高超聲速空氣動力學

高超聲速空氣動力學是研究高超聲速空氣流動規律和空氣與高超聲速飛行器相互作用的科學，作為現代空氣動力學的前沿，它隨着現代高超聲速飛行器的發展需求而發展。一般將飛行馬赫數大於5的流動稱為高超聲速流動，也有人認為高超聲速流動可定義為：隨着馬赫數的增大，某些物理流動現象變得越來越重要的一系列流動範疇。

高超聲速空氣動力學，是一典型的非線性力學領域。60年代，由於發展遠程導彈的需要，它有過一段繁榮時期。70年代，阿波羅飛船登月後，普遍認為高超聲速氣動問題不多了，於是高超聲速研究學者迅速減少，研究工作處於低潮。80年代以後，由於在研製航天和空天飛機中，出現了大量高超聲速氣動力、熱新問題。因此它吸引了很多學者重新集中到這一領域，高超聲速空氣動力學又而臨一個新的繁榮時期。 ^[2] 

美俄經飛行器高超聲速再入、載人飛船、航天飛機等研究階段，解決了“熱障”、“黑障”及可重複使用等技術難題。近年來，美國又推出的3類“高超聲速”飛行器，如X-51A巡航導彈、X-37B小型航天飛機和HTV-2滑翔飛行器，被視為拉動美國高超聲速技術的“三駕馬車”，是美國實施“全球快速打擊”戰略的核心武器系統，也代表了近代高超聲速飛行器發展的方向。2008年2月，美國國防部向美國國會遞交了《國防部高超聲速計劃路線圖》，在這個文件中，美軍擴大了高超聲速技術的定義：使大氣層高超聲速機動飛行成為可能的技術。該路線圖進一步明確了美軍的高超聲速計劃的目的是為美軍提供3項未來的作戰能力：打擊/持久作戰能力；空中優勢/防禦能力；快速進入空間能力。這個路線圖對上述的3個方面都提出了由一系列技術產品支撐的路線圖。這些技術產品包括：吸氣式高超速飛行器，如美國空軍的X-51A、海軍的HyFly等；高超聲速助推滑翔飛行器，如HTV-2、陸軍的AHW等；小型無人航天飛機X-37B等。以火箭助推的X-37B和AHW獲得成功，但同樣以火箭助推的HTV-2在兩次失敗後，立即調整為“綜合高超聲速（IH）”計劃。這些飛行器的發展極大地推動高超聲速空氣動力學學科的發展，特別是促進臨近空間高超聲速空氣動力學的發展。比如HTV-2的兩次飛行試驗失敗提醒我們在高超聲速飛行器研製方面還存在科學上的盲區，對影響飛行穩定性的規律認識不足，導致控制技術的失敗。特別對於臨近空間的高超聲速遠距離滑翔飛行，時間較長，必須進行防熱、氣動和控制的一體化設計，其難度就遠遠高於一般的再入飛行器。而高速導致的飛行器表面附近的高温會引起氣體的電離以及飛行器表面材料的燒蝕,在此條件下的空氣動力學問題變得十分複雜，至今還缺乏有效和可靠的計算模型和實驗方法及手段。再如，有動力的飛行器，如依靠超燃衝壓發動機的飛行器，其發動機的工作窗口極其狹窄，錯過一點點，超聲速燃燒就不能維持，另一方面，温度升高使聲速升高，不及時補償的話，也會破壞超聲速燃燒的條件。2010年5月26日的X-51A第一次飛行試驗，因熱燃氣的泄漏使巡航飛行器後部的温度和壓力升高，導致遙測信號丟失，飛行試驗提前終止。2011年6月13日第二次飛行試驗因進氣道未啓動失敗。2012年8月14日進行的第3次飛行試驗，助推器點火後不久，因其中一個控制翼出現故障，導致X-51A僅飛行16s後就墜入太平洋。這也反映了人們對和超燃衝壓發動機有關的科學問題認識不足，影響了技術的發展。 ^[3] 

自20世紀60年代以來，經過幾十年的努力，取得很大進展，我國高超聲速空氣動力學研究能基本滿足現有型號選型和部分定型試驗要求，在發展理論與數值計算、地面模擬試驗和飛行試驗等3大手段，解決型號氣動問題方面取得了大批研究成果，使得對飛行器氣動特性的預測能力和設計水平有了很大提高，為我國戰術戰略導彈、運載火箭、載人飛船和其他航天器研製做出重要貢獻。到了21世紀初，臨近空間飛行器成為一個熱門的新領域，臨近空間高超聲速飛行器的研製涉及到多方面的科學和技術，如高超聲速空氣動力學、熱防護的理論和技術、導航制導控制理論和技術、測控與試驗技術、型號總體設計、末制導與戰鬥部等，是21世紀航空航天領域的制高點之一，體現了一個國家的科技實力和經濟實力，國家成立了“高超聲速飛行器科技工程”等重大科技專項，推動工程化發展。 ^[3] 

根據文獻報道，近5年來我國在高超聲速空氣動力學研究和應用方面取得顯著進展：研究了多種高超聲速氣動佈局，包括軸對稱旋成體、翼身組合體、翼身融合體、升力體和乘波體等，有效提高了飛行器的升阻比；建立了改善高超聲速條件下靜/動穩定性的氣動佈局設計方法；研究了對高超聲速飛行氣動熱環境預測和熱管理技術；利用理論分析、數值模擬和地面風洞試驗，研究了若干種氣動佈局在高超聲來流條件下的飛行穩定性和操縱特性，發展了飛行器動穩定性理論和CFD/RBD耦合計算方法；飛行器結構氣動彈性研究取得重大進展，突破了高超聲速風洞顫振試驗技術等。 ^[3] 

在風洞試驗方面，一方面為取得上述成就作出了重要貢獻；另一方面，也還存在不足，主要體現在3個方面：（1）試驗測試技術。我國缺乏精細的氣動力和氣動熱測量、摩阻測量、轉捩與湍流測量、非接觸測量、流動顯示等。（2）試驗模擬能力有差距。美俄都配套有多座1.2m不同類型的高超聲速風洞，模擬馬赫數、動壓範圍寬，還配有超/高超聲速靜風洞，可進行湍流機理方面的基礎研究。（3）試驗分析和支撐能力不足。美俄都形成了氣動研究與型號設計緊密聯繫的體系。如在X-43A的飛行試驗計劃中，風洞試驗和數值模擬不僅為X-43A的氣動外形設計提供支撐，還為發射、級間分離和飛行控制提供了技術支撐。在數值模擬方面的差距主要表現為：缺乏在特定飛行環境下計算所需物理建模的基礎理論和數據、計算能力不足和數值模擬軟件界面對用户不夠友好等。 ^[3] 

高超聲速飛行器外形有：鈍頭體、小鈍錐、組合體等，我國學者研究初期曾用攝動方法和數值方法（積分關係法、特徵線法、有限差分法等）研究鈍體和小鈍錐繞流流場與波繫結構，隨後逐步應用歐拉方程、簡化N-S方程進行數值模擬。高超聲速飛行器繞流具有薄激波層、高熵層、複雜波系、低密度和黏性相互作用等獨特流動物理現象。飛行器的複雜幾何結構，特別是進氣道附近，可以引起波系的相互作用，並導致機翼前沿，進氣道下唇口熱流增加，因此，往往需要進行氣動力、氣動熱和推進系統一體化的設計方案。 ^[4] 

高超聲速飛行器的事故往往源自熱防護失效，因此，氣動加熱研究一直備受重視。高超聲速滯止區，包括底部是氣動熱問題最嚴重的區域，早在20世紀60年代就給出了駐點傳熱率的經驗公式。我國科學家利用激波風洞、電弧加熱器或燃氣流裝置創造的高焓熱流環境，進行了飛行器氣動加熱的實驗。此外，也開展了飛行器肩部和突起物區的局部傳熱率的測定。發展了高温邊界層理論，計算高超聲速湍流邊界層內的傳熱和傳質；高温邊界層轉換是流動穩定性研究的難題，想要考慮由於氣體熱化學效應和其他諸多因素如：表面冷卻速率、飛行器頭部鈍度、高熵層發展、局部橫向流動、飛行器物面粗糙度、表面突出物、質量射流的影響。 ^[4] 

由於電離現象發生，在高超聲速飛行器周圍往往會形成等離子體鞘套和電離尾跡，從而影響飛行器的光電特性和通訊質量。為此，我國科學家開展了不同環境參數條件下純空氣或具有燒蝕產物的頭部、後身、尾跡乃至全目標的高超聲速繞流流場及其光電特性研究。理論計算了尾跡的雷達散射截面和回波特性，分析不同波段輻射係數，用激波管或彈道靶測定高温氣體流場電子密度、電離速率常數、鬆弛時間，分譜輻射特性，給出環境參數及燒蝕材料對流動光電特性的影響。研究了電磁波在等離子體鞘套中傳播規律和受電子密度、電波頻率和鞘套厚度等參數的影響規律，計算天線阻抗，提出減輕通訊中斷的措施等。 ^[4] 

於1947年由錢學森開創，指的是研究在高空低密度空氣環境下當分子平均自由程與飛行物體尺度相當時的流動問題，真空物理和微流動也屬於該學科的研究範疇。按照Kn數（λ/L，分子平均自由程與流動典型尺度之比）的大小，稀薄氣體動力學分為三大領域：滑流領域（0.01<Kn<0.1），過渡領域（0.1<Kn<10），自由分子流領域（Kn>10）。由於求解帶有碰撞項的積分微分玻爾茲曼方程，而實際的問題還往往包含了化學與熱力學非平衡，過渡領域是稀薄氣體動力學研究的核心課題。國際上發展了線化玻爾茲曼方程方法、矩方法、模型方程方法、積分方法，由G.A.Bird發展起來的DSMC方法已能模擬多維複雜外形幷包括氣體內部的各種化學、熱力學及輻射等過程，且其結果得到了微觀細節和宏觀氣動力實驗的驗證。我國科學家發展了有熱化學非平衡效應的DSMC方法，計箅一些外形氣動力和羽流污染等問題；提出了基於玻爾茲曼模型方程的統一算法，求解了一維激波、二維岡柱、三維複雜外形問題，並推廣於計算微槽道流動計算。 ^[4] 

高超聲速空氣動力學研究面臨的挑戰在於：高速飛行條件下問題所表現出的複雜物理模型、複雜的非定常和非線性物理過程、認識複雜流動現象和演化機理的高難度、研究條件的高要求以及應用中千變萬化的多樣性。

(1) 重視物理建模、預測的精細化。高超聲速遠程機動滑翔飛行器、遠程打擊武器的精確制導、新型高超聲速飛機設計等，都需要準確的氣動力/熱數據，從而需要開展特別是轉捩、湍流、分離、化學反應流、輻射、熱傳導和本構模型等較以前更能反映基本物理現象的研究。高超聲速流動下的高温效應導致介質與壁面發生的物理化學效應等需要新的物理模型。風洞試驗和數值模擬技術更加精細，包括計算和試驗模型、流場品質、測量設備、計算網格、湍流模型、數據修正方法等許多方面的精細化。管理好物理建模的誤差和不確定度、網格和離散缺陷產生的誤差、自然變量的偶然不確定度、試驗數據的誤差和不確定度，以及由於對特定流動問題的特性缺乏認識而產生的認知不確定度。 ^[1] 

(2) 重視實用的高性能計算、海量信息的提取和理解。隨着計算機技術、並行算法、網格生成技術等的不斷髮展，CFD將在計算複雜外形繞流，模擬湍流、分離流等複雜流動現象方面得到快速發展，工程實用的數值風洞將得以實現，快速氣動設計將成為可能。要求分析過程的所有步驟自動化程度更高，這包括幾何外形的建立、網格生成和自適應、仿真結果大型數據庫的創建、所產生的海量信息的提取和理解，並具有引導計算過程的能力。所有這些改進的本質是儘量減少用户干預，需要求解工作鏈的每一步都具有高度的可靠性/魯棒性。 ^[1] 

(3) 重視飛行器與流動的非定常、非線性的耦合運動及控制研究。高超聲速飛行器機動飛行時姿態角、角速度和角加速度等運動參數隨時間劇烈變化，引發飛行器的繞流出現強烈的非定常特性，氣動力呈現遲滯、突變與分叉等非線性特徵，氣動力不僅取決於飛行器的運動姿態， 而且嚴重依賴於運動的時間歷程、振幅和頻率等參數，這又會導致飛行器運動特性的非線性變化，從而使飛行器的氣動特性與運動特性形成強烈的非線性耦合。這種非線性的氣動/運動耦合對飛行性能影響很大，難以用現有的線性氣動和飛行力學理論分析預測，應開展流動和控制耦合作用研究，在實驗方面發展相應的虛擬風洞試驗技術。 ^[1] 

(4) 重視多目標/多學科優化設計、發展新的交緣學科。多目標/多學科優化設計將成為先進高超聲速飛行器設計追求的目標，多學科分析的無縫集成將成為常態，合成的耦合模擬不用犧牲準確性或數值穩定性，但高超聲速流動的複雜性使得優化設計方法存在特殊的困難。空氣動力學將進一步與隱身、推進、飛行控制、等離子體、智能材料與結構等相結合，形成新的交叉學科，提出新的飛行器設計概念和設計技術。對高超聲速飛行器飛行性能起關鍵作用的跨尺度、跨層次、跨學科（“三跨”）問題和非線性、非平衡、非完全確定性（“三非”）問題在短時間內難以得到解決，將在一個較長的時間內成為高超聲速空氣動力學學科研究的熱點，在理論研究領域的突破將催生新概念飛行器的誕生。 ^[1] 

高超聲速空氣動力學隨着現代高超聲速飛行器的發展而發展，它給我們的啓示是：

(1) 新型飛行器將向“更高、更快、更遠”發展，這些需求給空氣動力學特別是高超聲速空氣動力學提出了嚴峻的挑戰。如超燃衝壓發動機技術、推進-機體一體化技術、高升阻比滑翔飛行技術、氣動熱防護與熱管理技術、智能流動控制技術以及稀薄氣體效應、真實氣體效應與化學反應流、多相流、氣動/結構耦合、流動轉捩及湍流模擬、氣動光學、非定常、非線性等問題。 ^[1] 

(2) 氣動創新概念的探索、研究與驗證是推動飛行器發展的重要手段。國外多年來不斷探索發展新概念飛行器技術，特別是美國為驗證新技術發展的X-系列驗證飛行器，探索了大量創新概念的飛行器技術，俄羅斯也非常重視氣動概念的創新研究，有的技術驗證機直接發展成型號，有的經技術驗證機探索驗證的技術已應用於型號研製或後續的研究計劃之中。氣動創新概念是新飛行器的搖籃，國外十分重視此項工作。 ^[1] 

(3) 建設速度、尺寸配套的先進風洞試驗設備羣，提高風洞試驗數據質量和數據生產率，降低風洞試驗費用和運行費用。提高風洞試驗數據的精準度、風洞流場品質，提高風洞試驗自動化程度，並不斷髮展和完善先進測量技術手段是當前的首要任務。要突破若干測試技術難點。例如，迄今為止，還無法給出高超聲速流邊界層中的精細流場，以致無法可靠地驗證計算結果，特別是稀薄氣體效應作用表現明顯時。另外，國外還利用計算機網絡開展遠程風洞試驗，用户不需要進入風洞試驗現場就可在異地參與和完成風洞試驗，這樣，不僅可以為用户節省寶貴的時間和差旅費，還可免除用户往返的旅途勞頓之苦。 ^[1] 

(4) 未來CFD突出的高速、廉價設計優勢將十分明顯。在考慮計算效率和算法穩定性的情況下，目前發展的數值模擬軟件必須與不斷髮展和新興的高性能計算機系統相協調。需要研究適用於未來計算機體系結構的大規模並行和密集存儲結構的新算法、離散方法和解算器。 ^[1] 

(5) 為了進一步推動高超聲速空氣動力學的發展，需加強CFD與風洞試驗和飛行試驗的結合。數值計算設備是CFD的物質基礎，高性能的計算設備可以彌補計算方法的不足；計算方法是CFD的靈魂，計算方法的巧妙應用可以彌補計算能力的不足；數值模型是解決物理問題的根本，只有建立了能夠準確模擬物理現象的模型才能計算出準確的結果； 計算數據的驗證是CFD走向實用的必經環節，計算數據只有經過風洞數據、飛行數據的驗證才能應用，或者計算軟件必須經過驗證給出的數據才是可信的。 ^[1] 

高超聲速科技已經成為21世紀航空航天領域的制高點。新一代空天飛行器可作為未來的商用飛機，實現洲際旅行的朝出晚歸；航天飛機可為未來太空開發提供一個更經濟、 更安全進入軌道的運載工具；高超聲速武器具有突防能力強、反應快速、精確打擊和機動作戰的能力。高超聲速科技的突破將對一個國家科學技術和國民經濟的發展、綜合國力的提升產生重大影響。 ^[1]