0 引 言

跨流域一般是指介于连续流和自由分子流之间的流动区域,从气体动力学角度看,主要包括黏性主导的近连续滑移流和稀薄过渡流,从空域范围看,与临近空间基本重叠。跨流域流动的雷诺数很低而马赫数很高,流动往往是层流,而且粘性层很厚,脱体激波后的极大熵梯度明显影响粘性流的结构。物面对流动的影响可以传播到远离物面的流动中,使粘性影响向外扩张并与外围无粘流动相互作用,并导致二者之间的界限难以严格划分。同时又因马赫数很高,激波后的气体分子状态远离平衡态,不仅气体分子的平动温度、转动温度和振动温度存在着显著差别,有些情况下还存在气体分子的化学反应。这种稀薄气体效应、强粘性效应和高温真实气体效应高度耦合的流动,已成为稀薄气体动力学的前沿研究课题。

虽然飞行器在该区域的气动力、热载荷比稠密大 气层内低,但大气的作用依然显著,且飞行器周围气体的流动特性与连续流相比有了显著差异,目前尚缺少系统可靠的跨流域气动预测方法。传统的弹道再入由于时间短、载荷小而将这类气动问题忽略或进行保守处理,从而回避了预测的困难。而新型高超声速飞行器具有非弹道、高可控、长时间飞行的特点,对跨流域气动特性的精细预测提出迫切需求。美国HTV2等新型飞行器试飞失败进一步表明,跨流域飞行的稀薄气体与高温真实气体效应对于飞行器的发展而言仍然有很多科学问题亟待深入研究。另外,美国X-37B、X-51A的试飞成功极大地激发了各国对于开发临近空间飞行器的热情,使跨流域问题成为当今热门研究课题之一。

国内外对跨流域的研究重点主要集中在以下几个方面：地球大气环境稀薄气体效应对飞行器气动力/热特性的影响、过渡区RCS喷流干扰对飞行器气动特性及控制效率的影响、行星(火星)大气环境稀薄气动特性研究、稀薄气体高温热化学非平衡效应及分子内部能态的激发与传递建模研究等。

本文在分析国内外研究现状的基础上,给出了风洞试验、数值模拟两个方面近十多年的研究进展。主要包括：跨流域气动力试验模拟准则、微量天平结构优化和测力技术、红外大面积中低热流测量技术、流场显示测量技术、过渡流区复杂流动的N-S/DSMC耦合算法等。最后讨论了下一步研究方向。

开展高声速飞行器跨流域气动力/热特性研究主要有地面试验、数值模拟和工程估算三类手段。其中,工程估算主要采用当地化方法对介于连续流与自由分子流之间的过渡区域进行搭桥,由于其计算结果置信度不高、桥函数依赖于风洞试验结果修正、对不同外形的适应性差,一般只用于简单外形或飞行器概念设计的气动估算,本文不再赘述。由于地面试验存在静温低、雷诺数低、有洞壁干扰、支架干扰等,而数值模拟又需要风洞试验数据验证,因此高超声速飞行器跨流域气动力/热预测研究有赖于多种手段的结合。

地面试验方面,主要利用低密度风洞、真空舱设备等开展试验研究。德国DLR高超声速真空风洞中的v1g、v2g试验段主要进行飞行器70～120km高度范围的气动力/气动热试验、反推力控制装置射流试验,及高马赫数稀薄气体流动的基础研究。所发展的测试技术包括利用三分量、五分量应变天平及电磁阻力天平进行稀薄流区气动力测量;采用瞬态薄膜技术及热电偶技术进行稀薄流区气动热测量;采用微压传感器和真空计进行模型表面压力测量;配置电子束流场诊断系统,可开展流场显示、流场密度测量、转动温度和振动温度测量等试验。法国的SR3低密度风洞配有电子枪进行定量的密度测量和流动显示,用外支架天平进行广泛的气动载荷测量,还配置有壁面压力和热流计、红外测热系统、干涉仪和纹影仪等。SR3低密度风洞的雷诺数覆盖范围广,覆盖了从近自由分子流到连续流,扩展到强干扰和混合层区。

俄罗斯中央流体动力研究院的T-117高超声速风洞、中央通用机械研究院的U-16高超声速低密度风洞、ITAM的T-327高超声速低密度风洞等配置有天平、热敏涂料、红外测热系统和电子束荧光流场诊断系统等测试设备。美国AEDC的L、M两座低密度风洞M－Re数覆盖范围较宽,并与其他高超声速风洞配合,满足了其航天飞行器的试验需求。R.J.Vidal 对高超声速楔形流中低密度效应进行了试验研究,将试验获得的热流结果与粘性边界层理论数据进行了比较,试验获得的压力结果与边界层位移理论、楔形流理论数据进行了对比,研究表明低密度效应在压力数据中是明显的^[1]。

中国空气动力研究与发展中心(CARDC)拥有国内唯一可以进行高空稀薄气动力/热试验的高超声速低密度风洞。经过三十多年的不断发展,逐步形成了高空气动力/气动热稀薄气动特性试验技术、高空羽流及喷流干扰试验技术。唐志共、杨彦广、戴金雯、李绪国等研制发展了多种结构形式和量程、从二分量到六分量的系列微量天平,研制了国际上首套体轴系自动复位的微量天平校准系统,先后建立了锥-杆组合体、大钝头体、多体干扰、复杂升力体等的稀薄过渡流区气动力试验方法^{[2, 3, 4, 5, 6, 7, 8]}。张金涛、华威等针对钝锥外形开展了薄壁量热技术与液晶热图技术,李明、祝智伟等人在国内率先建立了红外热图测热试验技术,并成功应用于大升阻比复杂外形的稀薄气动热测量试验^{[9, 10, 11]}。杨彦广、陈爱国等建立了平板横向喷流、姿控发动机羽流干扰试验技术;李明、廖俊必、李震乾等开展了羽流撞击平板试验技术研究,并利用辉光放电装置进行了流场显示,发展了低压力测量技术^[12]。

尽管如此,地面试验还需要进一步完善试验模拟准则,以实现从近连续流到稀薄过渡流跨流动区域的气动力/热试验模拟和数据关联;针对小尺寸模型内腔狭小和气动载荷小的特点,解决小尺寸、小量程内式六分量应变天平结构布局难和灵敏度低的技术难题;针对中低热流测量问题,解决局部干扰区与驻点热流的精细测量问题;针对跨流域模拟高度宽的特点,需要建立多种流场显示与测量手段。

数值模拟方面,主要采用三种方法：DSMC、N-S/DSMC耦合、基于Boltzmann及其模型方程的数值模拟方法。

DSMC方法不仅能够模拟三维稀薄气体流动的复杂流场,而且能够真实地模拟包括热化学非平衡效应以及热辐射等物理化学过程在内的稀薄气体流动问题,其结果得到微观细节和宏观气动力试验的验证,是公认可用于复杂工程问题研究预测的稀薄流数值模拟方法。这种方法发展较早,可查阅的文献较多^{[13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43, 44]}。直接求解Boltzmann方程一直是学者们追求的目标,但其解析求解极其困难,目前数值求解方法主要有矩方程方法、离散速度坐标法、模型方程方法、有限差分方法、BGK格式方法等,可参阅香港科技大学的徐昆^[45]、CARDC的李志辉等开展的研究工作^{[46, 47, 48, 49]}。DSMC方法与基于Boltzmann及其模型方程的数值模拟方法不是本文讨论的重点,下面仅对N-S/DSMC耦合方法国内外研究现状作一回顾。

为开展较低高度过渡流区(通常为90km以下)流动的数值模拟,研究者们进行了各种尝试。其中N-S/DSMC耦合算法得到快速发展,国内外学者开展了多种耦合算法的研究。该算法基于N-S方程与DSMC方法的分区耦合模拟,扩展这两种数值方法的应用范围,并使计算效率在工程上可接受,是近期有望率先达到工程实用化的跨流域数值模拟方法。Hash 和 Hassan采用松耦合方式对高超声速钝锥绕流进行了模拟,这种耦合方式仅适合分界面一次性确定并且界面上参数不变的情况^[50]。另一种耦合方法是紧耦合方式,CFD和DSMC计算区域时刻进行流场信息交换。Wadsworth和Erwin最先利用参数插值方法开展这种紧耦合方法的研究^[51]。Hash 和 Hassan采用Marshak边界条件^[52],建立了一种耦合方法,应用于Couette流和高超声速绕流。Marshak边界在耦合边界上采用通量守恒边界条件,通量一半来自CFD,一半来自DSMC。为了发展耦合算法,后加滤镜方法来降低DSMC统计波动的影响。Oh和Oran研究表明通量修正传输(FCT)方法能够滤掉高频波动,信息通过双线性插值方法从DSMC向N-S区域传递^[53]。Thomas提出了一种MPC(modular particle-continuum)耦合技术^[54],N-S方程和DSMC方法几乎不用修改就可以耦合在一个程序中。在信息交换过程中,采用亚松弛技术,可以有效抑制DSMC统计波动对CFD计算的影响,随后,该耦合方法被推广到热、化学非平衡流动中。Timothy对MPC耦合方法实现并行化,进一步提高了计算效率^[55]。李中华根据MPC耦合思想,建立了能够自动分区的耦合算法,并在三维气动特性预测中进行了验证^{[56, 57, 58]}。N-S/DSMC耦合算法需要解决CFD方法与DSMC方法自动分区与信息交换问题。

按照钱学森提出的流态划分准则,流动分区如图 1所示。跨流域气动力/热试验模拟高度范围跨度较大,试验流场涵盖近连续流、滑移流和过渡流。

图 1 流动分区图 Fig. 1 Map of different flow region

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在稀薄流区,表征流动稀薄程度的模拟参数是克努森数Kn,其定义为平均分子自由程与流动的特征尺度之比。一般而言,120km以上为自由分子流区。随着飞行高度的降低,逐步进入过渡流区(90km左右),激波和边界层开始出现,此时,表征流动的特征尺度由飞行器特征长度变为边界层厚度,Kn的计算公式变为：

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式中,Re_∞为雷诺数,L为飞行器特征长度,δ为边界层厚度。

在连续流区,飞行高度较低(高Re数)时,飞行器绕流的边界层很薄,粘性对流动的影响小。随着飞行高度增加,边界层增厚,与外部无粘流的相互作用不断增强,粘性干扰逐渐成为流动的主导因素,流动状态向近连续的滑移流和过渡流(60km左右)演化,此时,一般采用粘性干扰参数进行表征。该参数有多种表达形式,其中考虑边界层内参考温度影响的第三粘性干扰参数V^*在航天飞机气动力系数的关联中取得较好的一致性,可作为近连续流气动模拟的相似参数。V^*由下式确定：

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式中,M_∞为马赫数,C^*为Chapman-Rubesin 因子,Re_L∞为雷诺数。

过渡流与连续流的分界,因飞行器的外形及特征尺度、马赫数等因素而异,分界点高度不尽相同,一般在50~70km范围。在不同流区分别采用克努森数、粘性干扰参数进行表征,可以对地面试验的模拟状态进行很好地搭接,实现从稀薄流到连续流的统一模拟。图 2给出了某乘波体飞行器在模型缩比J=0.05、马赫数M_∞=12条件下,两种模拟参数的关联结果,搭接高度为52km。

图 2 某乘波体不同模拟参数的模拟高度关联图 Fig. 2 Simulation altitude map using different simulation parameters

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测力天平是气动力试验的关键测试仪器,由机械结构本体、应变计和测量线路组成。研制用于飞行器跨流域气动力测量的微量天平,其结构主要存在以下难点：1)小尺寸的结构限制;2)气动载荷小与模型自重大的矛盾;3)滚转力矩、轴向力单元结构小与天平纵向刚度/强度要求矛盾突出;4)纵横向载荷不匹配问题。此外,在高超声速流动中,由于气动加热,试验模型表面温度升高,还容易产生温度效应问题。

天平要完成气动力的6分量分解,其结构非常复杂,其测力元件结构形式、元件间布局等方面都必须综合考虑。天平元件采用对称布局方式：将法向/侧向力、俯仰/偏航力矩元件在两端分段布置,使这4个分量既缩短了元件长度,又提高了灵敏度;将轴向力、滚转力矩元件居中垂直布置,并采用多片梁结构,使这两个分量既有较高的灵敏度,又降低了其他分量带来的干扰。上述设计使天平的整体强度、刚度,各分量的应力、应变及灵敏度等性能比较均衡,同时有效减小了分量间干扰和单元热输出,降低了小尺寸天平加工难度。通过优化,大大降低了天平的设计裕度,解决了天平灵敏度提高和设计风险增加之间的矛盾,有效提高了天平测量的精准度。

采取在天平与模型、支杆之间采取隔热套、水冷、选择温度自补偿的中温应变计等方法,有效降低了温度效应对微量天平测量精度的影响。

通过上述优化设计和反复实践,研制出可实现复杂外形跨流域气动力测量的尾支撑内式天平。测量分量数从三分量扩展到六个分量,A、N、M_z的测量精度从3%提高到1%以内,Z、M_y、M_x达3%水平。图 3为典型的小量程六分量天平结构,图 4给出了某临近空间飞行器(CAV)在不同俯仰舵偏角下轴向力系数C_A随迎角的变化数据。

图 3 天平结构与网格划分 Fig. 3 Framework of microbalance and partitioned grids

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图 4 CAV外形CA随迎角的变化 Fig. 4 CA varied with attack of angle of CAV model

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中低量值热流测量具有以下难点：1)模型表面热流密度低。由于热流载荷小,各种因素的干扰影响相对变大,这种小参数、高精度测量是一个棘手的问题。2)模型小。为了尽量模拟高空环境,通常需要尽量减小模型缩尺。采用小模型,使热电偶布点少、安装困难、测量精度难以保证。3)采用非接触方法进行模型表面热流测量,需要解决大极角发射率的修正、驻点区域热流测量、模型物面与热图像素坐标的对应关系等问题。针对以上难点,采取了以下措施：采用红外热图非接触方法,一次试验可以获得 连续的热流分布图谱,解决热电偶测点不连续、数据量小且不便安装的问题;通过降低模型背景噪声、 控制模型表面温度范围,提高低热流测量精度;通过密封旋转装置及内外气流循环方式,确保红外窗口冷却与红外热像仪内外气压平衡,提出主动适应方法,解决大极角情况下模型表面发射率的修正问题;采用红外反射光路对测量区域进行拓展和放大,解决试验模型局部干扰区和驻点区域热流测量问题^[10];采用参考网格法,确定模型物面与热图像素坐标的对应关系。分析红外测热各误差项权重,建立基于泰勒级数误差传递的测热不确定度评估方法,指导改进重点误差环节。通过红外热图与热电偶同时测量的平板斜坡薄壁模型热流二者符合得较好,如图 5。图 6给出了测量方法改进前后的热流测量区域,过去只能获得半球圆柱模型表面θ角30°以后区域热流,改进后可以得到整个区域热流。半球圆柱模型大面积区域测量精度从20%提高到12%、驻点/局部区域从30%提高到20%。

图 5 平板斜坡模型红外与热电偶结果比较 Fig. 5 Comparison of heat transfer rates between with thermocouple and with infrared mapping

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图 6 半球圆柱球头测量区域过去与现在比较 Fig. 6 Comparison of h/h0 distributions between in the past and at present on semi-cylinder testing model

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尽管流场显示与测量技术发展很快,但对临近空间跨流域模拟,高度从30km变化到100km左右,流场密度及静压相差几个数量级,至今还没有任何一种技术能完全满足其流动显示与测量的需要。为此,根据不同用途开发了适用于低密度流场的三种流动显示与测量技术：纳米粒子平面激光散射(NPLS)测量技术、辉光放电流场显示技术、低雷诺数油流显示技术。

NPLS技术由国防科技大学易仕和教授研发并成功应用于超声速流动的显示与测量,该技术与PIV相比具有粒子跟随性好的优势,与PLIF相比又有流动成像信噪比高的优点^{[59, 60]}。将该技术拓展运用于高超声速流动,需要解决高超声速试验流场激光散射光信号微弱、流场示踪粒子与试验主气流均匀混合等问题。当流场密度较低时,可通过辉光放电流场、低雷诺数油流显示技术对流场进行定性显示。辉光放电技术结构简单,操作方便,便于推广运用。

高超声速流场密度比驻室密度低2~3个数量级,导致随气流运动的TiO₂纳米示踪粒子浓度也很低,散射光非常弱。例如在马赫数M5试验条件下,流场密度大约为驻室密度的1/88,而在马赫数M10时,流场密度大约为驻室密度的1/2000。为了解决这个问题,在气流中注入CO₂气体,CO₂气体通过喷管膨胀后迅速冷凝成纳米量级的粒子,与TiO₂纳米粒子共同作为流场示踪粒子,提高散射光强度。此外,通过加长管路、加大管径、多孔注入等方式,解决流场示踪粒子与试验主气流均匀混合等问题。通过上述措施,将NPLS技术拓展运用于高超声速激波/边界层干扰研究^[61]。

图 7、图 8分别给出了入射斜激波与平板激波/边界层干扰的纹影和纳米粒子激光散射流场。由于纹影技术检测的是光学扰动沿整个光路的积分值,加之模型边界的衍射效应,很难观察到边界层内部流场结构。在相同试验条件下,NPLS技术获得了模型边界层内湍流的演变过程,这是纹影方法等常规手段所难以得到的(图 8中两图间隔时间为5μs)。

图 7 马赫数M5条件下平板模型纹影流场图 Fig. 7 Flowflield schlieren picture of the flat plate model under M5 experimental condition

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图 8 马赫数M5条件下平板模型边界层流场图 Fig. 8 Flowfield picture of the flat plate model in boundary layer under M5 experimental condition

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辉光显示的原理为：低压气体中的自由电子和离子在外加电场的作用下加速,并与气体分子发生碰撞产生二次电子和离子,使气体分子激发到高能态;不稳定的受激分子通过跃迁发射出特定波长的辉光,辉光强弱是试验流场气体压力的函数,通过辉光强弱可以显示试验模型的流场结构。通过辉光放电流场显示技术,解决了模拟高度从60km到100km的流场显示问题,可提供高超声速飞行器绕流波系、翼身激波干扰等直观图像。辉光放电装置由交流高压电源、放电电极及记录装置组成,通过其获得的高空羽流流场图像如图 9。

图 9 高空羽流辉光放电流场图 Fig. 9 Flow field picture of the plume at high altitude

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油流显示是通过模型表面油膜在气流作用下的变化,反映近壁极限流线的一种流动显示技术,其关键是油膜粘度及流动性与边界层粘流状态的匹配。

针对低雷诺数、低剪切力的特殊流动条件,配制相应的示踪粒子混合油剂,其示踪粒子浓度、油剂粘稠度等指标都较好地适应了稀薄流场边界层流动及风洞运行时的试验条件,可以获得满意的壁面流动图谱。图 10给出了平板模型侧向喷流与低密度主流相互干扰的流动图谱,及依据该图谱分析得到的喷流干扰区流动多层次分离结构。

图 10 横喷干扰平板模型油流图及流动分离结构 Fig. 10 Oil flow picture of the flat plate model as well as flow separated structure in interaction of lateral jet flow

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在过渡流区,传统的数值计算方法中,连续流求解N-S方程CFD技术和稀薄流的DSMC方法都会遇到各自的困难。在过渡流区由于稀薄度的增加,N-S方程往往会在局部或者全部区域失效,其结果可能会在流场和物面力/热参数等计算方面产生比较大的误差。DSMC方法受网格、时间步长以及仿真分子数等因素的限制,计算效率很低,这给数值求解该流区高超声速绕流问题带来了极大的困难。为拓展N-S方程和DSMC方法应用范围,在已有的CFD和DSMC方法和程序的基础上,采用MPC(Modular Particle-Continuum)耦合技术,对CFD和DSMC方法的计算程序进行耦合计算。

MPC的耦合方案为：在统一的网格系统下,把流场分为CFD计算区域和DSMC计算区域,CFD和DSMC在各自的区域进行计算。在分界面上,两种方法进行信息交换,CFD和DSMC方法相互提供边界条件。在两个独立的程序外部加入网格和信息交换模块,就可以实现N-S/DSMC的耦合计算。

N-S/DSMC耦合算法需要解决CFD方法与DSMC方法自动分区问题、信息交换问题。

采用当地克努森数Kn_l判断连续流方程的失效问题：

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式中,λ为当地流场气体分子平均自由程;Q为当地流场宏观参数。

当克努森数Kn_l大于0.02,认为连续流方程失效,该网格采用DSMC方法进行模拟。在计算过程中,根据CFD结果不断调整DSMC方法计算区域,直到流场达到稳定。

CFD的信息比较容易传递给DSMC方法的计算区域。对交界面上的每个网格上的当地宏观流动参数,进行适时地更新,可以把CFD结果的变化适时地传递给DSMC求解区域。DSMC方法求解区域的信息向CFD求解区域的传递比较困难。这是因为在DSMC方法计算稳定之前,统计结果要定时清零更新,统计样本不可能太大,会使得宏观参数有较大的统计波动。为了抑制DSMC方法的统计波动对CFD计算的影响,采用 “亚松弛”技术。在每个时间点j上,一个网格中由DSMC方法得到的宏观参数为Q_j(包括ρ、u、v、w、T),传递给CFD的参数与上一步的参数进行加权平均:

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式中,θ为网格中新参数的较小的权重;相应地,(1-θ)是较大的权重。通过这种“亚松弛”技术,能够比较好地抑制DSMC方法的统计波动对CFD计算的影响。

在Case1(马赫数为12.98、总压1.309MPa、总温595K、克努森数0.018 1)、Case2(马赫数为12.90、总压0.662MPa、总温597K、克努森数0.025 9)和Case3(马赫数为12.69、总压0.280MPa、总温595K、克努森数0.037 3)的试验条件下，图 11给出了以返回舱低密度风洞试验条件为算例,对N-S/DSMC耦合算法进行了验证。比较数值计算结果和风洞试验结果,以迎角10°为例,计算与试验结果的偏差C_A为3.2%,C_N为3.1%。表明耦合算法的结果与试验结果符合较好,验证了所建立的方法和程序。

图 11 不同状态下气动力计算与风洞试验比较 Fig. 11 Aerodynamic force comparisons between by computation and by wind tunnel under different conditions

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樊菁(2013)根据2008年、2010年和2012年3届国际稀薄气体动力学会议的主题,指出了稀薄气体动力学的研究方向^[36]。本文在此基础上,从学科发展、工程型号需求等方面,总结跨流域流动下一步研究。

发展电子束荧光流场诊断技术,实现粒子数密度、转动温度、振动温度、点速度和平均速度等基础流动参数的定量测量,为跨流域流动机理研究及数值模拟验证提供基础手段;发展新型光纤天平测力技术,进一步提高微量天平的抗温度、电磁干扰能力及测试精度;发展跨流域的飞行器舵面铰链力矩测量技术、热喷流试验技术、多体分离试验技术、完善微压测量、大面测热试验技术,为临近空间高超声速飞行器跨流域气动力、热及控制、分离特性预测提供更精细、保真度更高的试验研究手段。

针对空间环境的姿控发动机射流这一典型跨流域流动问题,发展羽流撞击、污染的试验模拟环境及相关试验技术,开展羽流污染物输运/沉积过程及其污染效应、多喷管羽流干扰效应研究,建立羽流干扰效应及空间环境污染数据库。

需进一步发展完善气-面相互作用模型、考虑量子效应的振动激发与非平衡化学反应模型、气体电离与辐射模型,并深化上述复杂动力学、热力学及热化学作用机理及对飞行器气动力/热特性的影响研究。

N-S/DSMC耦合计算方面：发展完善化学非平衡流动的计算方法,解决流动与化学反应两种时间尺度引起的刚性问题、微量组元在两种算法交界面信息传递的波动问题,建立N-S/DSMC耦合算法的复杂飞行器跨流域气动特性通用分析软件系统。

基于Boltzmann模型方程的统一算法方面：发展适于混合气体和化学反应的Boltzmann 模型方程,进一步优化大规模并行算法,提高计算效率,使之稳定运行于数万CPU的超大规模并行计算机系统。

本文回顾了近年来在跨流域气动力/热预测技术方面的研究进展。建立了粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则,实现了从连续流到稀薄流的统一模拟;发展了微量天平优化设计方法和测力技术,解决了六分量微小载荷测量的天平布局、灵敏度、分量间干扰等难题;发展了红外大面积中低量值热流测量技术,采用主动适应、光路反射等方法,解决了大极角发射率修正与驻点区域热流准确测量问题;针对跨流域流动特性变化大、单一手段难以覆盖的特点,发展了多手段结合的流动显示与测量技术;建立了N-S/DSMC自适应紧耦合的数值模拟方法,实现了连续流和稀薄流区域的自动分区,发展了可有效抑制DSMC统计波动影响的亚松弛技术。地面试验具备了模拟高度从30多km到100km、马赫数从5到24的跨流域气动力、气动热与流场显示能力。通过风洞试验和数值模拟相结合,为新型高超声速飞行器跨流域气动特性模拟和预测提供了有效的研究手段。

当前,跨流域气动研究尚未成熟,亟待发展更为精细、保真的试验和数值模拟方法,在包含各种复杂效应的流动机理方面也有待开展更加深入细致的研究,本文对下一步的研究方向也进行了初步探讨,其中部分工作已经开展,在不久的将来可以取得实质性突破。