科创中国

为了克服传统方法的不足和缺陷，围绕航空航天领域重大型号，研发团队提出了一套适用于工程复杂飞行器绕流的高效高精度湍流-转捩预测技术，并基于此发展了先进的气动外形优化设计系统和软件平台。

项目所完成的技术创新点有以下三个方面：

（1）提出了适用于亚跨声速飞行器复杂外形的当地化转捩-湍流预测技术，突破了传统预测方法过于依赖风洞试验数据的“桎梏”，实现了流动稳定性理论与工程转捩-湍流预测技术的统一。申请人以经典的稳定性理论分析结果为基础，提出了一种可当地化求解的且具备多种物理失稳机制的新型转捩-湍流模式。与现代计算流体力学大规模并行计算相兼容，将流动稳定性理论的分析结论巧妙融入新的转捩预测技术当中，首次将线性稳定性理论分析方法推广到包含复杂几何细节的飞行器真实气动外形。可同时对Tollmien-Schlichting波转捩、横流转捩和层流分离泡转捩以及高湍流度环境下的旁路转捩进行高精度预测和模拟。该模式已在工信部科技专项“先进高效自然层流机翼设计技术研究”中得到应用和验证，与后期的风洞试验结果高度吻合；并在某型无人机的气动设计中得到应用，使得该型无人机的巡航升阻比提升约2.5%。

（2）以飞行器流场高精度模拟为主题创新了适用于不同飞行器不同设计状态的湍流模式理论框架，抛弃传统的“打补丁”式的数值模式精度提升路线，以至简、稳定和精确为命题建立了一套特别适合飞行器流动的工程集成型湍流预测技术，解决了由于复杂几何部件差异引起的流场尺度差异难以精确模化和快速评估的矛盾，在数值仿真领域开创性地提出了巡航、大攻角、超机动及真实表面效应的统一求解框架。项目团队从本构方程出发，以Kolmogorov能谱标度律和湍流平均场的结构系综相结合，巧妙地将湍动能与涡黏性系数进行人工智能和数据驱动的内在规律学习，提出了湍动能在平衡与非平衡下的简洁表达，规避了传统的“增加精度即需要增加方程”的老路，在简洁可靠的前提下完成了精度提升，促成了鲁棒性与高精度的有机统一。该技术完成了定常和非定常情况下飞行器全流谱的高精度计算和湍流分离涡的高精度识别，无需在亚音速、跨音速和超音速采用不同的模式系数来修正湍流模式的尺度，以尺度自适应和时态自适应两个维度完成了湍流模式的精确建立，并融合粗糙度和曲率修正等工程常见约束。该成果已经在C919大型客机的气动设计和MA700涡桨飞机气动设计过程中发挥了关键性的作用。与同级别的波音737系列和空客A320系列飞机相比，气动性能指标全面领先。在满足各设计点要求条件下，实现了较同级飞机巡航速度增加约1%、升阻比增加约2%。

（3）提出了适用于超/高超声速飞行器复杂外形绕流的、能够预测多种物理失稳机制的转捩-湍流预测技术，解决了传统预测方法无法完全当地化求解和稳定性基础不完备的“顽疾”。传统的湍流-转捩预测模式并未完全实现当地化求解，需要过多的非当地操作，且过于经验化，导致求解器的编程复杂度大大提升，且对计算对象的网格正交性要求非常高，使得传统的转捩预测技术很难应用于工程复杂外形，预测范围只能局限于风洞试验工况覆盖的范围内。项目团队提出了具备物理机制的新型当地化求解的高超声速转捩模式和多种新型流动指示因子，实现了对高超声速边界层里的第一模态、Mack模态、横流转捩和激波诱导附面层分离导致的转捩的合理建模，大幅提高预测精度和适用范围。与公开试验标模相比，本项目所发展的高超转捩-湍流模式的转捩位置预测精度比国际领先的同行的预测精度提升约5%。

项目完成团队基于上述技术创新点，发展了一整套适用于飞行器气动设计的高效气动优化设计平台，已成功应用于多个国家重点型号的研发当中。项目成果成功解决了C919大型客机、某型重大涡桨飞机、某大型军用运输机、MA700先进涡桨飞机等型号研制过程中面临的关键气动设计难题，显著提升了其气动性能指标，大大缩短了项目研制周期，有力促进了我国航空工业在相关领域走向世界一流水准。此外，项目完成团队始终围绕国家重大战略需求展开研究和攻坚，坚持“顶天、立地、育人”的科研价值取向，在项目完成期间累计为国家航空航天机构培养60余名硕、博士研究生，其中多名优秀的毕业生成长为军科委专家、航空航天重点单位的型号负责人和项目骨干，部分毕业生荣获陕西省优秀博士论文奖。

该项目申请国家发明专利13项，已获授权国家发明专利6项，发表AIAA Journal等航空航天领域权威期刊和重要会议论文150余篇（其中SCI和EI收录100余篇，ESI高被引论文2篇），出版专著1部。项目提出的新理论被国内外权威期刊高度引评，并被数十个院士和国内外知名学者正面引评，同时得到了美国NASA、法国宇航中心ONERA和中国空气动力研究与发展中心等知名研究机构的正面点评。