黃 偉，張?zhí)焯?，?力，李世斌，安 凱，沈 洋，孟玉珊，冷俊學(xué)

(1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073；2.航天工程大學(xué) 宇航科學(xué)與技術(shù)系，北京 101416；3.軍事科學(xué)院 系統(tǒng)工程研究院，北京 100071)

21世紀(jì)以來，國際上針對(duì)高超聲速技術(shù)的研究如雨后春筍般涌現(xiàn)，多種型號(hào)的高超聲速飛行器不斷被披露，使其逐漸成為彰顯國防實(shí)力的大國重器。項(xiàng)目組在國家自然科學(xué)基金、國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃、湖南省杰出青年基金等項(xiàng)目的持續(xù)支持下，緊扣我國對(duì)吸氣式高速飛行器總體設(shè)計(jì)的重大發(fā)展需求，圍繞高超聲速飛行器內(nèi)外流耦合設(shè)計(jì)與多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化開展了深入研究，在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、構(gòu)型防熱減阻、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)、組合推進(jìn)系統(tǒng)建模、內(nèi)外流一體化和多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化等方面提出了一系列新理論、新方法和新技術(shù)，在、、、、、、等期刊發(fā)表學(xué)術(shù)論文150多篇，他引4000多次，其中8篇進(jìn)入ESI前1%，出版學(xué)術(shù)專/譯著7部，獲省部級(jí)自然科學(xué)獎(jiǎng)3項(xiàng)，形成了吸氣式高速飛行器總體設(shè)計(jì)優(yōu)化理論與方法體系，為國內(nèi)吸氣式高速飛行器的設(shè)計(jì)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(dòng)設(shè)計(jì)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(dòng)布局的創(chuàng)新設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)。為此，項(xiàng)目組提出了基于高逼真模型的高超聲速飛行器多目標(biāo)設(shè)計(jì)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(dòng)外形設(shè)計(jì)方法(圖1)，實(shí)現(xiàn)了寬速域范圍內(nèi)飛行器構(gòu)型的精細(xì)化建模和氣動(dòng)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(shè)計(jì)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(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱效應(yīng)和巨大的波阻是高超聲速流場(chǎng)的典型特征。為實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器防熱減阻一體化，項(xiàng)目組提出了基于流動(dòng)擾動(dòng)控制的跨速域減阻降熱準(zhǔn)則，揭示了流-熱-固多場(chǎng)耦合機(jī)制和流場(chǎng)重構(gòu)原理，實(shí)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(gòu)型前緣防熱減阻設(shè)計(jì)示意圖見圖2。

(3)提出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)燃料的高效噴注混合和燃燒組織是提高推進(jìn)系統(tǒng)性能的關(guān)鍵。項(xiàng)目組提出了基于微型渦流發(fā)生器和激勵(lì)射流的超聲速混合增強(qiáng)方案，揭示了混合增強(qiáng)機(jī)制和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的模態(tài)轉(zhuǎn)換與燃燒組織規(guī)律，實(shí)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(qiáng)策略下的氫燃料分布見圖3。

圖2 鈍化構(gòu)型前緣防熱減阻設(shè)計(jì)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(qiáng)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(dòng)力飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的熱力學(xué)建模方法

為提高飛行器寬域適應(yīng)能力，使高超聲速飛行器能夠依靠自身動(dòng)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(dòng)力系統(tǒng)。項(xiàng)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(dòng)機(jī)性能熱力學(xué)分析方法，揭示了起飛質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)尺度和動(dòng)壓對(duì)RBCC動(dòng)力飛行器等動(dòng)壓爬升彈道性能的影響規(guī)律，實(shí)現(xiàn)了推進(jìn)系統(tǒng)與飛行彈道的耦合設(shè)計(jì)(圖4)。

圖4 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)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(nèi)外流耦合設(shè)計(jì)方法

吸氣式高超聲速飛行器的氣動(dòng)和推進(jìn)高度耦合，必須采用機(jī)體/推進(jìn)一體化的氣動(dòng)布局形式以實(shí)現(xiàn)飛行器的推阻平衡。項(xiàng)目組提出了高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計(jì)方法和激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器機(jī)身一體化設(shè)計(jì)方法(圖5)，實(shí)現(xiàn)了飛行器外形/發(fā)動(dòng)機(jī)的高度融合和飛行器的推阻平衡，減輕了發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量。

(6)發(fā)展了高超聲速飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化(MDO)理論

高超聲速飛行器是多學(xué)科耦合的復(fù)雜系統(tǒng)，每個(gè)分系統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化均會(huì)受到其他分系統(tǒng)的約束。因此，需要采用多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行總體分析和優(yōu)化。項(xiàng)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(nèi)部及相互之間復(fù)雜的參數(shù)耦合機(jī)制，實(shí)現(xiàn)了吸氣式寬速域巡航飛行器氣動(dòng)、彈道、推進(jìn)等的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化。

圖5 基于內(nèi)外流一體化設(shè)計(jì)的全乘波飛行器壓力場(chǎng)仿真結(jié)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(duì)象的復(fù)雜性和研究的持續(xù)性，項(xiàng)目組還將在現(xiàn)有工作的基礎(chǔ)上繼續(xù)開展以下關(guān)鍵技術(shù)研究：

(1)進(jìn)一步提高學(xué)科建模精度和分析能力

深入研究復(fù)雜三維曲面參數(shù)化建模方法，提高飛行器氣動(dòng)、推進(jìn)及其他學(xué)科問題分析效率和精度，揭示各學(xué)科設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)目標(biāo)變量的影響規(guī)律。

(2)深入研究面向工程應(yīng)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(yīng)用范圍，提高代理模型的訓(xùn)練效率和可靠性，根據(jù)飛行器各學(xué)科優(yōu)化問題特點(diǎn)分別采取相應(yīng)優(yōu)化策略。

(3)進(jìn)一步提高復(fù)雜飛行系統(tǒng)多學(xué)科耦合分析能力

深入理解飛行器總體設(shè)計(jì)的總體目標(biāo)，詳細(xì)梳理氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)、防熱、控制、彈道、隱身以及成本等諸多學(xué)科之間的內(nèi)在耦合關(guān)系，建立更加實(shí)用可靠的學(xué)科關(guān)系矩陣，為MDO策略的選擇與實(shí)施奠定基礎(chǔ)。

(4)基于深度學(xué)習(xí)技術(shù)加速飛行器總體設(shè)計(jì)的迭代過程

整合項(xiàng)目組計(jì)算資源，通過數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的深度學(xué)習(xí)技術(shù)減輕傳統(tǒng)CFD的求解計(jì)算負(fù)擔(dān)，建立符合工程應(yīng)用、接近CFD精度的流場(chǎng)預(yù)測(cè)模型，開發(fā)服務(wù)于飛行器總體設(shè)計(jì)的快速分析工具。

(5)開展新型高超聲速飛行器自適應(yīng)容錯(cuò)控制方法研究

開展基于先進(jìn)控制理論和人工智能方法的高超聲速飛行器自適應(yīng)容錯(cuò)控制策略和控制器的研究和設(shè)計(jì)，結(jié)合高精度飛行器動(dòng)力學(xué)代理模型，建立更加真實(shí)反映不確定飛行條件對(duì)飛行器整機(jī)影響的控制環(huán)境。

(6)進(jìn)一步揭示流-熱-固多物理場(chǎng)耦合過程中氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)變形間的耦合效應(yīng)

深入理解流-熱-固多場(chǎng)耦合問題涉及的氣動(dòng)、熱、結(jié)構(gòu)耦合關(guān)系，明確氣動(dòng)力-結(jié)構(gòu)耦合、氣動(dòng)力-氣動(dòng)熱耦合以及氣動(dòng)熱-結(jié)構(gòu)耦合之間各物理場(chǎng)的主要耦合變量，揭示高超聲速流動(dòng)氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)傳熱的復(fù)雜耦合機(jī)理。通過構(gòu)建多場(chǎng)耦合仿真框架，得到結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)和應(yīng)力/應(yīng)變場(chǎng)，探討不同物理場(chǎng)相互作用時(shí)的三維效應(yīng)，進(jìn)一步揭示外流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)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(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供可靠的參考依據(jù)。