高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性的近期進(jìn)展與發(fā)展展望

葉正寅, 孟憲宗, 劉 成, 葉柳青

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

0 引 言

超聲速飛行器尤其是高超聲速飛行器是人類(lèi)追求飛行速度的重要展現(xiàn)方式。高超聲速飛行器由于其突出的戰(zhàn)略地位，更成為當(dāng)前國(guó)內(nèi)外航空航天領(lǐng)域的競(jìng)爭(zhēng)熱點(diǎn)。在不同類(lèi)型的高超聲速飛行器中，吸氣式高超聲速飛行器是目前人們追求的終極目標(biāo)，它被認(rèn)為是未來(lái)航空航天領(lǐng)域的技術(shù)“制高點(diǎn)”，盡管近年來(lái)已經(jīng)開(kāi)展了大量研究，階段性成果也不斷推出(如高超聲速巡航導(dǎo)彈)，但是，這項(xiàng)研究的征途還遠(yuǎn)沒(méi)有結(jié)束[1]。按照已故院士崔爾杰曾經(jīng)作過(guò)的估計(jì)，未來(lái)真正能夠具有實(shí)用價(jià)值的吸氣式高超聲速飛行器需要將結(jié)構(gòu)質(zhì)量控制在飛行器總質(zhì)量的20%以內(nèi)。顯然，即使當(dāng)前的常規(guī)飛機(jī)都難以達(dá)到這種要求，更不要說(shuō)處于嚴(yán)酷熱環(huán)境中的高超聲速飛行器。我們一方面寄希望于材料科學(xué)的發(fā)展，但同時(shí)也可以預(yù)見(jiàn)，圍繞未來(lái)高超聲速飛行器，在輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)彈性方面將面臨巨大的技術(shù)壓力。

1 高超聲速氣動(dòng)彈性計(jì)算方法近期研究進(jìn)展

近十幾年來(lái)，針對(duì)高超聲速熱氣動(dòng)彈性的研究有了長(zhǎng)足進(jìn)步，國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者都對(duì)其進(jìn)行了總結(jié)分析。McNamara[2]對(duì)2011年以前國(guó)外熱氣動(dòng)彈性的發(fā)展、現(xiàn)狀和未來(lái)進(jìn)行了詳細(xì)的總結(jié)和介紹。楊超[3-4]綜述了高超聲速熱氣動(dòng)彈性以及氣動(dòng)伺服彈性的進(jìn)展，提出了高超聲速飛行器在氣動(dòng)彈性領(lǐng)域需要解決和關(guān)注的若干問(wèn)題。陳剛[5]全面系統(tǒng)地介紹了非定常流場(chǎng)降階模型的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展。Gupta[6]介紹了基于計(jì)算流體力學(xué)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題的發(fā)展和應(yīng)用。張章[7]等人對(duì)2016年以前空間再入飛行器熱氣動(dòng)彈性研究的數(shù)值方法和研究進(jìn)行了回顧，提出了在空間再入方面需要進(jìn)一步深入探討的問(wèn)題。楊智春[8]對(duì)壁板顫振問(wèn)題進(jìn)行了相關(guān)綜述。熱氣動(dòng)彈性是近年來(lái)最熱門(mén)的方向之一，研究成果不斷涌現(xiàn)，因此，本節(jié)試圖對(duì)近年來(lái)的熱氣動(dòng)彈性進(jìn)展進(jìn)行補(bǔ)充綜述。

1.1 高超聲速氣動(dòng)力計(jì)算方法

高超聲速流場(chǎng)一般具有明顯的非線性特征。隨著馬赫數(shù)增加，激波強(qiáng)度增強(qiáng)，附面層厚度迅速增加且發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，激波、附面層相互干擾，同時(shí)大氣密度變低，真實(shí)氣體效應(yīng)不可忽略，這些因素都會(huì)給流場(chǎng)精確求解帶來(lái)困難。目前對(duì)非定常氣動(dòng)力的計(jì)算來(lái)說(shuō)，主要存在三種方法，一種是計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法，二是工程計(jì)算方法，第三是建立氣動(dòng)力降階模型。

1.1.1 CFD方法

飛行器做高超聲速飛行時(shí)，氣動(dòng)力的求解是一個(gè)高度復(fù)雜的非線性非定常問(wèn)題。采用Euler方程或者N-S方程的數(shù)值求解方法，直接從流動(dòng)的基本方程出發(fā)，求解結(jié)果能夠接近真實(shí)物理流動(dòng)。Nydick[9]和Selvam[10]比較了Euler方程、N-S方程及工程算法在高超聲速壁板顫振的非定常氣動(dòng)力計(jì)算中的差別，當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)達(dá)到10為強(qiáng)黏性效應(yīng)時(shí)，Euler方程與N-S方程的計(jì)算結(jié)果相差60%，活塞理論與Euler方程相差5%。這一結(jié)果說(shuō)明了高超聲速條件下各求解方法存在一定差距，而求解N-S方程能更好地模擬真實(shí)流動(dòng)狀態(tài)。

1.1.2 高效氣動(dòng)力計(jì)算方法

氣動(dòng)彈性分析中，采用CFD技術(shù)求解非定常氣動(dòng)力的策略在諸多數(shù)值方法中精度最高，適應(yīng)范圍最廣，但計(jì)算耗費(fèi)巨大，且不方便深入理解和分析耦合模型的動(dòng)力學(xué)特性，難以獲得定性的結(jié)論和判據(jù)。為了兼顧計(jì)算精度和計(jì)算效率，學(xué)界提出了高效的氣動(dòng)力計(jì)算方法，簡(jiǎn)化了氣動(dòng)力的求解過(guò)程，保留流場(chǎng)的主要信息，對(duì)計(jì)算資源的要求較低，被廣泛應(yīng)用在現(xiàn)有研究、尤其是工程實(shí)際問(wèn)題當(dāng)中。

高效氣動(dòng)力計(jì)算方法主要包括工程計(jì)算方法和降階模型兩類(lèi)。

1.1.2.1 非定常氣動(dòng)力工程計(jì)算方法

非定常氣動(dòng)力工程計(jì)算方法一般包括活塞理論、非定常激波膨脹波理論、Van Dyke理論、牛頓沖擊流理論和統(tǒng)一升力面理論等。其中應(yīng)用最廣泛的是活塞理論。

活塞理論由Lighthill[11]和Ashley[12]在20世紀(jì)50年代提出，經(jīng)過(guò)不斷的發(fā)展，已成為應(yīng)用最廣泛的一種高超聲速氣動(dòng)力計(jì)算方法。張偉偉等人[13]提出了基于CFD的當(dāng)?shù)亓骰钊碚摚瑢⒒钊碚摰膽?yīng)用范圍推廣至馬赫數(shù)1.2～10。史曉鳴[14]基于當(dāng)?shù)亓骰钊碚撏茖?dǎo)了旋成體機(jī)身和任意外形三維機(jī)翼非定常氣動(dòng)力計(jì)算公式，將當(dāng)?shù)亓骰钊碚撏茝V用于復(fù)雜外形飛行器全機(jī)大攻角超聲速顫振計(jì)算。McNamara[15]提出了有效外形修正活塞理論?；谄桨逶谌躔ば愿蓴_時(shí)的層流狀態(tài)，推導(dǎo)出邊界層位移厚度的半經(jīng)驗(yàn)公式，借以修正飛行器的有效外形，再利用活塞理論根據(jù)修正后的外形求解非定常氣動(dòng)力。韓漢橋[16]進(jìn)一步建立了新的黏性修正方法，給出了針對(duì)該方法的有效外形判定準(zhǔn)則，在高度40～70 km、馬赫數(shù)10～20范圍內(nèi)，所修正的當(dāng)?shù)鼗钊碚撆c非定常N-S方程數(shù)值解吻合良好。Liu[17]將該修正方法應(yīng)用于二維翼型顫振邊界計(jì)算和乘波體俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)預(yù)估之中，計(jì)算結(jié)果明顯優(yōu)于Euler方程。Meijer[18]將活塞理論與其他工程算法進(jìn)行了對(duì)比，并討論了高階活塞理論的應(yīng)用范圍。

1.1.2.2 氣動(dòng)力降階模型

氣動(dòng)力降階模型[19](Reduce-Order Model，ROM)是將全階CFD模型投影得到低階數(shù)學(xué)模型，在保留高階系統(tǒng)主要?jiǎng)恿W(xué)特性的同時(shí)，降低了計(jì)算量，且能夠方便地與其他學(xué)科模型進(jìn)行耦合。目前在非定常流場(chǎng)中應(yīng)用最廣泛的降階模型主要有兩類(lèi)：基于系統(tǒng)辨識(shí)的降階模型和基于流場(chǎng)特征結(jié)構(gòu)的降階模型。

基于系統(tǒng)辨識(shí)的降階模型，是利用系統(tǒng)的輸入輸出關(guān)系建立低階傳遞函數(shù)或狀態(tài)空間模型來(lái)代替原有系統(tǒng)，主要包括Volterra級(jí)數(shù)模型、ARMA模型、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型等。其不足之處在于將系統(tǒng)當(dāng)做黑箱處理，基于輸入輸出得到的模型并不能直接反映真實(shí)物理過(guò)程，而只是對(duì)氣動(dòng)響應(yīng)的一種數(shù)值模擬。Skujins[20]在線性降階方法的基礎(chǔ)上引入修正因子，使其在一定模態(tài)振幅和馬赫數(shù)范圍內(nèi)有效，并將此方法應(yīng)用到高超聲速飛行器的非定常氣動(dòng)力預(yù)測(cè)。Omran[21]運(yùn)用非線性變參數(shù)方法拓展了Volterra 模型，能夠在多個(gè)飛行參數(shù)范圍捕捉強(qiáng)非線性現(xiàn)象。為了提高降階模型的建模效率，文獻(xiàn)[22]提出了基于模糊聚類(lèi)法的加點(diǎn)策略，將其應(yīng)用在高超聲速熱氣動(dòng)彈性分析中，在同等精度下與均方誤差預(yù)估算法相比，建模效率提高了34.5%。竇立謙[23]針對(duì)氣動(dòng)彈性系統(tǒng)的非線性和不確定性，提出了一種模糊小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)( FWNN) 辨識(shí)方法。

基于流場(chǎng)特征結(jié)構(gòu)的降階模型，是用構(gòu)造一組低維流場(chǎng)變量的特征模態(tài)，將全階流場(chǎng)投影到特征模態(tài)之上得到降階系統(tǒng)，主要包括本征正交分解方法(Proper Orthogonal Decomposition，POD)、諧波平衡法(Harmonic Balance ，HB)、動(dòng)態(tài)模態(tài)分解(Dynamic Mode Decomposition，DMD)等。文獻(xiàn)[24]采用POD方法預(yù)測(cè)了X-34 再入飛行器的表面壓力分布，考察了高超聲速下強(qiáng)激波對(duì)POD 氣動(dòng)力降階方法求解精度的影響。Crowell[25]選取高超聲速舵面為研究對(duì)象，采用當(dāng)?shù)鼗钊碚擃A(yù)測(cè)非定常氣動(dòng)力，當(dāng)?shù)氐臍鈩?dòng)載荷分別采用定常CFD的求解結(jié)果以及降階模型的預(yù)測(cè)結(jié)果，所采用的降階模型有POD和Kriging兩種，結(jié)果顯示POD是兼顧計(jì)算精度與效率的最好方法。

1.2 常溫下超聲速氣動(dòng)彈性求解方法

計(jì)算機(jī)技術(shù)的進(jìn)步使得計(jì)算流體力學(xué)和計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)獲得了長(zhǎng)足發(fā)展，日趨成熟的CFD/CSD數(shù)值求解方法，被廣泛應(yīng)用在流固耦合問(wèn)題的求解上。通常將流固耦合分析方法分為三類(lèi)：非耦合方法、弱耦合方法和強(qiáng)耦合方法。

非耦合方法是將流體域與固體域分開(kāi)，單方面計(jì)算載荷后加載到另一物理域上，適應(yīng)于求解氣流與結(jié)構(gòu)耦合不明顯的問(wèn)題或結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析。弱耦合方法是在每個(gè)時(shí)間步內(nèi)分別對(duì)CFD和CSD方程求解，在固體域與流體域的交界面上交換數(shù)據(jù)并反復(fù)迭代，達(dá)到收斂標(biāo)準(zhǔn)后再推進(jìn)到下一個(gè)時(shí)間步。該方法因具有計(jì)算效率高、精度較好的優(yōu)點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于氣動(dòng)彈性分析中。如果固體域采用基于模態(tài)的線化假設(shè)，則整個(gè)耦合方法的計(jì)算量與一般的CFD非定常求解過(guò)程相當(dāng)。進(jìn)一步采用1.1.2節(jié)所述的高效氣動(dòng)力方法代替CFD求解器，可以有效地減少計(jì)算量，足以滿足工程上對(duì)氣動(dòng)彈性求解效率的要求。強(qiáng)耦合方法是將流體域、固體域、耦合作用構(gòu)造在同一控制方程中的數(shù)值方法，相比于前兩種，其計(jì)算精度更高，但龐大的計(jì)算量和代碼編寫(xiě)的復(fù)雜性限制了這種方法在工程上的使用。

針對(duì)流固耦合的數(shù)值求解方法，殷亮[26]提出了一種非一致性界面熱-流-固耦合整體求解算法，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)非線性耦合方程整體求解。Lin[27]利用MPCCI作為中間軟件交換邊界條件，將CFD、CSD求解算法結(jié)合到一起。陳剛[28-29]通過(guò)微繞理論對(duì)非線性流固耦合系統(tǒng)處理后，建立近似線性化狀態(tài)空間方程，再利用POD方法降低該方程的階數(shù)，從而快速找到顫振邊界。

1.3 熱環(huán)境下的氣動(dòng)彈性研究

高超聲速飛行器在飛行時(shí)由于激波和黏性的作用，其周?chē)諝鉁囟燃眲∩?，形成劇烈的氣?dòng)加熱環(huán)境，使得飛行器溫度升高并產(chǎn)生溫度梯度。升溫改變材料屬性，溫度梯度產(chǎn)生熱應(yīng)力，從而使結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生改變?？梢?jiàn)，氣動(dòng)熱的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)在高超聲速熱氣動(dòng)彈性分析中占據(jù)著重要位置。彭治雨[30]對(duì)2014年之前高超聲速氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)技術(shù)的發(fā)展情況進(jìn)行了分析探討，討論了熱預(yù)測(cè)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)，提出了氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)技術(shù)應(yīng)研究解決的問(wèn)題。

目前高超聲速氣動(dòng)熱求解方法主要有三種：CFD直接求解、工程方法和降階模型。工程方法常用的是Eckert參考焓法、Spalding-Chi法計(jì)算表面熱流密度。降階模型方法主要采用POD和代理模型預(yù)測(cè)氣動(dòng)熱。近年來(lái)，大量文獻(xiàn)探究了氣動(dòng)熱對(duì)高超聲速氣動(dòng)彈性的影響。

針對(duì)表面熱環(huán)境的預(yù)測(cè)問(wèn)題，McNamara[15]采用Kriging 代理函數(shù)法構(gòu)建高超聲速熱流求解模型，具有考慮任意物面表面溫度分布的能力。Crowell[31]發(fā)現(xiàn)針對(duì)典型高超聲速三維翼面，采用優(yōu)化抽樣方式后的Kriging 模型預(yù)測(cè)精度優(yōu)于POD。Falkiewicz[32]研究了高超聲速熱氣動(dòng)彈性中的降階模型，基于POD方法建立計(jì)算瞬態(tài)熱傳導(dǎo)的降階模型。Weaver[33]、Hosder[34]研究發(fā)現(xiàn)，實(shí)際高超聲速飛行過(guò)程中，來(lái)流速度、黏性系數(shù)、來(lái)流密度等來(lái)流參數(shù)的不確定性也將明顯影響氣動(dòng)熱的計(jì)算結(jié)果。Bose 和Brown[35]詳細(xì)介紹了高超聲速氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)能力的不確定性。張子健[36]發(fā)現(xiàn)，振動(dòng)激發(fā)在斜激波中改變邊界層外流而對(duì)壁面熱流產(chǎn)生的影響與通過(guò)改變邊界層內(nèi)流動(dòng)而產(chǎn)生的影響是強(qiáng)烈耦合的，而在對(duì)壁面摩阻的影響中基本是解耦的。

上述耦合問(wèn)題的求解是采用分層求解方法將結(jié)構(gòu)和溫度場(chǎng)進(jìn)行解耦，近年來(lái)對(duì)耦合問(wèn)題的求解又出現(xiàn)了一些新的思路。Culler 和 McNamara[37]通過(guò)采用三階活塞理論計(jì)算氣動(dòng)力，采用 Eckert 參考焓法計(jì)算氣動(dòng)熱，建立了雙向耦合的熱氣動(dòng)彈性方法，并分別對(duì)高超聲速飛行器舵面和壁板進(jìn)行了熱氣動(dòng)彈性研究。Miller和McNamara[38]針對(duì)流-熱-固耦合問(wèn)題發(fā)展了松耦合分區(qū)多物理時(shí)間推進(jìn)解法；劉磊[39]發(fā)展了具有工程應(yīng)用價(jià)值的熱氣動(dòng)彈性計(jì)算數(shù)據(jù)流程及耦合求解策略。桂業(yè)偉[40]研究了氣動(dòng)力/熱與結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)多場(chǎng)耦合問(wèn)題的數(shù)據(jù)流程，提出了針對(duì)該耦合問(wèn)題特有的時(shí)間-空間耦合概念。張華山[41]利用商業(yè)軟件Abaqus編制了熱壁熱流計(jì)算程序，分析了舵面結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)的變化及對(duì)氣彈穩(wěn)定性的影響。

2 高超聲速飛行器熱氣動(dòng)彈性工程發(fā)展問(wèn)題分析

以上內(nèi)容主要是從計(jì)算方法的角度綜述，如果從工程實(shí)際出發(fā)，高超聲速飛行器的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題可以分為與外流相關(guān)的飛行器熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題以及與內(nèi)流道相關(guān)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題。其中，與外流相關(guān)的飛行器熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題包括全飛行器的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題、翼面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題、操縱面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題、壁板氣動(dòng)彈性問(wèn)題等。與內(nèi)流道相關(guān)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題包括超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道相關(guān)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題和噴管相關(guān)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題。

2.1 飛行器熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題

2.1.1 全飛行器的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題

高超聲速全機(jī)飛行器一般不存在單純的熱氣動(dòng)彈性動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性問(wèn)題，但從實(shí)際飛行器的工程特點(diǎn)看，熱氣動(dòng)彈性會(huì)與飛行動(dòng)力學(xué)耦合產(chǎn)生新的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性問(wèn)題[42]。首先，氣動(dòng)加熱的累積效應(yīng)造成飛行器結(jié)構(gòu)溫度分布隨時(shí)間而改變，從而引起其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性如結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率和振型的改變[43]; 其次，結(jié)構(gòu)柔性變形使得飛行器產(chǎn)生附加攻角等，引起額外的氣動(dòng)不確定性。由于高超聲速飛行器的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)區(qū)間非常狹窄，熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題導(dǎo)致的變形往往成為影響高超聲速飛行器配平和動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性的重要因素[44]。因此，需要建立多場(chǎng)耦合條件下考慮柔性變形的飛行動(dòng)力學(xué)模型(耦合氣動(dòng)彈性方程)進(jìn)行飛行動(dòng)力學(xué)特性分析[45]。

唐碩[46]總結(jié)了吸氣式高超聲速飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)特性及建立動(dòng)力學(xué)模型的方法。羅金玲[47]針對(duì)美國(guó)X-43X和X-51綜合分析了高超聲度飛行器機(jī)體/進(jìn)氣一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。蘇二龍等[48]建立了考慮氣動(dòng)加熱和變截面慣性矩影響的自由梁高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型，分析發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)加熱對(duì)振型和飛行器的縱向動(dòng)態(tài)特性影響較小。郭帥[49]開(kāi)展了針對(duì)支桿鈍體結(jié)構(gòu)的氣熱耦合研究，發(fā)現(xiàn)隨著耦合過(guò)程的進(jìn)行，逐漸升高的壁溫使得近壁面附面層流動(dòng)發(fā)生變化，進(jìn)而引起鈍體結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)的改變。蘇雪[50]開(kāi)展了鈍錐外形、雙橢球外形和空天飛機(jī)外形的氣動(dòng)熱數(shù)值模擬，結(jié)果顯示飛行高度越高，空氣越稀薄，化學(xué)反應(yīng)速率越低，飛行速度和攻角的變化對(duì)表面氣動(dòng)熱分布有較大影響。季衛(wèi)棟[51]發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)加熱使得結(jié)構(gòu)固有頻率降低，而固有振型并未隨溫度變化發(fā)生顯著變化，此外受氣動(dòng)加熱影響的結(jié)構(gòu)更容易達(dá)到動(dòng)響應(yīng)邊界。華如豪[44]認(rèn)為氣動(dòng)加熱的影響主要表現(xiàn)在振動(dòng)頻率方面，且會(huì)隨著加熱過(guò)程的持續(xù)而逐漸增強(qiáng)，從而強(qiáng)化結(jié)構(gòu)變形對(duì)配平特征的影響。肖進(jìn)[52]的仿真結(jié)果表明由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的黏性阻力對(duì)氣動(dòng)力的影響不可忽略，此外，機(jī)身結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)和高溫引起的結(jié)構(gòu)材料性能變化會(huì)顯著改變超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。Zhang[53]使用基于松耦合方法的靜熱氣彈模型對(duì)類(lèi)X-20和類(lèi)X-34飛行器的計(jì)算中發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)加熱對(duì)結(jié)構(gòu)變形和氣動(dòng)力有顯著影響。

2.1.2 翼面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題

從目前翼面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題進(jìn)展看，未來(lái)主要面臨的問(wèn)題是合理確定真實(shí)熱環(huán)境下的翼面熱結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性。在以前的研究工作中，翼面結(jié)構(gòu)很簡(jiǎn)單，甚至是一塊整體板結(jié)構(gòu)。但是，真實(shí)的飛行器翼面極少采用此類(lèi)的簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)，而真實(shí)結(jié)構(gòu)在熱防護(hù)情況下的時(shí)變傳熱過(guò)程分析、不同結(jié)構(gòu)約束下的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)行為確定將是未來(lái)的重要挑戰(zhàn)之一。從氣動(dòng)力的角度講，主要是在保證足夠精度的情況下，如何高效地計(jì)算出非定常氣動(dòng)力特性，另一方面，附面層發(fā)生轉(zhuǎn)捩后會(huì)影響表面熱載荷，間接改變熱氣動(dòng)彈性特征，而轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)的不確定性又會(huì)導(dǎo)致問(wèn)題的復(fù)雜性增加，可見(jiàn)研究以轉(zhuǎn)捩為代表的影響翼面熱氣動(dòng)彈性的因素也是十分必要的。

Danowsky[54]等研究了馬赫數(shù)、高度、結(jié)構(gòu)參數(shù)的不確定性對(duì)機(jī)翼顫振特性的影響。李國(guó)曙[55]研究了考慮熱效應(yīng)影響的高超聲速飛行器的靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題。Guo[56]研究了超聲速情況下具有間隙非線性和立方非線性的二元機(jī)翼的非線性顫振問(wèn)題，結(jié)果表明具有分叉和幅值跳躍現(xiàn)象。Lamorte[57]分析了真實(shí)氣體效應(yīng)及轉(zhuǎn)捩對(duì)高超聲速固定翼顫振邊界的影響性問(wèn)題，研究表明，真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)顫振邊界的影響不大，約為2%～6%，而轉(zhuǎn)捩位置在不考慮熱應(yīng)力時(shí)對(duì)顫振邊界的影響量在5%以內(nèi)，考慮熱應(yīng)力后，轉(zhuǎn)捩位置以非線性形式對(duì)結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性產(chǎn)生明顯的影響，這種非線性影響隨著熱傳導(dǎo)時(shí)間的推進(jìn)而加劇，最大變化量可達(dá)20%以上。

2.1.3 操縱面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題

操縱面是只有舵軸約束的自由翼面，作為高超聲速飛行器剛度特性相對(duì)較弱的活動(dòng)部件，更容易受到氣動(dòng)熱、舵軸位置、舵軸與機(jī)身間隙等因素的干擾，而操縱面的氣動(dòng)彈性問(wèn)題直接決定了整架飛行器的穩(wěn)定性與操縱性，對(duì)其做深入研究與分析是十分必要的。

李曉鵬[58]等人利用雷諾平均N-S方程研究了高超聲速舵面前緣半徑對(duì)氣動(dòng)力/熱特性的影響規(guī)律。文獻(xiàn)[59]基于當(dāng)?shù)亓骰钊碚摲治隽硕孑S位置對(duì)全動(dòng)舵面氣動(dòng)彈性特性的影響，在舵軸后移的過(guò)程中，失穩(wěn)形態(tài)由顫振轉(zhuǎn)變?yōu)殪o發(fā)散，并引起臨界動(dòng)壓突變。作者所在課題組對(duì)操縱面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題展開(kāi)了廣泛研究——文獻(xiàn)[60-62]分析了舵軸和間隙的熱效應(yīng)對(duì)舵面顫振特性的影響，并對(duì)實(shí)體和蒙皮骨架兩種結(jié)構(gòu)的舵面的熱顫振特性進(jìn)行了對(duì)比分析；葉坤[63]基于溫度分布參數(shù)化模型，對(duì)高超聲速舵面熱氣動(dòng)彈性中氣動(dòng)熱的不確定性及全局靈敏度進(jìn)行分析；文獻(xiàn)[64]分析了轉(zhuǎn)捩位置對(duì)高超聲速全動(dòng)舵面熱氣動(dòng)彈性的影響，發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩位置的變化能夠帶來(lái)顫振臨界速度最大6%的變化量。

2.1.4 壁板顫振相關(guān)的熱氣動(dòng)彈性

壁板顫振是飛行器柔性壁板的一種具有明顯局部特征的氣動(dòng)彈性問(wèn)題。當(dāng)壁板結(jié)構(gòu)發(fā)生顫振失穩(wěn)時(shí)，由于受到結(jié)構(gòu)非線性的影響，振動(dòng)幅值不會(huì)迅速發(fā)散而是維持在一定的量值，即不會(huì)像機(jī)翼顫振那樣引發(fā)迅速的破壞。然而，這種持續(xù)劇烈的振動(dòng)會(huì)造成結(jié)構(gòu)的疲勞損傷，影響壁板結(jié)構(gòu)的疲勞壽命甚至飛行安全。

有別于機(jī)翼根部固支、操縱面舵軸支撐的約束條件，壁板在結(jié)構(gòu)兩端可以采用簡(jiǎn)支、夾支或自由邊界的支撐方式。肖艷平[65]等研究了邊界松弛對(duì)壁板顫振響應(yīng)的影響，結(jié)果顯示，邊界約束的松弛會(huì)導(dǎo)致顫振臨界動(dòng)壓減小，靜態(tài)穩(wěn)定性降低，同時(shí)結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)更容易進(jìn)入混沌狀態(tài)。楊智春[66]研究了不同邊界條件下三維復(fù)合材料壁板的曲率對(duì)顫振邊界的影響。文獻(xiàn)[67]研究了彈性支撐的位置和支撐剛度對(duì)三維曲壁板顫振特性的影響。Sun[68]基于一階活塞理論，在對(duì)各種不同約束條件進(jìn)行組合的情況下，推導(dǎo)了二維對(duì)稱(chēng)交叉復(fù)合層板發(fā)生顫振的特征值。

壁板的氣動(dòng)彈性特征受多種因素的影響。肖艷平[69]研究了黏彈阻尼、壁板幾何尺寸以及面內(nèi)壓力對(duì)壁板顫振穩(wěn)定性的影響，并進(jìn)一步分析了黏彈壁板發(fā)生顫振時(shí)的分叉及混沌特性。王曉慶[70]研究了不同氣流偏角下復(fù)合材料壁板顫振分析及優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題。楊智春[71]基于帶有曲率修正的一階活塞理論，研究了動(dòng)壓參數(shù)對(duì)二維受熱曲壁板分叉特性的影響。Yang[72]對(duì)帶有黏彈性中間層的復(fù)合夾層板的超聲速壁板顫振特性進(jìn)行了分析。傳統(tǒng)的壁板只有一個(gè)表面受氣流作用的影響，若要研究?jī)?nèi)流問(wèn)題中壁板顫振的情況，需要考慮壁板兩面受氣動(dòng)載荷作用的影響。周建[73]基于von-Karman大變形理論和一階活塞理論，從解析的角度推導(dǎo)出了壁板兩面受氣動(dòng)載荷作用下的熱氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性邊界。Wang[74]研究了兩面受氣動(dòng)載荷作用的黏彈性受熱壁板的非線性顫振特性。近年來(lái)，激波主導(dǎo)流動(dòng)下薄壁板的熱氣動(dòng)彈性特性也成為一個(gè)研究熱點(diǎn)。Spottswood[75-76]等人采用實(shí)驗(yàn)方法研究了在超聲速氣流中完全夾支壁板的響應(yīng)，結(jié)果表明系統(tǒng)中存在明顯的流固耦合作用。Visbal[77]通過(guò)數(shù)值計(jì)算研究不考慮黏性以及考慮黏性的情況下，彈性壁板在激波主導(dǎo)的流場(chǎng)中發(fā)生的自激振動(dòng)。Brouwer[78]等人發(fā)展了基于CFD技術(shù)的當(dāng)?shù)鼗钊碚摲椒▉?lái)預(yù)測(cè)激波主導(dǎo)環(huán)境中的氣動(dòng)力。

2.2 內(nèi)流道熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題

2.2.1 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道的熱氣動(dòng)彈性

早期的高超聲速飛行器都是火箭動(dòng)力，其壁板顫振研究主要針對(duì)外流環(huán)境展開(kāi)，因此可以使用活塞理論等高效的氣動(dòng)力模型，近年來(lái)更精確的氣動(dòng)力模型也逐步引入到外流壁板顫振的分析工作中[79]。隨著吸氣式高超聲速飛行器的快速發(fā)展，吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道的薄壁結(jié)構(gòu)流固耦合問(wèn)題逐漸引起人們的廣泛關(guān)注。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的前期研究工作主要圍繞進(jìn)氣道與外形的一體化設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道的啟動(dòng)問(wèn)題、進(jìn)氣道喘振問(wèn)題、隔離段的有效性、燃料的摻混、燃燒的穩(wěn)定性、推進(jìn)效率影響等決定沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可行性的關(guān)鍵技術(shù)。由于在以前這些關(guān)鍵技術(shù)研究過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間較短且實(shí)驗(yàn)用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型流道結(jié)構(gòu)剛度大，熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題不顯著，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題沒(méi)有提到日程上來(lái)。

但是，隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展水平達(dá)到一定高度并逐漸應(yīng)用于實(shí)際飛行器，高超聲速飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題日益顯現(xiàn)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道采用薄壁結(jié)構(gòu)是一種必然選擇。這是因?yàn)椋紫?，未?lái)重復(fù)使用的高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)重量面臨極大的壓力；其次，薄壁結(jié)構(gòu)便于人為冷卻系統(tǒng)的設(shè)計(jì)[80]；再者，從防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)角度，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)需要?jiǎng)偠取⒎罒岬裙δ艿慕y(tǒng)一，薄壁結(jié)構(gòu)更便于不同功能的設(shè)計(jì)協(xié)調(diào)。因此，從高超聲速技術(shù)的進(jìn)展和發(fā)展歷程看，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道薄壁結(jié)構(gòu)的流固耦合力學(xué)問(wèn)題的研究需求已經(jīng)到來(lái)。

相比于傳統(tǒng)外流環(huán)境下的薄壁結(jié)構(gòu)，高超聲速飛行器吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道薄壁結(jié)構(gòu)面臨的環(huán)境更加惡劣，這體現(xiàn)在以下四個(gè)方面。

第一，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道中存在復(fù)雜的激波系，而且存在嚴(yán)重的激波與激波相互作用、激波與附面層相互作用、出口背景壓力變化引起的激波自激振蕩問(wèn)題[81-82]。這種壓力振蕩遠(yuǎn)比外流環(huán)境復(fù)雜，甚至出現(xiàn)喘振問(wèn)題，其流場(chǎng)的振蕩可以導(dǎo)致壓強(qiáng)峰值達(dá)到環(huán)境壓強(qiáng)的幾十倍。

第二，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒過(guò)程[83]、為增強(qiáng)燃料混合而采取的斜坡、凹腔等非流線型邊界[84-85]制造出的分離渦流動(dòng)都是非定常激勵(lì)的來(lái)源。這些壓力脈動(dòng)不僅影響到進(jìn)氣道的流動(dòng)，而且也會(huì)從壁板結(jié)構(gòu)傳遞到上游內(nèi)流道處的薄壁結(jié)構(gòu)。從結(jié)構(gòu)振動(dòng)的角度，這些激勵(lì)源也是內(nèi)流道一個(gè)重要的環(huán)境特征，更要關(guān)注的是，這些激勵(lì)的頻率范圍完全在結(jié)構(gòu)的低階頻率范圍之內(nèi)[86]。

第三，內(nèi)流道中的溫度場(chǎng)更加復(fù)雜和惡劣。由于內(nèi)流道內(nèi)部存在多次的激波反射和激波與附面層強(qiáng)烈干擾現(xiàn)象，導(dǎo)致了結(jié)構(gòu)壁面出現(xiàn)“熱斑”[87-88]特征。設(shè)計(jì)狀態(tài)下，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道需要飛行器前體激波對(duì)氣流進(jìn)行壓縮，唇口正處在前體激波抵達(dá)的位置，唇口的溫度可能比飛行器前體的溫度高出數(shù)倍[88]。這種溫度的劇烈變化，會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道薄壁結(jié)構(gòu)更大、更復(fù)雜的熱應(yīng)力響應(yīng)，增加了內(nèi)流道流固耦合問(wèn)題的復(fù)雜性。

第四，由于發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫環(huán)境會(huì)超過(guò)材料的溫度承受能力，長(zhǎng)時(shí)間工作的發(fā)動(dòng)機(jī)壁板還可能采取冷卻技術(shù)進(jìn)行降溫[80]，進(jìn)一步加劇了發(fā)動(dòng)機(jī)壁板結(jié)構(gòu)的溫度變化，增加了流固耦合問(wèn)題分析的難度。

從上述分析中可以看出，與外流的壁板顫振分析方法不同，由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道流動(dòng)的復(fù)雜性，內(nèi)流道的薄壁結(jié)構(gòu)流固耦合問(wèn)題的復(fù)雜程度極大提升，一些的傳統(tǒng)氣動(dòng)力的工程算法無(wú)法適用。

關(guān)于高超聲速飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道薄壁結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題，之前的研究少而且零散。20世紀(jì)90年代就有人開(kāi)展了相關(guān)薄壁結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題研究[89]。近年來(lái)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道薄壁結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性研究逐漸興起[90]。Culler[91]采用單向和雙向耦合方法對(duì)碳/碳材料的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)入口斜面薄板結(jié)構(gòu)熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題進(jìn)行了計(jì)算和分析。研究表明，薄板上的溫度和應(yīng)力峰值由于非均勻的溫度分布而明顯改變，薄板內(nèi)的溫度梯度對(duì)動(dòng)態(tài)響應(yīng)有很大的影響。Duzel[92]分析了二維進(jìn)氣道靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題。Frauholz[93]研究表明，流動(dòng)黏性對(duì)結(jié)果影響很大，在流場(chǎng)和熱氣動(dòng)彈性分析過(guò)程中必需考慮黏性效應(yīng)；同時(shí)，在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)中必需考慮進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)變形的影響，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)外形需要具有強(qiáng)魯棒性。近期美國(guó)的研究表明[94]，在馬赫數(shù)7的條件下，前端0.165 mm的結(jié)構(gòu)彈性變形就會(huì)導(dǎo)致4.5%推力的變化，而且變形的差異會(huì)導(dǎo)致推力10.2%的不確定性。德國(guó)在相關(guān)專(zhuān)題計(jì)劃的資助下，開(kāi)展了吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題探索研究[93]，其研究結(jié)果認(rèn)為采用絕熱邊界條件的CFD計(jì)算是不合適的，所模擬的分離泡大小會(huì)存在明顯差異，并且明確指出在實(shí)際飛行條件下，由于來(lái)流總溫更高，計(jì)算環(huán)境的不同引起的差異會(huì)更大。Reinert[95]研究了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在馬赫數(shù)8時(shí)的熱效應(yīng)，結(jié)果表明隔離段固體的加熱程度小于激波邊界層作用區(qū)域。Dai[96]發(fā)現(xiàn)當(dāng)考慮熱氣彈效應(yīng)時(shí)，進(jìn)氣道質(zhì)量流量增加，平均馬赫數(shù)減小，靜壓增加，激波邊界層相互作用加劇，總壓恢復(fù)系數(shù)減小。哈爾濱工業(yè)大學(xué)在國(guó)內(nèi)率先開(kāi)展了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁結(jié)構(gòu)的熱氣動(dòng)彈性研究工作[97]，在等截面簡(jiǎn)化模型情況下，其研究結(jié)果表明“通道內(nèi)壁板顫振特性與外流壁板顫振特性有所不同，其穩(wěn)定邊界小于外流壁板顫振穩(wěn)定邊界”。國(guó)內(nèi)其它學(xué)者[98-99]采用流固耦合方法研究了不同厚度壁板下進(jìn)氣道靜變形的影響和動(dòng)態(tài)氣動(dòng)彈性問(wèn)題，其研究結(jié)果表明，進(jìn)氣道變形對(duì)激波系有明顯影響。近期還有各國(guó)學(xué)者采用數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法研究了內(nèi)流道中的壓力脈動(dòng)和附面層影響以及氣動(dòng)彈性等問(wèn)題[78,100-101]。作者所在課題組長(zhǎng)期從事氣動(dòng)彈性方面研究，近年來(lái)也著手研究超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)彈性，而且率先開(kāi)展薄壁彈性振動(dòng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)和燃燒特性影響的研究[102-104]。

2.2.2 噴管的熱氣動(dòng)彈性

噴管在工作過(guò)程中，在非定常側(cè)向載荷的作用下，會(huì)產(chǎn)生流體域與固體域的耦合效應(yīng)，一旦出現(xiàn)動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定情況，其破壞力十分驚人，即使其動(dòng)力學(xué)過(guò)程不發(fā)散，該過(guò)程也是破壞結(jié)構(gòu)和影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的關(guān)鍵因素[105]。此外，燃燒和傳熱又大大增加這個(gè)過(guò)程的復(fù)雜程度。從已發(fā)表的論文來(lái)看，大多數(shù)研究?jī)H考慮熱和燃燒對(duì)噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和側(cè)向力的影響，同時(shí)考慮流-固-熱耦合的噴管研究較少。因此，研究和理解噴管的熱氣動(dòng)彈性對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制具有重要意義。

側(cè)向力載荷的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)是分析噴管氣動(dòng)彈性問(wèn)題的重要環(huán)節(jié)。側(cè)向力預(yù)測(cè)系統(tǒng)的建立，一般首先通過(guò)實(shí)驗(yàn)結(jié)果或簡(jiǎn)化的氣動(dòng)力模型和流動(dòng)分離判定準(zhǔn)則[106]來(lái)確定噴管的流場(chǎng)，再由噴管壁面壓力分布構(gòu)造強(qiáng)迫激勵(lì)力函數(shù)或傳遞函數(shù)，并對(duì)噴管進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析，根據(jù)分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比后進(jìn)一步優(yōu)化系統(tǒng)。

由于直接CFD/CSD數(shù)值模擬的復(fù)雜性，目前流固耦合多采用簡(jiǎn)化的數(shù)值模型。典型代表是Pekkari[107]模型以及Ostlund[108]等在此基礎(chǔ)上改進(jìn)的模型，但該模型的氣動(dòng)力公式是基于二維情況且流動(dòng)分離判據(jù)為經(jīng)驗(yàn)公式，導(dǎo)致計(jì)算的側(cè)向力大于實(shí)際值[105]。Ostlund改進(jìn)了Pekkari模型，通過(guò)求解Euler方程來(lái)修正物面擾動(dòng)引起的壓力變化，預(yù)測(cè)結(jié)果得到一定改善。Zhao[109]通過(guò)精確CFD和CSD求解器松耦合的方法發(fā)現(xiàn)柔性壁面的側(cè)向力高于剛性壁面最大達(dá)50%。Duzel[92]研究了靜氣彈對(duì)火箭噴管性能的影響，計(jì)算結(jié)果表明形變會(huì)對(duì)超聲速?lài)姽墚a(chǎn)生有利影響，對(duì)高超聲速?lài)姽軒?lái)不利影響。Zhang[110]的松耦合計(jì)算結(jié)果顯示，柔性噴管的側(cè)向力明顯大于剛性噴管，且形變以y向?yàn)橹?，比z向大將近一個(gè)量級(jí)。吳鵬鵬[111]等對(duì)燃?xì)饬鲃?dòng)和噴管結(jié)構(gòu)變形進(jìn)行了耦合計(jì)算。胡海峰[112]使用 CFD/CSD 松耦合分析方法發(fā)現(xiàn)，在啟動(dòng)過(guò)程中，噴管擴(kuò)張段承受的壓力較高、變形較大，噴管擴(kuò)張段端點(diǎn)部分變形隨時(shí)間并非嚴(yán)格意義上的周期變化。

直接進(jìn)行噴管CFD/CSD數(shù)值模擬計(jì)算最近剛剛起步。Emmanuel[113]采用緊耦合方法使噴管壁面壓力分布和形變?cè)诠腆w模塊和流體模塊間相互傳遞，取得了較好的結(jié)果。Wang[114]在已有的基于壓力、湍流模型、化學(xué)反應(yīng)的剛性噴管CFD方法中加入結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程，提出一種雙向流固緊耦合模型，比松耦合模型更加精確和高效。呂廣亮[115]等發(fā)現(xiàn)在特定壓比條件下，流固耦合不僅放大了側(cè)向載荷幅值，還加劇了其增長(zhǎng)速率。此外，呂廣亮同時(shí)研究了流動(dòng)固耦合對(duì)側(cè)向載荷和結(jié)構(gòu)變形的影響。

3 結(jié) 論

本文從研究方法和工程應(yīng)用兩個(gè)方面綜述了高速飛行器氣動(dòng)彈性問(wèn)題的研究進(jìn)展。首先介紹了氣動(dòng)力、常溫下的氣動(dòng)彈性和熱環(huán)境下的氣動(dòng)彈性的求解方法。接著從實(shí)際工程應(yīng)用出發(fā)，從全飛行器、翼面、操縱面、壁板顫振、發(fā)動(dòng)機(jī)、噴管幾個(gè)方面探討了熱氣彈問(wèn)題的發(fā)展動(dòng)態(tài)。其中，著重介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)(沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的壁板顫振和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的氣動(dòng)彈性)相關(guān)熱氣彈問(wèn)題的研究動(dòng)態(tài)。從這些研究工作中，可以得到下列趨勢(shì)特點(diǎn)和結(jié)論：

(1) 傳統(tǒng)熱氣動(dòng)彈性分析多以翼面為研究對(duì)象，對(duì)其基本規(guī)律已有較為清晰的認(rèn)識(shí)。未來(lái)的工作應(yīng)進(jìn)一步拓展研究范圍，包括準(zhǔn)確計(jì)算流動(dòng)轉(zhuǎn)捩和相應(yīng)熱流，準(zhǔn)確計(jì)算復(fù)雜復(fù)合結(jié)構(gòu)的傳熱特性和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，以便提高翼面熱氣動(dòng)彈性預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。

(2) 操縱面作為最可能出現(xiàn)氣動(dòng)彈性失穩(wěn)的部件之一，將會(huì)成為高超聲速飛行器熱氣動(dòng)彈性分析的重點(diǎn)對(duì)象。對(duì)于操縱面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題而言，結(jié)構(gòu)熱邊界的處理方式、縫隙內(nèi)部的熱環(huán)境和氣動(dòng)載荷、舵軸的熱響應(yīng)、舵機(jī)的熱特性、不同溫度場(chǎng)下的舵軸結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、間隙非線性環(huán)節(jié)都是操縱面熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題需要關(guān)注的問(wèn)題。

(3) 由于高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)空間狹窄，對(duì)于大長(zhǎng)細(xì)比的飛行器布局而言，熱靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題是影響飛行器平衡不可忽視的技術(shù)環(huán)節(jié)，因此，熱靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題將是預(yù)測(cè)飛行器配平特性的重要因素。

(4) 由于高超聲速氣動(dòng)熱、氣動(dòng)載荷、結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，難以準(zhǔn)確地對(duì)各種影響因素進(jìn)行建模，需要開(kāi)展針對(duì)各類(lèi)影響因素的不確定性分析，為飛行器總體設(shè)計(jì)提供全面的氣動(dòng)彈性信息。

(5) 吸氣式高超聲速動(dòng)力系統(tǒng)中內(nèi)流環(huán)境惡劣、流場(chǎng)復(fù)雜，而結(jié)構(gòu)重量和主動(dòng)冷卻的設(shè)計(jì)都需要采用薄壁結(jié)構(gòu)，因此內(nèi)流道內(nèi)部壁面的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題會(huì)越來(lái)越突出。一方面薄壁結(jié)構(gòu)本身存在氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性和疲勞破壞的安全隱患，另一方面壁面的振動(dòng)還會(huì)對(duì)內(nèi)部流場(chǎng)產(chǎn)生影響。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道中的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題會(huì)是吸氣式高超聲速飛行器未來(lái)熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題的重點(diǎn)之一。

(6) 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管中的熱氣動(dòng)彈性也可以納入到內(nèi)流道的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題范疇。隨著噴管擴(kuò)張段的壁面結(jié)構(gòu)越來(lái)越薄、使用的高度范圍越來(lái)越寬，新型噴管結(jié)構(gòu)如雙鐘噴管的引入，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題也會(huì)成為一類(lèi)高速飛行器典型的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題。