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空气动力学研究面临的挑战和机遇

时间: 2013-07-17作者: 航空学会

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空气动力学研究面临的挑战和机遇

党铁红1  周 涛1
1.中国一航第一飞机设计研究院上海分院,上海200232)
 
摘要:近年来,航空领域的研究及技术投入逐渐减少,原因是大多数人认为,飞行器设计中需要的技术已经相当成熟。他们认为,在过去几十年里,飞机外形,尤其是运输机外形已经取得长足的发展。国际专家预测,假如在未来二十年内航空运输比目前增长三倍,那么空气动力学领域技术的发展将不能满足日益增长的容量、安全性、环境问题、经济性等的需要。因此,在传统的气动力设计、推力、结构、材料、控制以及航空电子等多学科都需要技术突破,以便将来用于飞行器设计。本文根据收集的大量信息,就今后数十年内空气动力学领域将面临的挑战和机遇进行了展望。
关键词:空气动力学;先进飞机器;流动控制;噪声控制
 
Future Challenges and Opportunities in Aerodynamics
Dang Tiehong1,Zhou Tao1
(The First Aircraft Institute of AVIC-I   Shanghai Branch, Shanghai 200232, China)
 
Abstract: Investments in aeronautics research and technology have declined substantially over the last decade, in part due to the perception that technologies required in aircraft design are fairly mature and readily available. This perception is being driven by the fact that aircraft configurations, particularly the transport aircraft, have evolved only incrementally over last several decades. If, however, one considers that the growth in air travel is expected to triple in the next 20 years, it becomes quickly obvious that the evolutionary development of technologies is not going to meet the increased demands for safety, environmental compatibility, capacity, and economic viability. Instead, breakthrough technologies will be required both in traditional disciplines of aerodynamics, propulsion, structures, materials, controls, and avionics as well as in the multidisciplinary integration of these technologies into the design of future aerospace vehicles concepts. This paper discusses challenges and opportunities in the field of aerodynamics over the next decade.
Key words: aerodynamics;advanced aircraft concepts;flow control;noise control
 
1引言
   
    航空工业,尤其是民用航空常常被认为是“成熟的工业”。因此,在过去十多年内,航空领域的投入逐渐减少。比如,美国NASA,近些年它每年得到的国会用于航空领域的研究费用逐年在减少,比以前差距不小。目前,航空工业的发展,主要是通过改进制造过程以降低成本费用,而不是应用新技术,当然,全新的B787和A380正在寻求这方面的突破。全球飞机制造商认为,一项新技术,必须应用到新的飞机型号中,这才会有利于推动技术进步与革新。
    国际专家预测,在今后二十年里,如果航空运输以三倍速度增长,那么日益增长的安全性、经济生存能力等将对飞机设计技术提出严峻的挑战。在传统气动力设计、推力、结构、材料、控制、航空电子以及应用航天器的多学科等领域必须取得技术突破。为了迎接这些挑战,必须持续投资航空工业以取得航空技术的巨大进步。
    航空技术的进步受限于人类的思想观点和对机理的认识。技术革新的推动很大程度上取决于信息技术的巨大进步。虽然信息技术可以影响许多重要领域,然而,迄今为止,航空设计工具和设计环境仍然受到限制。生产技术及其管理技术的革新,也会给未来的航空工业带来一定的影响。另外,飞机的一体化设计技术也是严重影响飞机性能提高的另一重要因素。目前,绝大多数飞机设计理念是基于“模块设计”,比如,气动设计、结构设计、推进系统设计、环境影响(辐射、噪声)等等。然而,未来的飞机设计理念都将基于信息和技术互动环境下的“一体化设计”。在这种环境下,飞机设计的全过程均综合考虑了气动、结构、推力、辐射、噪声等各方面的影响。
    目前存在的一种观点认为,航空工业,尤其是在空气动力技术方面,已经走向成熟。持这种观点的人认为,气动设计工具已经赶上了我们对流动机理的认知。这显然是错误的。其实,熟练地掌握了气动设计工具并不意味着我们对流动现象的理解已经完全成熟。目前,带有经验性的设计工具,已经成功应用于飞机设计中,而且这些工具已经得到了广泛的发展。即使有了这些设计工具,仍然存在许多流动现象未能得到很好的认识,尤其是飞行包线边缘,比如起飞、着陆状态。并且,虽然有了这些设计方法和设计工具,若要找到适当的计算模型仍然相当困难。再者,这些设计工具里存在一些较保守陈旧的经验因素,不利于设计工具性能的改进。一旦打破传统的设计理念,综合考虑流动控制、噪声控制、辐射控制、变形、弹性材料和结构等各方面的因素,那么,目前我们对流动机理的认识以及分析设计工具远远达不到要求。
    从技术观点出发,人类的首次飞行是在20世纪初,而当时并没有完全掌握飞行的机理。很难想象,如果真正完全掌握了飞行的机理,飞机设计又将会是何种结果!这就是21世纪面临的挑战。微型飞行器和行星探测飞行器就是两个实例。本文我们主要集中讨论空气动力学以及直接影响空气动力学的相关领域所面临的挑战和机遇,特别是先进飞行器概念、流动控制、噪声控制以及先进设计分析工具。
 
2 先进飞行器
 
    随着航空交通的不断发展,日益增长的安全性、可靠性、舒适性、快捷性、环保要求等给未来民用飞机提出了更高标准的要求。为了增大民用飞机的容量,飞机工业界正在发展可以容纳600名、甚至800至1000名乘客的超大型飞机。最近的研究正转向如何提高飞机运行效率,然而,这些不足以满足人们的需求。航空交通拥塞以及飞行延误给旅客带来相当大的不便。对短途旅客,无论在时间和金钱上,航空交通都不是最佳选择。21世纪的旅客需要一个集综合性、自由竞争力强、低消费、时间短等为一体的交通工具。显然,仅仅增加飞机容量将不能完全满足旅客的需要。因此,有必要发展小型以及支线飞机。为了提高航空运行效率,需要进行技术革新,发展新的技术,比如综合航行系统,可以适应全天候飞行。
    前面提到,飞机工业界已经在研发大容量的运输机。这种飞机需要相当高的燃油效率,噪声低,并且能够在常规跑道上起飞着陆。燃油效率可以通过发展新型(特别是高涵道比)发动机、高效的气动设计减小阻力、采用混合层流控制技术(HLFC)等办法得到解决。以前的研究表明,HLFC是一项减阻和提高燃油燃烧效率的可行技术。但是,如果要将其应用到大飞机、高Re数情况,还需要更深一步的研究。机体噪声是这些大型飞机需要特别关注的问题。设计师必须在以下方面开展研究,如何寻找噪声源、如何控制噪声(包括主动控制和被动控制),特别是飞机起飞着陆时的噪声。这种声学研究和气动研究一样,需要在高Re数下进行。严重影响飞机重量的另一因素是飞机增升装置的性能。一般来讲,增升装置越复杂,飞机重量越大。因此,尽量选用较少的元素(襟翼、前缘缝翼等),通过被动或主动边界层吸气吹气的方式延迟襟翼边界层的分离,这样就可以满足短距离滑跑的需要。对于流动控制技术,结构简单对于其尺寸和重量都至关重要。另外,这些技术所采用的各种装置必须满足在巡航状态下机翼表面连续光滑过渡,这样可以减小阻力、提高燃油效率。
    在发展大容量的飞机方面,也必须考虑提高飞机的性能。因此,必须减小升致阻力、尾涡的影响以及发动机尾部喷流和外流的相互干扰。这方面的例子有,翼身融合飞机、带撑杆的机翼飞机、C型机翼飞机,研究表明以上这些都可使飞机升阻比超过30。
    未来的航空工业还必须考虑到经济性、环境因素影响的高超音速运输机。超声速运输机的机翼最好是相当尖的平面形状。这种平面形状的机翼波阻低,在低Re数下,可以使机翼大面积保持层流的状态。研究表明,这种飞机在巡航状态下的升阻比可以高达40。
    为满足航空运输的要求,特别是对旅程不超过500英里的旅客,另外还要考虑的因素是私人飞行器,充分利用普通航空运输,开放空中航线,更好地利用低空领域。这些私人飞行器(小飞机、旋翼飞机)可以在任意天气条件下飞行,而不需要训练。这种飞机对发动机可靠性的要求极高。通过流动控制技术消除机翼失速,可自动起飞着陆。除了这些气动性能应考虑,还要考虑经济性,不但一小部分人可以乘坐,而且绝大多数一般普通人也可以乘坐。无人驾驶、无辐射、跑道独立、全天候等等听起来距目前很遥远,但不久的将来一定可以实现。
    在军事领域,新型飞行器,包括无人战斗机(UCAVs)和微型飞行器。如今,正在考虑无人战斗机携带武器长距离地穿过敌人疆土。无人机与有人驾驶战斗机相比,有更多优点,比如重量轻、抗过载能力强、设计简单、无需考虑安全性要求等等。但是,在气动设计方面,无人战斗机和有人驾驶战斗机有所不同,它必须考虑高性能、高精度、优良的操纵品质。
 
3 自适应流动控制
 
    对于绕复杂物体的流动,我们通常采用涡发生器、肋条、吸气、吹气等技术来模拟这些复杂流动,这些技术已经成功应用了数十年,主要集中于流动的被动控制。然而,近年来在材料、电子、微型传感器、激发等诸方面取得的进展,对三维非定常流动机理的认识不断增长,这些因素敲开了我们对宏观流动和微尺度流动进行主动控制的大门。对流动的主动控制是一个正在蓬勃发展的领域,它将给飞行器带来革命性的进步,逐渐提高气动性能,同时,会显著降低噪声和辐射。目前,主动控制和被动控制技术已经广泛应用于流动控制中,应用范围逐渐扩大。比如,控制流动分离,以加强飞机控制效率和简化高升力体结构;控制层流和湍流,以减小阻力;控制飞机表面的“有效外形”,以适应飞机性能最优(确保飞机在某一特定飞行状态下气动外形最优)。有了这些流动控制技术,可以根据飞行控制函数,任意改变飞机结构,从而大大减轻飞机重量。
    最适宜的流动控制技术应当是一个完整的封闭体系。譬如,根据流动特征自行判断所需的激发手段,从而采用相应的激发手段来实现流动控制,并且,控制的时间尺度应和所需控制效果相匹配。目前对这种控制方法的认识还处于起步阶段,若要成功发展并实现这种主动控制技术,其关键是:
    1、充分认识三维非定常流动,包括层流和湍流,附着流和分离流,以及他们在时间和空间上的模拟。
    2、包括流体力学、材料、结构和控制在内的多学科理论。
    3、微传感器和激发技术。
    如果掌握了以上这些领域的相关技术,那么无论是主动控制还是被动控制技术都将有所进步。下面简要阐述目前正在应用或即将用到的若干流动控制技术。
 
3.1 减阻流动控制
 
    设计低阻机翼的方法很多,其中一种方法是使机翼大部分区域尽量保持层流状态。这就是所谓的层流控制(LFC)。这种层流控制技术,无论在小飞机还是大飞机、亚音速还是超音速流动上都取得了重大进展。实现层流控制的方法有若干种,其中最简单的一种是自然层流控制(NFC),这种方法是控制最有利的压力分布以推迟边界层转捩。对中小型飞机,自然层流机翼通常是小后掠角(一般小于15°)。若要扩大层流区域范围,还可以采用在机翼表面吸气或冷却的办法。对于高速大后掠机翼,机翼表面的流动呈现三维性,并且边界层内展向流动不稳定,从而导致自然层流控制设计失效,单独采用控制压力分布的方法将不足以控制展向流动的不稳定性。这种情况下,通常需要采取机翼表面吸气的措施。对于高亚音速和超音速飞机,可以结合使用吸气和自然层流控制的技术,此即混合层流控制技术(HLFC)。混合层流控制技术降低了吸气装置的复杂性。这种技术已经成功应用于波音757亚音速飞行和F16-XL超音速飞行状态中。
    无论是层流控制技术,还是混合层流控制技术,它们都是靠抑制边界层内不稳定扰动的增长来推迟流动转捩。层流控制技术的另一基本方法是寻找引起不稳定扰动的扰动源并加以控制。然而,由于通过人工异相激发或同相激发方法,去除自然出现的不稳定性源相当困难,必须探寻可自行感知流动状态的控制方法。因此,具有感知能力的层流控制技术是目前有待解决的一项关键技术。一旦掌握了这项技术,那么吸气装置及其相关的系统复杂性将得到大大简化。
 
3.2 边界层分离流动控制
 
    许多流动状态下,飞机的很多部位都会出现边界层分离的现象,严重影响飞机的气动性能。涡发生器可通过诱发旋涡的方法来控制流动分离。大涡发生器用于飞机尾部来改善飞机的整个性能,而小涡发生器(小于边界层厚度的1.5倍)用于机翼来抑制流动分离,尤其是在起飞着陆时。涡发生器实质上是被动控制,无论需要与否,它都一直存在。在不需要的时候,比如在巡航状态下,它和外部流动相互干扰,形成附加的阻力。最近,正在研究一种叫主动射流涡发生器的技术,并进行了相关试验。这项技术不但可用于起飞着陆时控制流动分离,而且还能用于巡航状态下减阻,它是通过在壁面诱导滑移速度来实现的。
    射流激发装置通常是在机翼上表面阵列许多不均匀的平板,形成宽度不一的间隙。风洞实验表明,在这种间隙里可以形成类似于喷流的流动,间隙的大小由激发所需的参数决定。试验还表明,通过平板以不同频率运动来改变间隙的宽度,可形成垂直射流、沿壁面射流或沿任意角度射流,还可以诱发旋涡运动。因此,这种主动射流涡发生器是一种很有潜力的主动控制技术,有必要深入开展研究。近些年来,又出现一种叫微电机械系统(MEMS)的主动控制技术,或嵌入MEMS装置的宏观技术。
    近期,研究热点又转向微尺度压电激发装置,这种装置也可进行流动控制。这种装置的净质量流量为零,但同样可以形成射流。正是由于它具有这种特点,又被称作综合射流激发器。这种装置可以形成1 ~10m/s之间变化的速度,频率变化范围1~1000Hz。如果这种装置得到推广应用,将大大改善飞机的气动性能,譬如,在巡航状态下,在不使用传统的襟翼/缝翼装置的情况下,达到增升减阻的目的。在这个领域,今后将有待于开展如下几方面的研究:(1) 激发特性和目标流场之间的关系,(2) 射流和湍流边界层干扰的影响,(3) 激发特性和近壁面压力分布的关系,(4) 对直机翼、后掠翼产生的不利噪声带来的影响进行定量化。
 
3.3 高升力流动控制
 
    飞机起飞着陆时,通常采用传统的增升装置,在低速下提供足够大的升力。但是,这些多段装置将导致飞机重量增加,维护成本增加。若要形成高升力,必须增大机翼表面的环量。传统的增升装置是通过打开操纵面,增大机翼的有效弯度来实现高升力的。另外一种方法是,在机翼后缘上游附近开槽,进行吹气,以增大环量。其实,为增大环量,提高升力,更好的手段是非定常吹气。一些风洞实验表明,在飞机起飞着陆时,非定常吹气能有效控制流动的分离。这项技术的原理是:通过吹气,使物体壁面附近低动量流体和分离区边界高动量流体混合,把高能量的流体引进壁面附近,推迟边界层的分离,从而提高升力。相对于定常吹气,非定常吹气的手段有一定的优点:在非设计状态下,不降低飞机的性能,而达到流动控制的目的。在风洞实验中,尽管周期性吹气可形成周期性扰动,但很少采用。因此,这项技术只有研究成熟后方可应用到实际情况中去。在美国NASA 兰利实验室多段翼型风洞实验中,在后缘襟翼安装压电装置,而不采用周期性吹气装置。
 
4 噪声控制
 
    噪声控制是飞机设计中应当注意的一个十分重要的方面。为了适应国际航空运输噪声标准的规定,必须采取降低噪声的措施。NASA确定了一个目标,未来20年之内,把飞机噪声辐射在1997年基础上再降低20EPNdB。降低飞机舱内噪声,有利于提高乘客的舒适性和安全性、避免过度疲劳。若要使目前的飞机比第一代涡轮喷气客机噪声降低30dB,而不出现气动性能和推力的降低,必须采取相当大的技术革新。这些方面的技术目前还不很成熟,但有一点是勿用质疑,那就是,要想成功实现这项技术,需要在噪声的形成和传播的机理上具有较深的认识,还必须把握声学、气动、推力系统和结构之间的相互关系。下面将概述一些常见的降噪措施。
 
4.1 风扇噪声
 
    飞机的噪声来自两个方面,发动机和机体。对现代高涵道比的发动机,涡扇是噪声的主要来源。要想控制噪声,可以直接控制噪声源,即噪声传播到机舱内之前就使它在通道内衰减下来,还可以在机身安装声波吸收器。降低风扇噪声的一种常用方法是通过几何修形,减少定子—转子之间的相互干扰。另外,后缘吹气可直接影响尾迹流动特征,从而可以使噪声降低4dB。近年来,发展的主动控制技术,通过控制噪声源和传播途径也可降低噪声。其中,噪声传播途径的控制已经取得了较大成效。
 
4.2 尾喷噪声
 
    尾喷噪声是发动机推进系统噪声的又一个来源。自从二战时期,第一代涡喷发动机投入使用,尾喷噪声的降低已经取得了巨大的进展,但是起飞时的噪声依然相当大。尾喷噪声的控制是通过增强混合(使低频噪声迅速衰减)、减小喷口特征尺寸、增强出口平面的平均剪切作用(增强容易被大气吸收而削弱的高频噪声)。另外,在管口布置适当的被动控制装置也可以使噪声降低2EPNdB。
目前,降低尾喷噪声的另一方法是,通过注水来改变喷口的湍流特性。但需要注意的是,用来降噪而注射的水和其他用水需要分开。尾喷噪声的主动控制,通过非定常激发手段(喷口附近布置激发装置)也是一个很有吸引力的措施,这种方法可以使飞机在大范围飞行条件下持续保持最优气动性能。然而,采用这种方法,必须考虑在高温排气环境下激发装置的适应性。
    在亚音速飞行条件下,找到所有的尾喷噪声源,大大有利于噪声控制。目前,亚音速尾喷噪声的主要来源可能由小尺度的湍流引起。对小尺度湍流的描述,无论是实验测量还是数值计算,都存在极大的困难。在湍流谱的计算和测量方面能否取得突破性的进展,完全影响着今后尾喷噪声的理解、预测和控制。总之,只有在计算流体力学(CFD)、计算气动声学(CAA)、和湍流谱的多点测量方面的研究取得一定进步,才能真正掌握尾喷噪声的预测和控制技术。
 
4.3 机体噪声
 
    随着发动机噪声的降低不断取得成功,机体噪声便逐渐成为噪声的主要来源。机体噪声是由增升装置和起落架附近流动分离或旋涡运动的非定常性所致。流动的三维性,非定常性,表面形状对涡结构的影响等因素都给机体噪声的控制带来相当大的困难和挑战。近年来,机体噪声的控制主要集中在增升装置,尤其是襟翼附近造成的噪声。美国宇航局结合流动测量和N-S方程的数值求解,描述局部流场和远场的气动声,找出了远场和近场流动特征的关系。这些特征包括,流动分离引起的剪切层不稳定性以及剪切层卷起形成的前缘涡。找出了噪声形成的原因,就可以采取措施进行被动控制,比如多孔襟翼,噪声可降低4dB。高频峰值噪声谱是由类似于尖前缘缝翼的后缘涡脱落所导致,用同样的方法可以加以控制,前缘缝翼下表面的流动非定常分离引起的噪声可以降低5dB。
    布置类似于麦克风形状的装置,通过声学测量技术鉴别全波段噪声源,是降低机体噪声的一项重大技术突破,有必要进一步发展。机体流场的数值模拟,无论是定常还是非定常,是研究机体噪声的一个重要手段。同时,也有必要通过实验测量非定常噪声源来验证数值模拟的精确性。目前正在进行单独噪声源的鉴定和控制方面的探索,这将为以后对机体多部件干扰(比如起落架和襟翼的干扰)产生的噪声进行控制打下坚实基础。
    综上所述,根据降噪已经取得的初步成效表明,随着噪声不断地降低,要取得成效越来越困难。既然降噪是一项迫切而艰巨的任务,那么今后二十年内必须找到切实可行的新方法。
 
5 先进分析设计工具
 
    工程研究和发展的主要目的是,给新系统概念的分析设计提供新信息和工具,以满足人类的需要。这些工具不但可以用来分析问题,还应可以用于设计。分析工具和设计工具之间有所区别,分析工具用于问题的诊断,而设计工具结合分析工具用来改进现有的产品或设计新的产品。
对于飞行器,传统的设计流程大概分以下几个阶段:概念设计,初步设计,定型设计。概念设计阶段包括任务的确立和概念选型。这个阶段快速粗略地确立设计空间,并给出近似的性能预估。初步设计阶段,通过综合协调各学科需求,在给定的期限和经费限制条件下,初步完成整个设计。这个阶段,使用高精度的设计工具,以足够高的精度预估飞机性能。在定型设计阶段,进一步优化飞机性能,采用高精度的设计工具确定全部性能参数。详细设计阶段是严格按照制造和装配的要求进行的。
    在任何一个工业领域,设计重点在于,在保证产品质量的前提下,尽量降低成本,降低风险保证目标任务令人满意,缩短周期赢得市场竞争优势。在传统的设计过程中,存在两个基本缺陷。第一个缺陷是,一架飞机成本的70%~90%在设计初级阶段确定下来,而这个阶段工程数据精确度相当低,许多费用的估算相当粗略。另一个缺陷是,整个设计过程按顺序进行,导致设计周期相当长。
    为了弥补传统设计过程的缺陷,工业部门采取一体化设计(IPPD)。IPPD集产品各方面为一体,包括设计、制造、维护,因此,所有的要求在设计刚开始就已经考虑到,尤其是费用成本。可以看出,IPPD是多学科问题,在满足各项要求的前提下,使费用降到最低。IPPD的优点在于从设计的初始阶段就综合考虑了各学科高度精确的信息。为推动IPPD的进程,NASA开发了一套名叫智能综合环境(Intelligent Synthesis Environment)的应用程序。开发这套程序的基本宗旨是“让设计进程跟着设计师走”,而不是跟着设计工具走。
 
5.1 新概念和新工具
 
    在概念设计阶段,尤其是当要发展新型飞行器构型时,通常采用低精度设计工具。概念设计阶段使用的大多数设计工具都是基于前人设计积累下的经验。当要发展新型飞行器时,这些工具自然就无能为力了。在飞行包线边缘,设计人员本身存在的不足便暴露出来。由于以前积累的知识有限,设计趋向于保守。如果原有的飞行器需要改进,设计人员就必须快速开发更大设计空间的设计工具。
    实验技术的局限性,对设计者的发挥也起着重要的作用。在跨声速飞机设计中(被许多人误解为已经发展成熟的领域),在低于飞行Re数下进行风洞实验,对机翼设计起到了限制作用。在增升装置设计中(对Re数和Ma数的影响都相当敏感),同样存在这样的问题。从传统意义上讲,增升装置的设计,都是在低Re数实验下进行的,然后根据经验公式预测全尺寸飞机的性能。这将导致设计中出现保守的观念,缺乏适当的真实数据,增大了设计风险。
    不同的设计目标、不同的设计阶段,对设计工具的要求也不同。一个设计工具应当让设计进程跟着设计师走。在概念设计阶段,设计空间相当大,可变因素多而散。在初步设计阶段,可变因素可能稍少一些。从设计师的角度考虑,一个设计工具在设计中如何应用,取决于个人的把握能力。
 
5.2 设计方法
 
    设计方法可以分成以下几类,参数设计法、数学设计法、最优设计法。参数设计法用于研究不同设计变量的影响,通常是一次使一个变量变化,其余变量保持不变。显然,随着设计变量的数目增加,这种方法就不可行。而且,这种方法无法考虑各变量之间的耦合影响。最近,采用经典的统计方法,比如现代实验设计(MDOE),可以研究多变量同时变化的问题。
    数学设计法是基于设计目标和设计变量之间的数学关系式。通过反复迭代的方法,确定关系式中的未知系数。约束直接迭代表面曲线反设计方法(CDISC)是气动设计中数学设计法的一个实例,这种方法可以间接和CFD求解器耦合求解。CDISC需要建立压力分布规律和表面曲线(亚跨音速)或斜面(超音速)之间的近似关系。包括全局约束(例如展向载荷分布)在内的多重流动约束,通过反复迭代,直至满足所有要求。这种方法尽管存在许多近似,但仍然成功应用于真实飞行器外形设计中,包括带发动机短舱的机翼设计、混合层流失速短舱设计、多分量多点设计。
    数学设计法的优点在于,问题的建立容易、运行相当快、设计费用低(和计算的费用相当)。缺点在于受到目标函数的限制,这种方法必须建立目标函数和设计变量之间的数学关系。
最优设计法原理是:设计变量进行不同变化,从中寻找最优解。最常用的优化设计算法是梯度法,需要采用链式规则求出目标函数关于各设计变量的导数。这些导数可以在前处理程序里自动生成,比如ADIDOR、或复变量技术。气动设计中的梯度法研究焦点在伴随矩阵,这种方法适合于设计变量的数目大于气动约束条件数和目标函数数目的情况。
    相对单学科优化来讲,多学科优化(MDO)要复杂得多。
 
5.3 未来设计工具
 
    迄今为止,大多数气动外形的设计都没有正式考虑许多重要因素,而是在外形设计完成后,根据需要进行修正,从而使性能大打折扣。比如,发动机短舱影响、噪声控制的影响等等。为了使性能达到最优,我们必须要有先进的非传统的设计工具,可以进行发动机短舱和机身一体化设计、噪声控制设计、气动热设计、表面变形导致的流动分离控制、流动控制设计等等。这些工具必须可以根据解的收敛残差估计性能参数(升力、阻力)的精度。近年来的设计工具逐渐趋向于不确定性的优化设计,包括可靠性设计和余量设计。可靠性设计方法是指在许多不确定性因素(包括设计参数、工作环境、计算模型等)的影响下,使设计指标失败的可能性达到最低。而余量设计是指,在设计空间寻找一个区域,使在这个区域,即偏离最优点附近一定范围的区域,性能参数仍然保持有效。
 
5.4计算工具
 
    在设计中,为了降低费用,减少时间和风险,必须改善计算工具以加快设计进度、提高精度。随着精度的不断提高,数值解的不确定性边界也应该定量化。CFD算法的发展历来都是注重精度的提高。空气动力学中最大的难点在于设计空间的边界,这时为了获得精确解,快捷但精度低的设计工具将不再行之有效。因此,必须权衡精度和效率,作出合理的选择,以至于不会顾此失彼。雷诺平均N-S方程(RANS)方法最根本的改进是它能用于早期设计阶段,提高初步设计的精度。此外,非传统的外形绝非靠设计者经验所能快速获得的。
    在上世纪七、八十年代,CFD算法发展尤为迅猛,随后发展就相当缓慢。在过去的大约十五年间,RANS方程的计算速度完全受到当时计算机内存和速度的限制。当时如果想要在工作站计算、分析一个全模外形,CPU时间需要提高2到3个数量级。
    于是出现了多重网格方法。这种方法最适合用于椭圆型偏微分方程的求解,可以保证差分方程的解落在离散误差限内。对N-S方程,多重网格方法需要将控制方程分解成椭圆型、抛物型、双曲型,并给出各自等价于完全椭圆型方程的收敛速率。这种方法可以使收敛速度较目前提高两个数量级,可以为高升力体的设计充分节省时间。
    计算工具的另一重点是如何将数值解的精度定量化,换言之,就是数值解的不确定性边界。如此一来,设计者可以定量地精确预测飞行器性能指标,即使是跨声速运输机的设计,巡航阻力也可估计到10~20 counts或者整个阻力的3.5%~8%。目前的RANS程序,在偏离设计条件,比如高升力构型存在非定常大分离,不能达到这个精度。绝对精度的提高需要在时间和空间上有足够高的分辨率。即使N-S方程可以模拟全机非定常分离流,在缺乏计算机资源的条件下,依然不能模拟这些流动中的有关尺度效应。因而有必要采取措施模拟这些不能分辨的尺寸。精度提高的同时,也需要发展转捩位置的确定、自适应网格方法、误差估计、不规则几何外形的分辨率等等相关方面的理论。
    在精度和可靠性方面,CFD面临的最大挑战是精确预测分离点的位置。模拟在飞行Re数下分离流(局部分离和大面积分离)发生的时刻和位置,是当前空气动力设计遇到的最基本的困难,并给今后新的气动概念和技术(流动控制和噪声控制)带来相当大的障碍。分离点位置的准确预测关系到风洞实验的减少、设计周期的缩短。高Re数下边界层转捩和湍流模型的选择也是迫切需要解决的问题。关于非定常粘性流动机理的研究和理解,需要先进的测量技术,这也是我们所要面临的挑战。许多机理性的研究需要利用高Re数设备,比如NASA Langley实验室的国家跨声速风洞和欧洲跨声速风洞。
    目前预测转捩点位置的方法主要是经验N-factor方法,这种方法是基于线性边界层稳定性理论。这些方法需要风洞实验和飞行试验的相关数据,确定N值。既然飞行试验数据非常有限、以及大多数风洞实验数据都是在噪声环境下和非标准飞行条件下获得的,那么这种转捩点的预测方法就不是很可靠。另外,模拟流动全部变成湍流之前转捩区域的范围也十分必要。如今的许多计算程序,要么以指定转捩点模拟转捩区域、要么采用不可压流动发展起来的模型。湍流边界层的模拟都是采用代数模型、一方程模型、二方程涡粘性模型。这些模型都不能准确预测复杂流动干扰问题。代数雷诺应力模型或全雷诺应力模型是目前广为采用的模型。这些模型确实可以模拟复杂流动的干扰,但是有必要进一步研究,以得到充实、提高计算效率。在流动转捩和湍流模型方面,仍需要进一步研究,以提高数值模拟的精度和可靠性。
    获得高分辨率的解,需要发展自适应网格方法。几何特征微小的变化有时会给全局流场带来相当大的影响。例如,高涵道比发动机短舱的边条,它可以生成涡,控制后掠机翼上流动的展向发展。尽管旋涡运动的流动结构十分紧凑,仍然有必要去精确模拟它,因为它对飞机性能有巨大影响。为了给网格适当加密或加粗,自适应网格方法需要一种办法估计误差。一些研究人员采用伴随矩阵方法,在误差估计方面已经做出相当多的工作。这些误差估计方法都是基于合理的数学方法,分辨出哪部分网格对积分量(升力、阻力)误差的影响较大。计算工具里的误差估计方法应当给设计者提供定量的精度估计。
 
5.5 分析验证
 
    计算工具的用途是直接验证一项新技术或一个新型号,而不需要通过地面试验或飞行试验。这就要求计算工具可以完全预测整个飞行条件下飞行器的性能。此外,还应具备模拟多学科相互交叉的问题的能力。对于包含多学科知识的CFD技术,应用多重网格技术,可以加速收敛,提供更快的产品更新。CFD通过先进的转捩和湍流模型,可以精确地模拟流场,甚至可以根据流场特征,自动选择粘性流动区域的合适湍流模型。CFD还可以实现自适应网格生成、误差定量化、计算稳定的控制导数。
    以上所讨论的技术的最大缺陷是,任何计算方法都存在计算误差。保证CFD模拟结果的可信性,最合适、最有效的方法是与相同飞行雷诺数和飞行马赫数下各种标模的真实流动进行对比研究。
 
5.6 风洞试验
 
    随着计算工具在预测飞行器性能上重要性的日益突出,风洞试验也在不断取得进展,风洞试验不仅可以提供物理模型的高度可信的数据,而且给出各种流动现象的机理性的解释,还可以验证计算软件的可靠性。试验最好是经过简单的拓扑、推广,可以模拟全模各部件之间的相互干扰现象、流动细节。此外,在这种复杂的流动中,最好可以安装各种仪器,进行表面测量。随着物理解释的不断成熟,越来越多的流动干扰现象可以在试验中得到模拟。比如,旋涡运动的干扰、大面积分离、机翼和控制面干扰、流动控制干扰等等。而这些干扰大多都是非定常的。
    给计算软件提供的验证数据是否可靠,关键取决于风洞试验段流动的特征。在风洞中,自由来流的扰动可以影响所要研究的物理现象。因此给出不同来流速度下,模拟各种流动现象(譬如湍流转捩、局部分离等)可接受的扰动等级非常关键。
 
5 总结
 
    空气动力学未来的挑战主要是发展新型飞行器,以满足日益增长的容量、安全性、环境问题、经济性等的需要。要实现这一点,最关键的是要发展包括流动控制和噪声控制技术在内的多学科理论。而要实现流动控制和噪声控制,必须发展微传感器技术和激发技术。另外,还必须有高精度、高效率的计算软件,以模拟湍流、分离流动。发展这些技术,关键取决于我们对复杂三维非定常粘性流动的认识和控制能力。如果计算软件在预测气动性能、证实新技术等方面取得了一定的进展,那么风洞试验也应当有相应的发展,以验证数值方法的可行性。
    空气动力学技术如果在预测并控制复杂非定常流动方面取得巨大突破,那么就会诞生新一代飞行器。而要实现这一点,更关键是要在空气动力学研究领域进行更大量的资源投入。
 
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