1 飞行器气动外形综合优化与评估

数值优化设计手段在现代飞行器气动设计中已经开始发挥主导作用，基于CFD数值模拟的气动优化方法主要分为两类，一类是与进化算法结合的非梯度信息优化设计，另一类是基于连续/离散伴随方程的梯度信息优化。从两类优化设计方法应用情况以及算法原理上看，计算资源、数值精度依然是数值优化手段向工程推广应用的两个关键环节，因此，为克服精度与效率之间的矛盾，针对不同阶段设计的需求，需要建立工程设计手段与精细化设计手段。图1}6给出了基于Euler方程笛卡尔数值求解器的快速设计手段以及基于Navier-Stokes方程的精细化设计平台，以及基于进化算法以及伴随方法在远程宽体客机、C919客机、高速公务机等气动数值优化设计中的应用；增升减阻是气动设计的一个重要目标，尤其对民用飞行器精细化设计，对气动特性高精度模拟显得尤为重要。

2 气动弹性计算

基于CFD的气动弹性数值模拟在飞行器静气弹、动气弹以及型架外形设计中发挥了重要作用。图7}8为HIRENASD(High Reynolds NumberAero-Structural Dynamics)模型与DLR-F6翼身组合体模型静气动弹性计算以及与试验数据的对比，验证了计算正确性；图9给出了静气弹数值模拟在飞行器型架外形设计中的应用rssl；图10给出了基于RANS/LES混合算法的典型V型尾翼战斗机垂尾抖振数值模拟，用藕合算法实现垂尾抖振的高精度数值模拟，得到不同状态下垂尾的结构响应特性，与试验测点加速度一致，为结构强度设计提供比试验更为全面的参考数据。在气动弹性计算分析中，动网格技术的鲁棒性与计算效率是关键因素，尤其在大展弦比柔性翼以及动气弹计算中，对动网格要求更高；颤振边界的预测对计算资源要求极高，气动力建模技术为工程应用提供了有效途径，可以将计算量降低几个量级，然而，在抖振计算中气动力的强非线性带来建模的困难，是目前提高基于高可信度CFD方法在抖振问题中计算效率面临的主要障碍。

3 直升机、涡桨飞机滑流数值模拟

直升机、螺旋桨滑流是气动特性评估中的一个难点，存在部件干扰强烈、流动机理复杂以及计算量庞大等问题。采用多重网格、动态重叠网格及并行技术等方法，进行直升机、涡桨飞机在典型飞行状态下的非定常流场数值模拟，研究了滑流对全机气动性能的影响，为滑流对全机尤其是扫过部件的气动特性影响分析以及改进设计提供必要的数据支撑。

4 发动机正推、反推数值模拟

基于喷流数值模拟技术，对飞机极限状态、短中长航时的疲劳状态、特殊状态时巡航、起飞、着陆、复飞构型的正推动力影响，以及不同发动机反推栅格方案、不同工况时着陆构型的反推动力影响进行计算分析，如图巧所示，分析了发动机喷流对全机性能的影响因素和程度、发动机出口总压恢复系数、不同反推栅格方案的优劣、前缘缝翼和发动机唇口结冰情况等，提供了大量的数据，为型号飞机的选型或确定方案提供了数据支撑。

5 空中加油数值模拟

空中加油是提高飞机作战半径的一个关键技术，结合笛卡尔网格进行加、受油机气动干扰数值模拟，进一步采用重叠网格技术与刚一柔性多体系统动力学方程进行了空中加油软管一锥套装置的释放过程仿真，选取释放后处于来流中的变质量结构作为控制体，引入了存在边界质量输运的绝对节点坐标长索结构用于模拟加油软管的释放过程，进一步模拟了翼尖涡结构对给定的软管一锥套释放过程的影响，为加、受油机工作状况的安全评估提供了技术支持。

6 多体分离数值模拟

多体分离数值模拟是载机与分离物体之间安全评估的重要手段，主要的应用领域包括冰脱落以及武器投放等。图22给出了ARJ21-700飞机积冰脱落时数值模拟结果，采用对特定冰型(如方形、扇形和计算模拟冰)进行数值模拟的方法，得到该冰型在不同来流条件下的气动力数据库，并以此为基础，考察了冰块自飞机头部和机翼前缘脱落的飞行轨迹，分析冰块落入尾吊式发动机并对其造成损伤的概率，为ARJ21-700飞机适航提供依据。

图2325进行了美国阿诺德工程发展中心的标模投放实验算例的数值模拟，通过与实验数据和其他文献结果的对比，验证了构建的动力学-计算流体力学藕合模拟框架的有效性和正确性，为实现复杂动力学系统的真实模拟奠定了基础。CFD技术与其他学科的相关控制方程的藕合将极大程度拓展其应用范围。

7 过失速流场数值模拟

过失速流场数值模拟是民用飞机以及军用飞机设计、气动特性评估中的难点。图2627给出了采用延迟脱落涡湍流模拟方法((DDES)，结合中心格式与迎风格式的混合格式计算了某战斗机大分离流动。数值模拟采用大规模并行计算技术，计算了攻角分别为400, 500和600工况下的战斗机大分离流动。通过与风洞试验数据对比，本文计算结果表明采用延迟脱落涡模拟方法可以更精确的模拟失速之后的气动特性，与风洞试验数据基本一致，为飞行器过失速气动特性以及流场数值模拟提供可靠的技术手段。

8 高超声速流动数值模拟

高超声速飞行器在飞行过程中将可能经历高温真实气体效应、稀薄气体效应、粘性干扰、边界层转挨和分离以及热辐射等复杂物理化学现象，如图28所示。基于高温真实气体效应的数值模拟研究，可以对激波脱体距离、驻点热流峰值、表面摩擦阻力分布以及飞行器气动力和力矩等参数进行高可信的数值模拟，为高超型号设计中的热防护设计、有效姿态控制等提供丰富的计算数据支撑。