)程中劃分了不同的網(wǎng)格，其中：網(wǎng)格1為棱柱網(wǎng)格，數(shù)量為870萬(wàn)；網(wǎng)格2為四面體網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為2400萬(wàn)；網(wǎng)格5為棱柱網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為1550萬(wàn)。從目前CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)值的對(duì)比情況來(lái)看(圖12)，當(dāng)攻角或側(cè)滑角變化時(shí)，機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果的變化趨勢(shì)與風(fēng)洞試驗(yàn)值基本一致，但在具體數(shù)值上有一定的誤差，而且部分情況下的誤差比較大。目前CFD計(jì)算方法可實(shí)現(xiàn)0°～360°范圍內(nèi)攻角或側(cè)滑角變化時(shí)的機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算。機(jī)身表面外形變化比較平緩的區(qū)域，CFD計(jì)算得到的機(jī)身表面壓力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)值比較接近；而在主減速器整流罩尾部、機(jī)身與尾梁的過(guò)渡段等外形變化比較劇烈的區(qū)域，機(jī)身表面壓力系數(shù)的CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)值相差比較大。

圖9 光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比圖[24]

圖10 機(jī)身大攻角氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比圖[25]

圖11 機(jī)身大側(cè)滑角氣動(dòng)力CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比圖[26]

圖12 機(jī)身表面壓力系數(shù)CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比圖[35]

6 總結(jié)與討論

通過(guò)對(duì)多種類型直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性的CFD計(jì)算過(guò)程進(jìn)行整理與分析，包括網(wǎng)格類型選取、網(wǎng)格數(shù)量控制、求解方法選擇和計(jì)算結(jié)果分析等，可得出如下結(jié)論：

1)目前CFD計(jì)算方法已經(jīng)應(yīng)用到各種類型直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算之中。計(jì)算狀態(tài)的攻角和側(cè)滑角等基本上覆蓋了直升機(jī)正常飛行中的大部分狀態(tài)。大部分機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果變化趨勢(shì)一致，具有比較高的準(zhǔn)確度和可信度。

2)在機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算過(guò)程中，目前還沒(méi)有形成統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)計(jì)算方法。其中的網(wǎng)格類型選取、網(wǎng)格數(shù)量控制和求解方法的選擇等均沒(méi)有形成相對(duì)統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)方法。

3)提高機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確度需要進(jìn)行綜合考慮，僅僅增加網(wǎng)格數(shù)量或選用新的湍流模型等單個(gè)因素的改進(jìn)難以大幅度提高CFD計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確度。

未來(lái)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算的發(fā)展趨勢(shì)如下：

1)計(jì)算速度進(jìn)一步加快。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)、超級(jí)計(jì)算中心和數(shù)值模擬方法的發(fā)展，將來(lái)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算將達(dá)到一秒鐘計(jì)算一個(gè)狀態(tài)的速度量級(jí)。

2)CFD計(jì)算結(jié)果的驗(yàn)證與確認(rèn)工作進(jìn)一步發(fā)展。機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中增加部分流場(chǎng)細(xì)節(jié)方面的測(cè)量工作，同時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)段的內(nèi)表面尺寸和支撐機(jī)構(gòu)等的外形數(shù)模將進(jìn)一步公開，以便CFD計(jì)算結(jié)果有更多的參考與驗(yàn)證。

3)形成統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)計(jì)算方法。國(guó)家或行業(yè)層面將形成相對(duì)統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)指導(dǎo)規(guī)范，促進(jìn)機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)化發(fā)展。