韓忠華喬建領(lǐng)丁玉臨王 剛宋筆鋒宋文萍

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 超聲速客機(jī)研究中心,西安 710072；2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 氣動(dòng)與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究所,西安 710072)

0 引 言

從近期國(guó)際航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展來(lái)看,盡管高亞聲速客機(jī)獲得了極大成功,但隨著日益增長(zhǎng)的航空運(yùn)輸需求,飛行時(shí)間過(guò)長(zhǎng)嚴(yán)重降低了遠(yuǎn)距離飛行旅客的舒適性和旅行效率,迫切需要發(fā)展飛行速度更快的客機(jī)。因此,超聲速客機(jī)成為未來(lái)民機(jī)發(fā)展的重點(diǎn)方向之一。

更快的旅行速度是人類(lèi)永恒的追求。在民用航空領(lǐng)域,超聲速客機(jī)的作用類(lèi)似于公路系統(tǒng)中的“高速公路”、鐵路系統(tǒng)中的“高鐵”。相比于傳統(tǒng)亞聲速民機(jī),超聲速客機(jī)能夠成倍地縮短飛行時(shí)間,可大幅提高旅行效率。以巡航馬赫數(shù)為2的超聲速客機(jī)為例,相同飛行距離下能比現(xiàn)有亞聲速客機(jī)節(jié)省一半以上的時(shí)間。更快的旅行速度能夠促進(jìn)世界各國(guó)在經(jīng)濟(jì)、政治、文化等領(lǐng)域的交流與合作。以中國(guó)為例,超聲速客機(jī)可大幅度縮短旅行時(shí)間,有利于形成首都100分鐘經(jīng)濟(jì)圈(圖1),顯著改善國(guó)內(nèi)旅客的出行效率。隨著中國(guó)與東盟各國(guó)、周邊國(guó)家經(jīng)濟(jì)交流的不斷深入,考慮到未來(lái)東盟經(jīng)濟(jì)貿(mào)易一體化趨勢(shì)的不斷發(fā)展,利用超聲速客機(jī)打造亞太地區(qū)200分鐘經(jīng)濟(jì)圈(圖2),加強(qiáng)同東南亞和中國(guó)周邊各國(guó)的交往,對(duì)于進(jìn)一步促進(jìn)我國(guó)經(jīng)濟(jì)可持續(xù)發(fā)展具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。另外,發(fā)展超聲速客機(jī)可以極大促進(jìn)我國(guó)同世界各國(guó)在經(jīng)濟(jì)文化等領(lǐng)域的交流與合作,形成“全球一日經(jīng)濟(jì)圈”。例如從北京到華盛頓,乘坐高亞聲速客機(jī)需要約15小時(shí),而乘坐超聲速客機(jī)可以減少到6個(gè)小時(shí),旅行效率大大提高。

圖1 首都100分鐘經(jīng)濟(jì)圈示意圖Fig.1 Sketch of 100 minutes economic circle around Beijing

圖2 亞太200分鐘經(jīng)濟(jì)圈示意圖Fig.2 Sketch of Asian-Pacific economic circle within 200 minutes

超聲速客機(jī)的研制開(kāi)始于20世紀(jì)中后期。20世紀(jì)60年代,美國(guó)、英法和前蘇聯(lián)就分別論證了超聲速客機(jī)的可行性,并啟動(dòng)了第一代超聲速客機(jī)研究計(jì)劃。20世紀(jì)70年代,“協(xié)和”號(hào)、“圖144”分別投入商業(yè)運(yùn)營(yíng)[1]。但是,由于其嚴(yán)重的聲爆問(wèn)題(“協(xié)和”號(hào)巡航階段的地面聲爆可達(dá)108 PLdB)以及耗油率高、安全性差等問(wèn)題,最終導(dǎo)致了以“協(xié)和”號(hào)為代表的第一代超聲速客機(jī)商業(yè)運(yùn)營(yíng)的失敗[2]。20世紀(jì)90年代前后,各國(guó)在吸取第一代超聲速客機(jī)失敗教訓(xùn)的基礎(chǔ)上,提出了各自的第二代超聲速客機(jī)研究計(jì)劃,其中最具代表性的是美國(guó)的HSCT(High Speed Civil Transport)計(jì)劃[3],但這些計(jì)劃僅僅停留在方案設(shè)計(jì)階段并未付諸制造。21世紀(jì)以來(lái),隨著航空科學(xué)技術(shù)的快速進(jìn)步,世界各國(guó)均掀起了新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)的研究熱潮。美國(guó)、歐洲和日本分別針對(duì)這些關(guān)鍵問(wèn)題制定了一系列研究計(jì)劃(如圖3),包括HSR(High Speed Research)計(jì)劃[4]、QSP(Quiet Supersonic Platform)計(jì)劃[4]、NEXST計(jì)劃[5]、“N＋3”計(jì)劃[6]等。以美國(guó)為例,NASA在過(guò)去15年內(nèi)至少投入18億美元的經(jīng)費(fèi)來(lái)開(kāi)展新一代超聲速客機(jī)技術(shù)的研究。此外,以波音公司和洛克希德-馬丁公司為代表的飛機(jī)制造商也在超聲速客機(jī)研究方面有大量投入。根據(jù)NASA制定的“N＋3”計(jì)劃,在10年內(nèi)美國(guó)將研制出可投入商業(yè)運(yùn)營(yíng)的小型超聲速公務(wù)客機(jī),在20年左右時(shí)間將研制出100-300座的大型超聲速客機(jī)(如表1所示)。由表1可知,新一代超聲速客機(jī)在地面聲爆強(qiáng)度、氮氧化物排放、耗油率、載客量等方面都有十分嚴(yán)格的要求。

圖3 美國(guó)、歐洲和日本關(guān)于超聲速客機(jī)的研究進(jìn)展[7]Fig.3 Research progress of supersonic transports by USA,Europe and Japan[7]

表1 NASA“N＋3”計(jì)劃中各階段超聲速客機(jī)的技術(shù)指標(biāo)要求[6]Table 1 Technical indicators of supersonic transport aircrafts in different phases of NASA's N＋3 program[6]

通過(guò)大量文獻(xiàn)的調(diào)研和詳細(xì)數(shù)據(jù)分析,特別是從國(guó)外這些主要研究計(jì)劃的深入分析,認(rèn)為新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)相比于其他種類(lèi)飛機(jī)具有一些獨(dú)特的性能要求,因此首要需要突破如下四大關(guān)鍵技術(shù):(1)聲爆預(yù)測(cè)及其抑制技術(shù)；(2)超聲速減阻技術(shù)；(3)超聲速變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)；(4)低聲爆低阻布局與綜合優(yōu)化技術(shù)。圖4給出了各關(guān)鍵技術(shù)與超聲速客機(jī)的對(duì)應(yīng)關(guān)系示意圖。本文主要對(duì)這四個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行綜述,對(duì)研究現(xiàn)狀進(jìn)行分析,并進(jìn)一步介紹西北工業(yè)大學(xué)超聲速客機(jī)研究中心在新一代超聲速客機(jī)關(guān)鍵技術(shù)方面的研究進(jìn)展。

圖4 新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)研制所面臨的四大關(guān)鍵技術(shù)瓶頸Fig.4 Key technologies of the next-generation environmentally friendly supersonic transports

1 新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)及研究現(xiàn)狀

1.1 聲爆預(yù)測(cè)及其抑制技術(shù)的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

聲爆是由飛行器在超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的激波和膨脹波系在大氣中演化并傳播到地面引起的。地面聲爆強(qiáng)度與機(jī)體周?chē)募げㄅ蛎洸ǚ植?、傳播時(shí)的大氣條件有著密切關(guān)系。較強(qiáng)的地面聲爆會(huì)嚴(yán)重影響生態(tài)環(huán)境和人類(lèi)正常的生活工作,嚴(yán)重時(shí)甚至破壞建筑物。以“協(xié)和”號(hào)超聲速客機(jī)為例,其巡航時(shí)的地面聲爆高達(dá)108 PLdB,因而被美國(guó)、馬來(lái)西亞等多個(gè)國(guó)家禁止在陸地上空作超聲速飛行。這極大地限制了超聲速客機(jī)運(yùn)營(yíng)航路規(guī)劃,削弱了市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。據(jù)了解,國(guó)際民航組織明確指出,超聲速客機(jī)的地面聲爆強(qiáng)度必須降低至可接受的標(biāo)準(zhǔn),才允許在大陸上空超聲速飛行。雖然民航組織還未給出具體的指標(biāo)要求,但NASA的“N＋3”計(jì)劃要求是聲爆水平不超過(guò)70 PLd B,而目前國(guó)際先進(jìn)水平只能達(dá)到80～85 PLd B。聲爆每降低1個(gè)分貝,都意味著聲能量的顯著降低。要達(dá)到這個(gè)要求,在技術(shù)上的差距十分顯著,新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)研制面臨巨大挑戰(zhàn)。因此,聲爆及其抑制技術(shù)應(yīng)該是其最先需要突破的核心關(guān)鍵技術(shù)。

對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆強(qiáng)度的準(zhǔn)確預(yù)測(cè),是評(píng)估和降低聲爆水平的前提。從20世紀(jì)50年代開(kāi)始,國(guó)際上針對(duì)聲爆預(yù)測(cè)開(kāi)展了系統(tǒng)性研究(如圖5),發(fā)展了多種方法(各方法的優(yōu)缺點(diǎn)如表2所示),開(kāi)發(fā)了一系列預(yù)測(cè)程序。其中,近場(chǎng)CFD計(jì)算與增廣Burgers方程相結(jié)合的方法,由于能夠比較準(zhǔn)確計(jì)算激波上升時(shí)間、且計(jì)算量相對(duì)較小,逐漸成為高精度聲爆預(yù)測(cè)的最主要方法。目前,基于增廣Burgers方程的聲爆傳播計(jì)算,已經(jīng)能夠考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、幾何聲學(xué)、風(fēng)梯度、經(jīng)典非線(xiàn)性等效應(yīng)對(duì)聲爆的影響。除上述效應(yīng)外,大氣湍流對(duì)聲爆傳播的影響也受到重視。2015年,日本Takeno等[22]用統(tǒng)計(jì)學(xué)方法將大氣邊界層內(nèi)的陣風(fēng)湍流影響加入到KZK(Khokhlove-Zabolotskaya-Kuznetsov)方程中,開(kāi)展了考慮大氣湍流影響的聲爆預(yù)測(cè)研究。在國(guó)內(nèi),從公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)看,我國(guó)對(duì)聲爆預(yù)測(cè)方面的研究開(kāi)始于2009年[23-24],西北工業(yè)大學(xué)和北京航空航天大學(xué)是最早開(kāi)展聲爆研究的單位。雖然起步較晚,但目前也取得了較大進(jìn)展。近幾年來(lái),國(guó)內(nèi)在近場(chǎng)聲爆CFD計(jì)算與基于增廣Burgers方程的遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)方面進(jìn)展迅速。西北工業(yè)大學(xué)[25-27]、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[27]、航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院[28-30]、中國(guó)航空研究院[31]、中國(guó)商飛公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心[32]等多家單位都開(kāi)展了相關(guān)研究,發(fā)展了一系列聲爆的近、遠(yuǎn)場(chǎng)預(yù)測(cè)方法,并針對(duì)AIAA聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)發(fā)布的標(biāo)模進(jìn)行了計(jì)算研究。

在對(duì)聲爆預(yù)測(cè)理論和方法開(kāi)展研究的同時(shí),聲爆抑制技術(shù)的研究也在同步進(jìn)行。聲爆抑制技術(shù)主要分兩類(lèi):主動(dòng)抑制技術(shù)和被動(dòng)抑制技術(shù)。主動(dòng)抑制技術(shù)中,以能量注入技術(shù)為代表。Zaidi[33-34]通過(guò)激光脈沖的方式向超聲速流場(chǎng)中注入能量,改變了原本的激波結(jié)構(gòu),避免飛機(jī)各部件產(chǎn)生的激波相互疊加和干擾,實(shí)現(xiàn)了降低遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆強(qiáng)度的目的。被動(dòng)抑制技術(shù)中,以靜音錐技術(shù)為代表,灣流公司[35-36]提出通過(guò)在機(jī)頭安裝若干可伸縮的圓錐體和圓柱體,能夠使機(jī)頭原本較強(qiáng)的弓形激波變?yōu)槿舾傻廊跫げ?并避免聲爆傳播過(guò)程中出現(xiàn)激波的疊加和干擾,從而達(dá)到延長(zhǎng)遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆上升時(shí)間、降低聲爆強(qiáng)度的目的。如圖6為靜音錐的結(jié)構(gòu)及其近場(chǎng)流場(chǎng)情況。在國(guó)內(nèi),針對(duì)聲爆抑制技術(shù)的研究也主要集中在能量注入和低聲爆靜音錐技術(shù)方面[37-39],探索了相關(guān)參數(shù)對(duì)聲爆抑制效果的影響規(guī)律。

圖5 國(guó)際上關(guān)于聲爆預(yù)測(cè)理論與方法研究的發(fā)展歷程(含代表性的預(yù)測(cè)軟件或程序)Fig.5 Development history of sonic-boom prediction theory and methods(including representative prediction software or codes)

表2 現(xiàn)有聲爆預(yù)測(cè)方法及其優(yōu)缺點(diǎn)Table 2 Strength and weakness of existing sonic-boom prediction methods

圖6 靜音錐構(gòu)型及其流場(chǎng)情況[40-41]Fig.6 Configuration of a low-boom quiet spike and corresponding flow field[40-41]

1.2 超聲速減阻技術(shù)的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

超聲速減阻技術(shù)是提高超聲速客機(jī)經(jīng)濟(jì)性的主要手段,是新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)的另一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。與亞聲速飛行不同,超聲速飛行時(shí)激波不可避免,因此降低激波阻力和摩擦阻力成為減阻的重點(diǎn)。

激波是將飛行器超聲速飛行時(shí)的部分能量以壓縮空氣做功的形式傳遞到大氣中,其強(qiáng)度與飛機(jī)的等效截面積分布密切相關(guān)。目前,減小激波阻力主要是通過(guò)優(yōu)化飛機(jī)的等效截面積分布或采用消波技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。優(yōu)化飛機(jī)等效截面積來(lái)降低激波阻力,主要根據(jù)超聲速面積率,即等效截面積變化平緩的飛機(jī)其激波阻力較小。而消波技術(shù)主要基于斜激波和膨脹波理論,以Busemann雙層翼技術(shù)[42-45]為代表(圖7),利用兩翼型之間的激波干涉與反射效應(yīng)來(lái)達(dá)到消除或降低激波阻力的目的。但目前該技術(shù)需要解決在非設(shè)計(jì)點(diǎn)存在的流動(dòng)“雍塞”等問(wèn)題。國(guó)內(nèi),中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院[46]和西北工業(yè)大學(xué)[47]分別開(kāi)展了Busemann雙翼的相關(guān)研究。

除激波阻力外,超聲速巡航時(shí)的摩擦阻力也不容忽視。研究表明,超聲速客機(jī)的摩阻仍然占總阻力的20%～40%,而采用自然層流技術(shù)有可能實(shí)現(xiàn)5%～10%的減阻效果,具有巨大的潛力。美國(guó)[48-50]、歐洲[51-52]、日本[53-55]均開(kāi)展了大量超聲速層流減阻技術(shù)的研究,目前已應(yīng)用于部分型號(hào)設(shè)計(jì)。例如Aerion公司的AS2[50](圖8),通過(guò)對(duì)機(jī)翼、機(jī)翼與機(jī)身結(jié)合部進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了大范圍超聲速自然層流,從而顯著降低了巡航階段的摩擦阻力。相比之下,國(guó)內(nèi)目前尚未見(jiàn)到關(guān)于超聲速層流翼型和機(jī)翼設(shè)計(jì)方面的研究報(bào)道。

圖7 Licher雙層翼布局與激波抑制技術(shù)[42-45]Fig.7 Licher biplane configuration and shock wave control technology[42-45]

圖8 Aerion公司AS2超聲速公務(wù)機(jī)的自然層流機(jī)翼設(shè)計(jì)[50]Fig.8 Natural-laminar-flow wing designed for supersonic business jet AS2 of Aerion[50]

1.3 超聲速變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

性能優(yōu)良的航空發(fā)動(dòng)機(jī)是超聲速客機(jī)能夠持續(xù)以高燃油效率進(jìn)行超聲速巡航的保證,是新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)實(shí)現(xiàn)經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性的重要支撐。雖然“協(xié)和”和“圖-144”都投入了市場(chǎng)運(yùn)營(yíng),但由于其發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率高、噪聲大、氮氧化物的排放量大等問(wèn)題,造成客機(jī)經(jīng)濟(jì)性差、環(huán)保不達(dá)標(biāo),再加上其他原因最終導(dǎo)致其退出歷史舞臺(tái)[2]。新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)應(yīng)該克服上述缺點(diǎn),其發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)該在亞聲速和超聲速飛行時(shí)都具有良好的經(jīng)濟(jì)性和推重比。目前,廣泛應(yīng)用于亞聲速飛行的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法用于超聲速飛行,而小涵道比渦扇或渦噴發(fā)動(dòng)機(jī),在起飛階段噪聲較大、亞聲速飛行時(shí)耗油率偏高、污染物的排放量較多。因此,為緩解亞聲速飛行和超聲速巡航的動(dòng)力矛盾,需要發(fā)展能夠兼顧兩者優(yōu)勢(shì)的發(fā)動(dòng)機(jī),將其作為新一代超聲速客機(jī)的動(dòng)力裝置。而變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(variable-cycle engine,VCE)由于具有能夠兼顧亞聲速巡航低油耗和超聲速巡航高推重比的優(yōu)點(diǎn),受到了廣泛關(guān)注,成為發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

伴隨著各種超聲速客機(jī)的研究計(jì)劃,國(guó)外變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制得到了長(zhǎng)足進(jìn)步。從20世紀(jì)70年代開(kāi)始,通用電氣公司(GE)就研制了從YJ101第一代變循環(huán)驗(yàn)證機(jī)到GE21、GE33(即后來(lái)的YF120,如圖9)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)[56]。羅羅公司在20世紀(jì)80年代也提出了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案,但并未投入實(shí)際應(yīng)用[57]。NASA在關(guān)于“N＋3”代超聲速客機(jī)的研究計(jì)劃[58]中,已經(jīng)將超聲速變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)作為推進(jìn)系統(tǒng)研究的重要內(nèi)容。

圖9 YF120第三代變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖[56]Fig.9 Sketch of third-generation variable-cycle engine YF120[56]

在國(guó)內(nèi),與航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)相關(guān)的各科研院所和高校都非常重視變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的研究。沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所[59]、北京航空航天大學(xué)[60]、西北工業(yè)大學(xué)[61]、南京航空航天大學(xué)[62]和空軍工程大學(xué)[63]等紛紛開(kāi)展了不同層次的分析與設(shè)計(jì)研究。但目前在公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中,還沒(méi)有關(guān)于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證機(jī)的報(bào)道。

1.4 低聲爆低阻布局及綜合優(yōu)化技術(shù)的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

低聲爆低阻布局及綜合優(yōu)化技術(shù),是發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)的又一關(guān)鍵技術(shù)。從近期國(guó)際航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)分析,由于超聲速客機(jī)的特殊性,特別是聲爆這一問(wèn)題的出現(xiàn),常規(guī)布局無(wú)法同時(shí)滿(mǎn)足低聲爆和低阻的苛刻設(shè)計(jì)要求,急需發(fā)展新的布局設(shè)計(jì)理念和設(shè)計(jì)方法以獲得滿(mǎn)足要求的布局。從聲爆來(lái)源來(lái)看,聲爆是飛機(jī)對(duì)周?chē)諝獾膲嚎s引起的,如何在兼顧氣動(dòng)性能的情況下控制氣流的壓縮形式以使遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆達(dá)到最小,成為研究的重點(diǎn)。目前,國(guó)內(nèi)外主要采用等效截面積分布的反設(shè)計(jì)方法(SGD)和聲爆/氣動(dòng)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法來(lái)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)與聲爆的權(quán)衡。

SGD方法是在20世紀(jì)70年代由Seebass、George和Darden[64-65]在線(xiàn)化聲爆預(yù)測(cè)理論的基礎(chǔ)上提出并完善的。由于聲爆F(xiàn)函數(shù)[10]包含了飛行器作為聲源的特性,通過(guò)優(yōu)化聲爆F(xiàn)函數(shù)的分布形式可以使遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆強(qiáng)度降低。然后,在此基礎(chǔ)上,根據(jù)F函數(shù)與飛機(jī)等效截面積分布的對(duì)應(yīng)關(guān)系,獲得超聲速客機(jī)的等效截面積分布。最后,通過(guò)調(diào)整飛機(jī)的外形參數(shù)來(lái)獲得最優(yōu)的等效截面積分布。該方法在20世紀(jì)末的HSCT計(jì)劃及本世紀(jì)以來(lái)的新一代超聲速客機(jī)計(jì)劃中仍有大量應(yīng)用[3]。

近年來(lái),隨著高效數(shù)值優(yōu)化算法、高精度聲爆預(yù)測(cè)以及計(jì)算流體力學(xué)的飛速發(fā)展,聲爆/氣動(dòng)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)在超聲速客機(jī)精細(xì)化設(shè)計(jì)的研究中得到了重視。其中,高效優(yōu)化算法主要為基于Adjoint的梯度方法和運(yùn)用類(lèi)似機(jī)器學(xué)習(xí)技術(shù)的代理優(yōu)化方法；高精度聲爆預(yù)測(cè)主要采用近場(chǎng)CFD計(jì)算與遠(yuǎn)場(chǎng)基于增廣Burgers方程傳播相結(jié)合的方法；高精度氣動(dòng)分析主要采用基于高分辨率、低耗散雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程的求解器。例如,2014年Rallabhandi[66]運(yùn)用基于增廣Burgers方程的伴隨方法實(shí)現(xiàn)了超聲速公務(wù)機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。2018年Kirz[67]運(yùn)用代理優(yōu)化方法開(kāi)展了美國(guó)AIAA聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)標(biāo)模的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

針對(duì)超聲速客機(jī)的低聲爆和低阻要求,國(guó)際上提出了一系列新概念布局,以大幅度改善飛機(jī)的聲爆特性。例如美國(guó)SAI的QSST[68]、美國(guó)N＋X代超聲速客機(jī)方案[6]、日本小型SST[69]、俄羅斯S-21[70]、法國(guó)Trijet超聲速公務(wù)機(jī)[70]、邁阿密大學(xué)查戈成教授提出的雙向飛翼布局[71]等,部分外形如圖10所示。值得關(guān)注的是,美國(guó)BOOM公司2016年完成了BOOM Airliner設(shè)計(jì)[72],現(xiàn)已完成低聲爆驗(yàn)證機(jī)XB-1的風(fēng)洞試驗(yàn),下一步準(zhǔn)備進(jìn)行試飛驗(yàn)證,并計(jì)劃2023年投入市場(chǎng)運(yùn)營(yíng)。2017年,Sun等[73]對(duì)當(dāng)今主要超聲速公務(wù)機(jī)的布局和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了較全面的綜述。2018年,NASA和洛馬公司完成了低聲爆驗(yàn)證機(jī)X-59 QueSST的設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)[74]。

在國(guó)內(nèi),各研究院所和高校也都相繼開(kāi)展了低阻低聲爆布局和聲爆/氣動(dòng)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的研究,尤其是在最近幾年取得了較大進(jìn)展。在低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)方面,西北工業(yè)大學(xué)發(fā)展了基于代理模型的高效優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[75]和基于本征正交分解與增廣Burgers方程的低聲爆反設(shè)計(jì)方法[76],為降低遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆強(qiáng)度提供了新思路。中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院[77]基于遺傳算法和超聲速線(xiàn)化理論及波形參數(shù)法,開(kāi)展了某公務(wù)機(jī)的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì),并對(duì)氣動(dòng)性能進(jìn)行了評(píng)估。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[78]推導(dǎo)出流場(chǎng)/聲爆的耦合伴隨方程,并開(kāi)展了超聲速公務(wù)機(jī)的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。中國(guó)航空研究院[79]開(kāi)發(fā)了超聲速民機(jī)的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái),并采用標(biāo)模進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)驗(yàn)證。

針對(duì)前文梳理的關(guān)鍵技術(shù),下文將西北工業(yè)大學(xué)的研究進(jìn)展進(jìn)行比較詳細(xì)的介紹。西北工業(yè)大學(xué)是國(guó)內(nèi)最早從事聲爆研究的單位之一,也是比較系統(tǒng)化地開(kāi)展超聲速客機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究的單位之一。因此,對(duì)西北工業(yè)大學(xué)過(guò)去10年研究工作的總結(jié)和梳理,對(duì)于國(guó)內(nèi)相關(guān)領(lǐng)域的研究具有參考意義。

圖10 國(guó)際上一些低聲爆、低阻超聲速客機(jī)布局的研究進(jìn)展概況Fig.10 Recent progress of low-boom and low-drag configurations for supersonic transport

2 西北工業(yè)大學(xué)超聲速客機(jī)研究中心研究進(jìn)展

西北工業(yè)大學(xué)自2009年起,比較系統(tǒng)地開(kāi)展了關(guān)于聲爆預(yù)測(cè)理論方法、聲爆抑制、超聲速客機(jī)布局與優(yōu)化設(shè)計(jì)、以及超聲速層流減阻技術(shù)等研究。2016年,瞄準(zhǔn)超聲速客機(jī)技術(shù)的發(fā)展前沿,依托翼型/葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室和飛行器設(shè)計(jì)國(guó)家重點(diǎn)學(xué)科,重新梳理了超聲速客機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的研究方向,并組建了超聲速客機(jī)研究中心(下文簡(jiǎn)稱(chēng)“中心”)。下文將對(duì)中心研究進(jìn)展進(jìn)行介紹。

2.1 聲爆預(yù)測(cè)理論和方法研究進(jìn)展

根據(jù)超聲速客機(jī)從概念設(shè)計(jì)到詳細(xì)設(shè)計(jì)階段對(duì)聲爆預(yù)測(cè)的不同需求,中心發(fā)展了快速預(yù)測(cè)方法和高精度預(yù)測(cè)方法?？焖兕A(yù)測(cè)方法包括簡(jiǎn)化聲爆預(yù)測(cè)方法和聲爆修正線(xiàn)化預(yù)測(cè)理論；高精度預(yù)測(cè)方法主要是近場(chǎng)CFD計(jì)算與遠(yuǎn)場(chǎng)傳播方法(波形參數(shù)法和增廣Burgers方程)相結(jié)合的方法。

基于簡(jiǎn)化預(yù)測(cè)方法,中心發(fā)展了簡(jiǎn)化聲爆預(yù)測(cè)系統(tǒng)“SSBP”[24](如圖11),并針對(duì)典型超聲速飛機(jī)開(kāi)展了聲爆特性研究。以SR-71為例,在巡航馬赫數(shù)為1.5、飛行高度為14.6 km的情況下,飛機(jī)正下方的計(jì)算的“N型波”與試驗(yàn)值對(duì)比如圖12所示。計(jì)算結(jié)果能夠初步反映“N型波”的形態(tài),在過(guò)壓量級(jí)上與試驗(yàn)值能夠良好符合。

圖11 所開(kāi)發(fā)的SSBP簡(jiǎn)化聲爆預(yù)測(cè)系統(tǒng)[24]Fig.11 Sonic-boom prediction system based on simplified prediction method(SSBP)[24]

圖12 簡(jiǎn)化聲爆預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比[24]Fig.12 Comparison of predicted sonic boom by SSBP with flight test data[24]

基于Whitham修正線(xiàn)化聲爆預(yù)測(cè)理論,本中心發(fā)展了修正線(xiàn)化理論計(jì)算近場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆波形的預(yù)測(cè)方法。針對(duì)尖錐體標(biāo)模,使用修正線(xiàn)化理論預(yù)測(cè)方法計(jì)算了在Ma1.41、模型正下方10倍模型長(zhǎng)度位置的近場(chǎng)聲爆信號(hào)。圖13給出了尖錐標(biāo)模外形級(jí)和近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比,可知計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值符合較好。

在高精度聲爆預(yù)測(cè)方法方面,中心最近發(fā)展了一套近場(chǎng)高精度CFD數(shù)值模擬與遠(yuǎn)場(chǎng)傳播方法相結(jié)合的方法。在近場(chǎng)聲爆CFD計(jì)算方面,研究團(tuán)隊(duì)發(fā)展了能夠高精度捕捉空間流場(chǎng)中激波膨脹波系的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器“HUNS3D”[80]。該CFD求解器具有熵相容EC格式、E-CUSP格式等多種空間離散格式?；谠撉蠼馄?開(kāi)展了不同離散格式對(duì)近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)計(jì)算結(jié)果的影響研究[81-83],如圖14所示。在遠(yuǎn)場(chǎng)傳播方法方面,基于波形參數(shù)法發(fā)展了遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)方法[84],并采用經(jīng)驗(yàn)公式添加了激波的上升時(shí)間,開(kāi)發(fā)了“FL-BOOM”程序[85]。圖15為運(yùn)用波形參數(shù)法對(duì)LM-1021標(biāo)模的近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)進(jìn)行傳播得到的遠(yuǎn)場(chǎng)波形,通過(guò)對(duì)比可知計(jì)算結(jié)果與SBWP-1(AIAA第一屆聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì))提供的結(jié)果符合良好；基于增廣Burgers方程傳播的計(jì)算,發(fā)展了考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、風(fēng)梯度、幾何聲學(xué)、非線(xiàn)性等效應(yīng)的聲爆預(yù)測(cè)程序“bBoom”,研究了各個(gè)效應(yīng)對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)波形的影響,以及風(fēng)對(duì)聲爆影響域的影響規(guī)律,如圖16所示。

圖13 基于Whitham理論計(jì)算的壓強(qiáng)信號(hào)與實(shí)驗(yàn)比較[80]Fig.13 Comparison of predicted sonic boom based on Whitham's theory with experimental data[80]

圖14 不同空間離散格式計(jì)算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比[81-83]Fig.14 Comparison of computed near-field pressure signals using different spatial discretization schemes with experimental data[81-83]

圖15 由波形參數(shù)法得到的遠(yuǎn)場(chǎng)波形信號(hào)與SBPW2大會(huì)結(jié)果對(duì)比[80]Fig.15 Comparison of different far-field waveforms using waveform-parameter method with result of SBPW2[80]

2.2 聲爆抑制技術(shù)研究進(jìn)展

針對(duì)低聲爆靜音錐抑制技術(shù),中心嘗試開(kāi)展了靜音錐的長(zhǎng)度、級(jí)數(shù)和頭部形狀對(duì)聲爆抑制效果的影響規(guī)律研究[85-86-88]。圖17給出了不同長(zhǎng)度靜音錐的聲爆抑制效果。研究表明,靜音錐只有在其長(zhǎng)度大于某一臨界值時(shí)才具有顯著的聲爆抑制效果；當(dāng)長(zhǎng)度小于這一臨界值時(shí),靜音錐產(chǎn)生的激波在傳播過(guò)程中會(huì)與機(jī)頭的強(qiáng)弓形激波合并,無(wú)法起到聲爆抑制的作用。針對(duì)靜音錐級(jí)數(shù)的研究表明,以二級(jí)靜音錐和一級(jí)靜音錐對(duì)比為例(如圖18),二級(jí)靜音錐的初始過(guò)壓和最大過(guò)壓相對(duì)較小,聲爆的持續(xù)時(shí)間更長(zhǎng),更具有低聲爆的特征。針對(duì)靜音錐的頭部形狀研究如圖19、圖20和表3所示,結(jié)果表明不同頭部形狀的靜音錐對(duì)聲爆抑制的效果差異不大,但對(duì)靜音錐的駐點(diǎn)溫度及阻力系數(shù)有較大影響。

圖16 增廣Burgurs方程中不同效應(yīng)對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)波形的影響(bBoom程序)Fig.16 Comparison of far-field waveforms based on Burgers equation solutions considering different effects(bBoom code)

圖17 不同長(zhǎng)度靜音錐的聲爆抑制效果Fig.17 Sonic-boom reduction effects of quiet spikes with different length

圖18 不同級(jí)數(shù)的靜音錐對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆波形的影響Fig.18 Influences of different number of series of quiet spikes on far-field sonic-boom waveform

除此之外,中心還探索了能量注入法降低聲爆強(qiáng)度的機(jī)理,分析了注入位置、注入量、注入點(diǎn)數(shù)等對(duì)聲爆、阻力特性的影響規(guī)律[85-88-89]。利用熱阻塞模型分析得出,通過(guò)向流場(chǎng)中注入能量可以產(chǎn)生類(lèi)似靜音錐的效果(如圖21和圖22所示)。與靜音錐不同的是,該方法是通過(guò)向流場(chǎng)中主動(dòng)注入能量改變?cè)镜募げńY(jié)構(gòu),避免激波的疊加和干擾。多點(diǎn)能量注入與多級(jí)靜音錐類(lèi)似,能夠通過(guò)延長(zhǎng)遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆的持續(xù)時(shí)間、減小初始過(guò)壓值和最大過(guò)壓值來(lái)達(dá)到降低聲爆強(qiáng)度的目的。

圖19 不同頭部形狀的靜音錐示意圖Fig.19 Sketch of quiet spikes with different noses

圖20 不同頭部形狀的靜音錐對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)Fig.20 Comparison of near-field pressure signals of aircraft with quiet spikes featuring different noses

圖21 機(jī)頭下方能量注入前后的近場(chǎng)壓強(qiáng)分布對(duì)比Fig.21 Comparison of near-field pressure signals with and without energy injection under the nose

2.3 低聲爆低阻新概念布局與綜合優(yōu)化技術(shù)研究進(jìn)展

中心在該方面的研究主要分為三個(gè)方面:低聲爆布局反設(shè)計(jì)方法、高效全局的低聲爆布局優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和低聲爆、低阻新概念布局。

圖22 機(jī)頭下方能量注入對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)波形的影響Fig.22 Influence of energy injection under the nose on far-field sonic-boom waveform

表3 不同頭部形狀的靜音錐對(duì)聲爆特性、駐點(diǎn)溫度、阻力系數(shù)的影響Table 3 Influences of quiet spikes with different nose shapes on sonic boom,stagnation temperature and drag coefficient of supersonic transport aircraft

在低聲爆反設(shè)計(jì)方法方面,發(fā)展了基于SGD方法的低聲爆外形反設(shè)計(jì)方法[90]和基于CFD的低聲爆反設(shè)計(jì)方法[91],開(kāi)發(fā)了基于SGD的快速低聲爆布局反設(shè)計(jì)程序“FSGD”(如圖23)[85-92-93]。基于FSGD程序,開(kāi)展了鈍頭系數(shù)、聲爆F(xiàn)函數(shù)斜率、飛機(jī)長(zhǎng)度等SGD方法中關(guān)鍵控制參數(shù)對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)波形的影響研究。針對(duì)傳統(tǒng)SGD方法存在的聲爆與氣動(dòng)難以協(xié)調(diào)的問(wèn)題,發(fā)展了幾種改進(jìn)型的SGD方法(如圖24)。在一種多段斜率F函數(shù)反設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上,提出了新的聲爆F(xiàn)函數(shù)表達(dá)式,并應(yīng)用于低聲爆布局方案設(shè)計(jì)(如圖25)。基于CFD的低聲爆反設(shè)計(jì)方法是將遠(yuǎn)場(chǎng)波形對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)作為目標(biāo),運(yùn)用CFD技術(shù)求解空間流場(chǎng)中近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào),通過(guò)優(yōu)化手段調(diào)整外形參數(shù),來(lái)改變近場(chǎng)壓強(qiáng),并最終使其滿(mǎn)足低聲爆要求。圖26給出了低聲爆設(shè)計(jì)前后兩種方案的物面壓力云圖對(duì)比。

圖23 FSGD程序操作界面[85,92-93]Fig.23 GUI interface of FSGD software[85,92-93]

圖24 SGD反設(shè)計(jì)方法改進(jìn)前后對(duì)應(yīng)的F-函數(shù)[85,92-93]Fig.24 Original F-function and improved functions of inverse design method SGD for supersonic transports[85,92-93]

圖25 基于SGD方法的低聲爆方案[85,92-93]Fig.25 Low-boom configuration designed using SGD method[85,92-93]

圖26 基于CFD的低聲爆反射設(shè)計(jì)前后兩種方案的物面壓力云圖對(duì)比[85,92-93]Fig.26 Comparison of wall pressure distributions of original configuration and new configuration designed using SGD method[85,92-93]

在高效全局的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究方面,團(tuán)隊(duì)發(fā)展了一套基于代理模型的高效全局多目標(biāo)多約束優(yōu)化算法和程序“Surro Opt”[94-102],并發(fā)展了基于代理優(yōu)化算法的一種具有全局優(yōu)化能力的高效低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[75],其流程如圖27所示。通過(guò)簡(jiǎn)單圓錐體模型的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)實(shí)例,對(duì)比分析了該方法與遺傳算法、梯度優(yōu)化的優(yōu)化效率和優(yōu)化結(jié)果。結(jié)果表明,該方法的效率相比于遺傳算法能夠提高2個(gè)量級(jí),優(yōu)化結(jié)果相比于梯度優(yōu)化更具有全局性。之后,將該方法運(yùn)用于SBPW-1提供的翼身組合體標(biāo)模的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)中,將遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆N型波的過(guò)壓峰值減少了27.4%(如圖28-圖33所示),結(jié)果表明該方法在復(fù)雜外形低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)中具有很好的應(yīng)用潛力。

圖27 基于代理模型的低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)流程[75]Fig.27 Framework of surrogate-based lowboom optimization design[75]

在低聲爆低阻新概念布局方面,為兼顧低聲爆和高氣動(dòng)性能的要求,團(tuán)隊(duì)基于查戈成教授提出的可用于超聲速客機(jī)的雙向飛翼布局概念研究了一種超聲速客機(jī)新概念布局[103-110]。雙向飛翼布局以大展弦比狀態(tài)進(jìn)行起飛和著陸,而在超聲速巡航飛行時(shí),飛翼水平旋轉(zhuǎn)90°,以小展弦比狀態(tài)進(jìn)行超聲速飛行,如圖34。針對(duì)飛翼的阻力特性,基于FCE算法開(kāi)展了全機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)化,如圖35和圖36所示。在兼顧起飛著陸和巡航階段性能的情況下,可以通過(guò)設(shè)計(jì)升力分布,獲得滿(mǎn)足低聲爆要求的等效截面積分布。

圖28 SBPW-1機(jī)身參數(shù)化[75]Fig.28 SBPW-1 fuselage parameterization[75]

圖29 SBPW-1機(jī)翼參數(shù)化[75]Fig.29 SBPW-1 wing parameterization[75]

圖30 優(yōu)化收斂曲線(xiàn)[75]Fig.30 Convergence history[75]

2.4 超聲速層流減阻技術(shù)研究進(jìn)展

圖32 優(yōu)化前后外形對(duì)比[75]Fig.32 Comparison of geometries between baseline and optimum[75]

圖33 優(yōu)化前后等效截面積分布對(duì)比[75]Fig.33 Comparison of effective cross-section distribution between baseline and optimum[75]

圖34 雙向飛翼布局在起飛著陸、亞聲速飛行、超聲速巡航構(gòu)型轉(zhuǎn)換Fig.34 Transformation of supersonic bi-direction flying wing vehicle between take-off,landing,subsonic flight,and supersonic cruise

在超聲速層流減阻技術(shù)方面,團(tuán)隊(duì)目前開(kāi)展了基于DMD/eN方法[111-112]、γ-Reθt的超聲速轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法研究[113],發(fā)展了具有轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)功能的RANS方程求解器“PMNS3D”[114]。圖37為耦合轉(zhuǎn)捩自動(dòng)判斷的RANS方程求解流程。以高超聲速雙楔流動(dòng)為例,在馬赫數(shù)為8.1、雷諾數(shù)為3.8×106和迎角為0°的情況下,對(duì)比分析了基于γ-Reθt和基于DMD/eN的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法,雙楔幾何外形和兩種方法轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測(cè)結(jié)果如圖38所示,結(jié)果表明兩種方法的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值符合良好。之后,將兩種方法應(yīng)用于自主設(shè)計(jì)的兼顧跨聲速和高超聲速流動(dòng)特性的NPUHyper-04翼型中[115],如圖39所示?？梢钥闯鰞烧哂?jì)算的上表面轉(zhuǎn)捩位置差異較小,但下表面計(jì)算結(jié)果差異較大,需要開(kāi)展進(jìn)一步研究。

圖35 雙向飛翼優(yōu)化前后上表面壓力云圖Fig.35 Comparison of upper wall pressure contour between baseline and optimal bi-direction flying wings

圖36 Ma＝2.0時(shí)雙向飛翼優(yōu)化前后極曲線(xiàn)對(duì)比Fig.36 Comparison of polar curves of bi-direction flying wings at Ma＝2.0 between baseline and optimal configuration

圖37 耦合轉(zhuǎn)捩自動(dòng)判斷的RANS方程求解器“PMNS3D”流程圖Fig.37 Flowchart of flow solver“PMNS3D”with automatic transition prediction methods

圖38 基于γ-Reθt和基于DMD/e N方法的高超聲速雙楔流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig.38 Comparison of hypersonic transition prediction results for a double wedge usingγ-Reθt and DMD/e N methods

3 總結(jié)與展望

本文梳理出了發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)首先需要突破的四大關(guān)鍵技術(shù),并概述了國(guó)內(nèi)外在相關(guān)研究領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀。此外,還比較詳細(xì)地介紹了西北工業(yè)大學(xué)近10年來(lái)在聲爆預(yù)測(cè)理論與方法、聲爆抑制、低聲爆低阻外形布局與綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)、超聲速層流減阻技術(shù)方法的研究進(jìn)展。

針對(duì)發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)急需突破的關(guān)鍵科學(xué)與技術(shù)問(wèn)題,我們認(rèn)為未來(lái)需要重點(diǎn)研究的方向包括(但不僅限于):

1)發(fā)展考慮真實(shí)大氣條件的遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆精細(xì)化預(yù)測(cè)方法。在近場(chǎng)聲爆信號(hào)的CFD計(jì)算方面,研究適用于捕捉空間激波膨脹波系的網(wǎng)格/自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)、激波捕捉高精度格式和離散方法等。在遠(yuǎn)場(chǎng)傳播方面,研究基于考慮大氣旋度、湍流效應(yīng)的增廣Burgers方程的聲爆傳播方法。同時(shí),為準(zhǔn)確驗(yàn)證聲爆預(yù)測(cè)方法的可信度,開(kāi)展聲爆預(yù)測(cè)方法的驗(yàn)證與確認(rèn)研究、風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)研究也十分必要。

圖39 基于γ-Reθt和DMD/e N的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法計(jì)算的物面摩擦阻力系數(shù)對(duì)比[116]Fig.39 Comparison of friction coefficient distributions obtained by usingγ-Reθt and DMD/e N methods

2)發(fā)展聲爆抑制技術(shù)和新概念布局設(shè)計(jì)方法。在聲爆抑制方面,研究對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)影響較小的主動(dòng)或被動(dòng)聲爆抑制技術(shù)。在新概念布局設(shè)計(jì)方面,運(yùn)用SGD方法、基于CFD的反設(shè)計(jì)方法或基于本征正交分解的反設(shè)計(jì)方法研究兼顧氣動(dòng)特性、聲爆特性的新概念布局方案。

3)發(fā)展精度高且穩(wěn)健的超聲速轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法與超聲速層流翼型/機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)。將eN方法、γ-Reθ方法以及DMD方法相結(jié)合,發(fā)展適用于超聲速流動(dòng)的混合轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型。

4)發(fā)展激波抑制減阻技術(shù)。開(kāi)展等離子體控制的主動(dòng)激波抑制技術(shù)研究和Licher雙層翼波阻抑制技術(shù)研究,重點(diǎn)突破雙層翼布局中出現(xiàn)的流動(dòng)“雍塞”等問(wèn)題。

5)發(fā)展針對(duì)復(fù)雜超聲速客機(jī)外形的高效全局的氣動(dòng)/聲爆綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。在綜合優(yōu)化過(guò)程中,需發(fā)展高效的大規(guī)模網(wǎng)格的變形方法、高維全局的代理優(yōu)化理論與方法、多學(xué)科優(yōu)化理論與方法等。

6)開(kāi)展?jié)M足飛行器全包線(xiàn)推力需求的變循環(huán)發(fā)動(dòng)技術(shù)研究。研究發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)的平穩(wěn)轉(zhuǎn)換技術(shù)、高速風(fēng)扇穩(wěn)定性技術(shù)等。