飞行器气动设计与仿真实战案例
导读：中国有句俗话：“一层窗户纸，一捅就破”。在飞行器气动设计中总会遇到一些技术难点，想从气动专业的角度，通过多年的设计、试验、仿真经验，跟各位老师、专家探讨交流一下直接的体会感受，一起来“捅破这层窗户纸”。
樊老师 仿真秀优秀讲师，西北工业大学流体力学硕士毕业，高级工程师，从事飞机气动布局9年，从事运载火箭气动力热4年；擅长飞行器流体仿真，布局设计，尤其擅长非定常流动。
二、飞行器的气动布局设计流程的变化
传统的设计模式在明确飞行器指标的前提下，基于工程经验，设计出多种不同形式的气动外形，该外形特征尺寸不脱离实际工程，同时涵盖外形设计约束，利用工程算法进行参数化设计，在确定初步方案可行的基础上，风洞试验介入设计流程。
图1 飞行器气动布局设计流程
复杂外形飞行器为了控制成本，应尽早地掌握产品将具有的性能，意味着需要尽可能早的设计阶段进行高保真度的几何数模和cfd模拟。
图2 高保真设计对设计流程的影响
三、气动设计实战案例 1、与空气跳舞的苏-27战斗机 最终成为苏-27设计方案的酝酿是一个漫长和艰难的过程，然而最终的结果却充分证明，它的设计者们在坚持追求新思路，并将它们综合成一个实用设计的努力是十分正确的。
苏-27原型机显示出几个缺点，但基本方案却展示出是有前途的。随后是一段复杂的试验和研制阶段，其中至少涉及10 架原型机。
图3 方案阶段，新型布局与常规布局的pk
为根本解决t-10 的问题，对飞机进行了全面的再设计，完全更新后的t-10s于1981年4月20日作了首飞。
图4 t10-s:苏-27真正的原型机
图5 t10-s:性能的真正提升
从苏-27布局设计的演化，我们可以看到它的思路：不断引进未来可能的新技术，布局方案快速优化，通过十几架原型机试飞，暴露问题，改进方案。马斯克现在的space x不正是这样的设计思路？ 2、航区回收的可回收火箭气动布局 与falcon-9火箭返场回收不同，重型火箭的航区回收对射程亦有要求。首先分析下，新格伦与重型火箭的气动布局，再谈一下现在流行的栅格舵设计。
从图7中可以看到，质心在g4及以后，超音速下存在平衡迎角。以g3位置为例，0°和20°，阻力增量51%。从图8中，我们可以看出，g3位置，平衡迎角，0°和30°，阻力增量140%。
结合无边条布局数据，可以得到边条的意义：
（1）无边条箭体存在平衡迎角时，增大箭体平衡迎角；
（2）无边条箭体不存在平衡迎角时，获得一个大于0°的平衡迎角。
图6 复刻的新格伦火箭外形
图7 “新格伦”气动特性
图8 复刻星舰超重气动布局
图9 “超重”超音速下气动特性
近年火热的栅格舵，如何设计？
首先需要确定作用在栅格舵上的载荷，总体布局约束下的外形尺寸往往是给定的。
图10 栅格舵的主要形式，框架式、正置蜂窝式与斜置蜂窝式
当给定栅格数n时，可得到和与的线性关系，因为的值是不变的，即为1.414n：
对于某一些n值，这些变化关系见图11。
当迎风曲线进行弧度处理后，可以大大降低热流密度，最多可达50%。
图11 栅格舵参数关系图
图12 栅格舵表面网格及空间流场
四、设计手段—试验与cfd仿真
1、试验与cfd缺一不可
对于复杂构型飞行器，试验数据仍是目前确定飞行器的基础和依据。地面的高低速风洞试验是气动力设计中的主要内容之一。
现代复杂气动布局飞行器的研制过程已然证明，有效使用cfd方法可以大量节省设计经费、缩短研制周期。
2、试验的不可或缺性：cfd模拟能力尚有不足
通过图14，我们可以看出，在cfd技术工程上已然十分成熟的今天，型号上的风洞试验丝毫未见减少。
图14 美国飞机风洞试验时间
风洞试验的不可取代，亦是由目前cfd对一些工况模拟的不准或者模拟代价极大决定的。举几个例子： （1）飞行器起降构型，或称高升力构型的气动特性，尤其表现在力矩上，cfd与风洞试验差异较大。
（2）大迎角下，接近时，cfd计算值低于风洞试验值。
图15 大迎角cfd与试验对比曲线
（3）非定常脉动的仿真，les或者des，耗费的计算资源及周期远远大于风洞试验。
图16 锥柱-船-裙柱火箭外形跨音速脉动压力流场图
（4）由于cfd本身的模拟限制性，诸多细节与真实流场存在差异。复杂流动，如激波，旋涡的干扰、部件间流动干扰，风洞试验仍是不可或缺的手段。
3、cfd使得最优气动布局成为可能
cfd除了可以作为“数值风洞”使用，同时还具备风洞试验能力无法做到或极难做到的模拟能力。例如：
（1）复杂构型气动布局总体方案快速闭环
图17 空射洲际弹道导弹系统
（2）部件及布局参数化优化设计
（3）多学科综合一体化设计
（4）风洞试验无法覆盖或代价极大的工况
五、设计手段—试验与cfd仿真
1、结构网格还是非结构网格
网格是影响计算结果的最大因素，不管结构网格，还是非结构网格，均需要有良好的节点（物面及空间）分布，这依赖于我们对求解区域流动的理解，这就是用同一软件即使生成非结构网格，计算结果有时差异很大的原因。
图18 典型的结构网格与非结构网格
好的结构网格，费时费力效果好，但非常依赖于经验，在绝大部分应用场景下，逐渐被非结构网格取代。但结构网格在物面黏性精确度高的特性，使得气动热仿真仍然依赖结构网格。
图19 各种网格方法适用性比较图
2、选用何种求解器
如此多的求解器，如何选择？各种求解器适合计算什么工况，这需要的仅仅是工程积累，勤于琢磨。而这不像cfd软件或者程序开发者，如果没有数学或者程序上的一些天赋，开发一个湍流模型，一个限制器，往往会被折磨的很痛苦。空气动力学的面很广，作为布局设计工程师，重要的是选剑，并非铸剑。
图20 边条与前翼引起的涡系发展
3、它不行，还是我不行
在飞行器气动力/热的仿真中，为什么有的工程师仿真结果与风洞试验数据吻合较好，有的工程师差异较大？无非，就是它不行，还是自己不行的问题。
它不行，讲的是，自己选择的网格生成工具及求解器，本身就不适合自己需要仿真模拟的工况。
我不行，指的是，工具行，自己没掌握。举几个例子，生成的网格，边界层不合理（不同求解器，对y+要求也不同）；计算激波/边界层干扰的脉动，用des......
图21 采用les模型的s弯进气道拟序结构图
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传统的设计模式在明确飞行器指标的前提下，基于工程经验，设计出多种不同形式的气动外形，该外形特征尺寸不脱离实际工程，同时涵盖外形设计约束，利用工程算法进行参数化设计，在确定初步方案可行的基础上，风洞试验介入设计流程。
图1 飞行器气动布局设计流程
复杂外形飞行器为了控制成本，应尽早地掌握产品将具有的性能，意味着需要尽可能早的设计阶段进行高保真度的几何数模和cfd模拟。
图2 高保真设计对设计流程的影响
三、气动设计实战案例 1、与空气跳舞的苏-27战斗机 最终成为苏-27设计方案的酝酿是一个漫长和艰难的过程，然而最终的结果却充分证明，它的设计者们在坚持追求新思路，并将它们综合成一个实用设计的努力是十分正确的。
苏-27原型机显示出几个缺点，但基本方案却展示出是有前途的。随后是一段复杂的试验和研制阶段，其中至少涉及10 架原型机。
图3 方案阶段，新型布局与常规布局的pk
为根本解决t-10 的问题，对飞机进行了全面的再设计，完全更新后的t-10s于1981年4月20日作了首飞。
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（1）无边条箭体存在平衡迎角时，增大箭体平衡迎角；
（2）无边条箭体不存在平衡迎角时，获得一个大于0°的平衡迎角。
图6 复刻的新格伦火箭外形
图7 “新格伦”气动特性
图8 复刻星舰超重气动布局
图9 “超重”超音速下气动特性
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当给定栅格数n时，可得到和与的线性关系，因为的值是不变的，即为1.414n：
对于某一些n值，这些变化关系见图11。
当迎风曲线进行弧度处理后，可以大大降低热流密度，最多可达50%。
图11 栅格舵参数关系图
图12 栅格舵表面网格及空间流场
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对于复杂构型飞行器，试验数据仍是目前确定飞行器的基础和依据。地面的高低速风洞试验是气动力设计中的主要内容之一。
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通过图14，我们可以看出，在cfd技术工程上已然十分成熟的今天，型号上的风洞试验丝毫未见减少。
图14 美国飞机风洞试验时间
风洞试验的不可取代，亦是由目前cfd对一些工况模拟的不准或者模拟代价极大决定的。举几个例子： （1）飞行器起降构型，或称高升力构型的气动特性，尤其表现在力矩上，cfd与风洞试验差异较大。
（2）大迎角下，接近时，cfd计算值低于风洞试验值。
图15 大迎角cfd与试验对比曲线
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