中国空气动力学会拟推荐光华工程科技奖提名候选人主要成就、贡献简介

段卓毅同志作为一飞院总设计师，他长期奋战在科研一线，在飞机总体气动设计、多学科优化等领域有颇高的学术造诣。经过几十年的型号研制实践，历练成一名“技术通、管理精”的复合型技术专家。在工信部（科工委）、总装备部、空军装备部、海军装备部等下达的预先研究课题中，作为项目负责人承担预研课题11项，作为课题副组长承担预研课题6项，现任海军XX重点在研型号总设计师，曾担任已经首飞的XX飞机的项目负责人和常务副总师，总装XX飞机预先发展型号的总师和项目负责人，XX飞机立项论证型号和XX专项背景课题的项目负责人。

作为航空工业集团公司特级技术专家，段卓毅同志深刻意识到预先研究是飞机型号研发的先导和基础，是对新技术发展方向和趋势的分析与判断。在“新型XX运输机”、“某多用途飞机”、 “自然层流机翼”、 “民机特殊气动力部件优化设计”、“超临界机翼多学科飞行验证”等型号研制与课题研究中，他带领团队先后突破了层流流动控制、大展弦比扁平融合体气动布局设计、垂直提升式起落架收放机构原理设计等一系列关键技术，形成了一种大型运输飞机布局，大型飞机水平测量方法、飞机前缘缝翼剖面曲线的设计方法等多项专利，极大的提高了相关研究领域的技术成熟度，部分研究成果已成功应用于ARJ21飞机、大型运输机气动力设计、XX中型运输机等型号和预发展型号的设计中。

在担任某重点型号总设计师期间，面对空前的研制困难，段卓毅同志带领研制团队充分利用大数据、数字化等“互联网+”时代先进技术，将信息化高度融入设计、制造和试验中，优化资源，提高效率。在设计中创新的采用基于模型的系统工程（MBSE）先进设计理念，在国内率先探索高指标、强约束条件下的涡桨飞机正向设计方法。针对“规范桎梏、举步维艰”的设计困局，创新性的提出了基于使用需求的飞/发/信息一体化综合设计方法。工作中梳理主次，凝练关键掣肘，集中资源努力攻关，先后突破了强滑流影响下的紧凑布局非线性气动力设计、复杂流场下多垂尾多操纵面尾翼设计、飞/发一体化设计、新型半富勒式襟副翼气动及机构设计、机翼空间斜定轴折叠机构设计等一系列关键技术。同时凝练申报了一种舰载运输类飞机气动布局、一种舰载运输类飞机的垂尾结构、舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构、半富勒式襟副翼、特殊纵向操纵面等多项专利，为型号研制的顺利推进奠定了基础，使我国即将成为继美国之后世界上第2个拥有该类飞机的国家。

在大型运输机高效增升装置气动设计技术研究项目中，本着勇于探索、身先士卒的科研作风和勤于钻研、严谨求实的研究态度，不仅在国内率先研究开发出五段翼型设计分析软件，还带领研究团队在高效增升装置气动布局设计、全机复杂流场CFD模拟、失速特性设计、雷诺数效应评估、增升装置多学科优化等方面取得了重大突破，打破了国外长期以来的技术封锁。相关成果已在大型XX运输机型号设计中应用，并荣获集团科技进步一等奖和国防三等奖。

任某飞机项目负责人和常务副总师时期，在国内首次采用项目成熟度管理，动态优化资源，实现设计、制造、试飞一体化设计，高度交叉并行，以创新的管理手段实现了效率质的飞跃。两年内，实现了某型飞机挂装超大型武器、增加XX装置，攻克了超大型外挂物构型设计、XX装置气动噪声分析、飞机编队气动干扰等技术难题。

作为中国航空学会常务理事、空气动力学分会副主任委员、工信部民机十二五规划飞行器组副组长、总装973空气动力专家组成员、中国空气动力重点实验室等8个学术委员会委员，组织开展了工信部民机专项科研指南的筛选/评议/上报、集团十三五民机预研规划、集团2035预研规划等重大发展规划。

多项科技成果荣获国防和集团公司科技进步奖：其中国防三等奖1项，集团一等奖1项、二等奖3项、三等奖2项，并荣获集团型号总指挥优秀个人一等奖2项、优秀领导者奖1项。同时，在型号研制和课题研究工作中还荣立集团二等功3次、三等功1次。所获研究成果在空气动力学报、飞行力学、实验流体力学、航空科学技术、工程科学、国际航空等专业学术刊物发表论文50余篇，主编、主持翻译和译校并出版译著5部，申请专利5项。

高超声速科技是新世纪国际航空航天核心关键技术，对人类社会和国际战略格局将产生革命性影响。高超声速飞行伴随的强激波与热化学反应耦合效应是高温气体动力学主要学科问题。姜宗林长期从事高超声速和高温气体动力学理论与实验的综合研究，取得了以下成果：

一、提出高超声速复现风洞理论和技术体系

风洞是推动新型飞行器研发的科研重器，一代风洞技术决定一代飞行器的研制水平。高超声速独特的高温气体效应颠覆了传统风洞实验相似模拟准则，复现高超声速飞行条件的风洞理论与技术是六十年来久攻未破的世界难题，制约着高超声速科技的发展。

1. 长实验时间复现风洞理论：（1）提出气相爆轰波起爆与传播统一框架理论，揭示临界气动状态、非线性波传播与化学反应相互作用机制，建立了激波/化学反应进程/介质物性耦合的研究方法；（2）提出爆轰驱动激波风洞缝合运行理论，揭示了爆轰波、激波传播与气体界面声阻抗匹配关系，突破了限制实验时间的瓶颈；（3）揭示了激波/边界层相互作用诱导的驱动/实验气体掺混机制，建立的边界层流动分区隔离方法避免了驱动气体污染实验气流；（4）揭示了喷管起动激波对实验流场的干扰机制，创立的真空系统E型气动布局排除了起动激波干扰。

长实验时间激波风洞理论得到广泛关注。美国国家高能激波风洞首席科学家Holden指出：“延长实验时间一直是LENS风洞技术的主要研究目标。传统激波风洞仅适合冷壁热流测量，延长时间可以做吸气发动机、火箭／羽流相互作用、气动力和动力学等试验研究，JF12已经达到100ms”。

2. 复现风洞技术体系：基于复现风洞理论，构建完整的复现风洞技术体系，突破了传统激波风洞驱动功率小、实验时间短和测量精度低的瓶颈。其大功率爆轰驱动技术利用化学能替代机械能，变革了国际主流机械压缩模式；长实验时间激波风洞技术解决了界面反射、边界层和起动激波干扰难题，实验时间得到量级提升；复现风洞测量技术大幅度提高了极端环境条件下的实验数据精度。在首批国家重大科研装备研制项目的资助下，研制成功了国际首座复现高超声速飞行条件激波风洞(JF12复现风洞)。

国家重大项目验收委员会：JF12复现风洞 “同时达到了‘复现气流总温和总压’、‘产生纯净试验气体’、‘满足基本试验时间需求’和‘能够全尺寸或接近全尺寸模型试验’等四项关键技术指标，实现了高超声速飞行器地面试验的复现能力，为我国重大工程项目的关键技术和高温气体动力学基础研究提供了不可替代的试验手段” 。中国空气动力学会：“复现风洞理论和技术体系成为张涵信荣誉理事长倡导的‘创新理论，成功实践，中国制造，世界领先’的空气动力创新发展的典范”。鉴于对复现风洞理论和技术体系的原创性贡献，姜宗林以第一完成人获得2016年度国家技术发明二等奖。

美国航空航天学会：“姜创立了大尺度高超声速实验装置新高度；建立了高超声速复现风洞；其设计不用移动部件，能比传统风洞产生实验时间更长、能量更高的实验气流” 。姜以“在构思、发展、运行世界最大复现高超声速条件激波风洞方面的高超引领能力”获得2016年度地面试验奖（设立于1975年，授予航空航天地面实验领域的杰出科学家），系亚洲科学家首次获奖。

二、揭示“模拟”偏离“复现”实验的机理和规律

完成系列复现风洞实验研究，推进了学科发展：（1）高超声速分离实验首次揭示了全尺度飞行器/部件分离的气固耦合机制，发现了传统分离技术的重大缺陷，“为技术改进和优化设计提供了关键的试验数据” ，规避了飞行试验事故；（2）大尺度气动热实验解决了风洞“模拟”实验难以再现的边界层尺度效应，验证了飞行试验异常烧蚀的机制，“揭示了特殊部位的高超声速气动热规律，对于推动型号研制具有重要意义”；（3）大尺度气动力实验首次揭示飞行器法向力异常机制，确认是分子振动激发导致的高温气体效应，“对于国家高超声速飞行器研发具有重要支撑作用” ；（4）提出风洞实验数据多空间相关理论，并依据复现风洞数据支撑，建立了风洞实验与飞行试验数据的关联方法，成为航天部门气动数据分析方法研究的新方向。

复现风洞实验研究揭示了“模拟”实验偏离飞行试验数据的机理与规律，对国家重大任务实施和高温气动学科前沿探索发挥了不可替代的作用。鉴于姜宗林及其团队在解决重大科学问题和突破关键核心技术方面的突出成绩，。

2015年AIAA 两个专业委员会的国际研究进展综述分别重点报道JF12复现风洞测量技术与发动机实验方面的进展。美国国防部提交国会的年度报告最近四年持续关注：“研制成功的超大型JF12高超声速风洞具有复现实际飞行条件的能力，将支撑中国民用与军用部门宇航领域的研发”。中国空气动力学会成果鉴定委员会：JF12复现风洞“变革了国际主流机械能驱动模式，解决了高超声速实验技术60年来久攻未破的世界难题，实现了风洞实验状态从“模拟” 到“复现”的跨越，代表国际领先水平。是世界上首次发明，对新世纪航空航天发展具有开创性的影响，对解决高超声速流动的前沿学科问题产生重大推动作用” 。

三、提出频散控制稳定性理论

传统激波捕捉算法引起的非物理振荡一直是激波数值理论的难题，对强激波与热化学反应主导的高温气体流动研究至关重要。姜首次理论证明激波数值振荡的根源是修正方程频散项导致的谱空间波速偏移，提出了频散控制稳定性理论，姜进一步提出了激波数值理论的充分必要条件，构造了一类频散控制耗散格式，同时解决了激波数值振荡及其过耗散问题。传统数值稳定性理论都源于耗散概念，基于频散控制的稳定性理论是重大突破。

频散控制稳定性理论被庄逢甘、张涵信院士确定为构造无振荡激波捕捉格式的基本原则， “频散控制耗散格式被广泛应用于高超声速计算平台” 。该理论及其格式被推荐为第25届国际激波会议的大会报告，获得“SSWR Fellow”。

刘沛清长期从事空气动力学的设计、实验和数值模拟研究，，把科技成果应用在实现现代化的伟大事业中”的指示，以哥廷根应用力学学派（理论与联系紧密结合）的治学思想为主导,坚持“力学来源于工程，服务于工程”的理念，围绕实际工程中的出现一些共性的科学技术问题开展了系统深入研究，解决了工程设计与建设部门的一系列工程技术难题，例如，大型轴流风机的低雷诺数低噪声气动控制优化设计、高效轻质螺旋桨的气动优化设计、大型飞机増升装置气动机构低噪声一体化优化设计、飞机水上迫降力学力学性能评估和积水跑道滑跑溅水性能评估等。

在大风量、低噪声、低雷诺数大型轴风扇、碳纤维复合材料螺旋桨等研制方面，开展了系列的研究工作，具体完成的工程项目如下：

（1）2016年负责设计了北京航空航天大学陆士嘉实验室试验段4m×3m大型低速低噪声风洞(项目总投资2.34亿元)，其中风扇直径7.5m的大风量、低噪声、低雷诺数的轴流风扇系统。该风扇系统采用16片动叶和7片反扭导流片系统，桨叶采用碳纤维复合材料桨叶,采用低雷诺数高升力GOE797和GOE796翼型和多点多目标优化方法设计桨叶，反扭导流片采用C4翼型。利用Wallis提出的自由涡流（任意涡流）与叶栅修正理论，通过桨尖和桨跟区的修正技术完成设计。设计流量1200m3/s，压力增升ΔP=2450Pa，设计转速310rpm。

（2）2014年负责为中航工业空气动力研究院试验段8m×6m大型低速低噪声风洞首次研制了国内最大直径12.35m的大风量、低噪声、低雷诺数的轴流风扇系统（研制经费750万元）。该风扇系统采用12片动叶和7片反扭导流片系统，桨叶采用碳纤维复合材料桨叶,采用低雷诺数高升力GOE797和GOE796翼型和多点多目标优化方法设计桨叶，反扭导流片采用C4翼型。利用Wallis提出的自由涡流（任意涡流）与叶栅修正理论，通过桨尖和桨跟区的修正技术完成设计。设计流量4800m3/s，压力增升ΔP=2051Pa，设计转速200rpm。通过两年的运行实践表明：该风扇系统明显改进了欧洲大型气动声学风洞DNW（试验段8×6m）风扇系统（直径12.35m，动叶8片，反扭导流片7片）的不足，规避了制造大型风扇桨叶的技术难点，运行过程平稳噪声低。

（3）2014年负责为中航工业空气动力研究院试验段4.5m×3.5m大型低速动态风洞研制了直径7m，采用桨叶加反扭导流片组成的低噪声轴流风扇系统（研制经费310万元），设计采用任意环量理论与桨扇修正技术。桨叶翼型采用低雷诺数、高升力、失速性能良好的翼型，风扇桨叶10片（叶根区GOE797翼型，叶梢区GOE796翼型），反扭导流片7片（C4翼型）。设计流量1575m3/s，压力增升P=2200Pa，设计转速325rpm。

（4）2013年负责为研制了中国水利水电科学研究院直流低速风洞（试验段2m×2m），风扇直径3m，采用桨叶加反扭导流片组成的低噪声轴流风扇系统（研制经费340万元），设计采用任意环量理论与桨扇修正技术。桨叶翼型采用低雷诺数、高升力、失速性能良好的翼型，风扇桨叶12片，反扭导流片7片。设计流量120m3/s，压力增升P=735Pa，设计转速420rpm。

（5）2012年负责研制了北京航空航天大学陆士嘉实验室1×1m的气动声学风洞，其中风扇直径2.26m，采用桨叶加反扭导流片组成的低噪声轴流风扇系统（研制经费350万元），设计采用任意环量理论与桨扇修正技术。桨叶翼型采用低雷诺数、高升力、失速性能良好的翼型，风扇桨叶16片，反扭导流片7片。设计流量100m3/s，压力增升P=1600Pa，设计转速750rpm。

（6）2007年负责我国运八飞机六叶碳纤维复合材料螺旋桨气动设计（我国第一副大型复合材料螺旋桨系统），螺旋桨直径D=4000mm，桨叶数NB=6，设计转速n=1075rpm，桨尖最大Ma数为0.91，设计效率87%。桨叶平面形状采用马刀型，叶素采用ARAD翼型，桨叶效用因子AF=120。采用片条理论和多点多目标优化设计方法进行优化设计（研制经费210万元）。

.5×1.5m的低湍流度低噪声风洞，其中风扇直径2.93m，采用桨叶加反扭导流片组成的低噪声轴流风扇系统（研制经费320万元），设计采用任意环量理论与桨扇修正技术。桨叶翼型采用低雷诺数、高升力、失速性能良好的翼型，风扇桨叶10片，反扭导流片7片。设计流量180m3/s，压力增升P=1020Pa，设计转速500rpm。

在大量工程实践的基础上，围绕大型轴流风扇系统要求大风量、低噪声、高效率的技术难点，在前人研究的基础上，借助于理论分析、工程经验和流体数值模拟，在以下方面均取得了突破。即

（1）在风扇系统和螺旋桨气动设计方面，建立了基于Wallis的自由涡流理论与叶栅修正技术的多点多目标气动优化设计方法，引入叶尖和叶跟气动修正，大大改进了低雷诺数低噪声高效风扇技术，得到多项风扇系统的应用。

（2）针对低雷诺数、大风量、高效的气动设计难点，在桨叶优化设计方面，根据叶根到叶尖合成雷诺数不同的特点，提出沿叶片径向采用不同低雷诺数高升力翼型构成的外形，达到较好的效果。

（3）在大型低噪声轴流风扇设计方面，针对低噪声大风量的特点，提出采用低转速、控制叶片负载、动静叶干涉、叶片后掠、桨尖桨毂声衬等综合降噪措施，实现了大型低噪声轴流风扇设计。

唐志共研究员是我国空气动力学研究与应用领域专家，在高超声速风洞设备体系构建、试验理论和试验技术发展、新型飞行器气动设计等方面取得了系统性和创造性成果，在解决新型飞行器研制中的关键气动问题方面做出突出成绩，为我国空气动力学学科发展和空天飞行器研制做出重大贡献。发表论文和撰写报告120余篇，获国家科技进步二等奖5项，部委级科技进步一等奖7项、二等奖9项，国家发明专利5项。

规划并建立整体试验能力达到世界领先水平的高超声速风洞设备体系。针对我国临近空间跨流域高超声速飞行器发展需求，提出高超声速空气动力学地面试验设备体系规划，整体性能世界领先。负责研制Φ1米高超声速风洞，攻克电预热金属板蓄热式加热器、高温高压气流快速精确调节等关键技术，性能超美国同类设备；突破大功率气流加热、大流量气流快速换向等技术，实现风洞宽参数高精度控制，研制成功Φ2米高超声速风洞，设备规模世界第一；主持研制Φ1米低密度风洞，创造性采用混合冷气消旋、双凹槽稳弧、旋转气流保护电极端面等设计思想，解决电弧波动大、流场稳定性差、参数重复性低的技术难题。这些设备已成为我国气动试验主力设备，支撑了我国近年来所有高超声速飞行器研制，在工程中发挥重要作用。

研究发展高超声速试验模拟理论和试验技术，使我国高超声速飞行器气动特性预测能力达世界先进水平。针对地面试验能力难以覆盖临近空间全程飞行现状，系统研究气动力/热、热结构/热匹配以及力/热联合模拟试验理论，建立工程适用的试验数据外推和数据质量评估方法，解决了高超声速飞行器地面准确模拟、试验数据使用等问题，为飞行器地面试验提供理论指导，为工程设计提供重要依据。提出飞行器内外流模拟试验方法和通气模型设计准则，建立内外流一体化试验技术，解决内外流相互干扰下气动力高精度测量难题，系统研究飞行器进气道唇口流场结构与启动特性的关联规律，为某飞行器气动设计、进气道宽参数启动提供解决方案。创新融合CTS、网格测力风洞试验和大规模并行多体分离数值模拟方法等手段，建立了高动压、大翼面、轻质体分离投放综合预测技术，地面预测结果与飞行试验一致。

开展高超声速飞行器气动关键技术攻关，攻克力热耦合、多学科优化设计等气动难题，完成多型飞行器气动设计。完成国家高技术重大项目二型飞行器试验样机气动布局设计，提出“钝头体机身+边条厚三角翼+立尾”布局构型,攻克气动力/热相容性、厚翼力矩强非线性、高速航向不安定性、垂直发射和低速水平降落等技术难题，发展了表面摩阻数据修正方法，准确获得了带防热瓦/毡的全机阻力系数，为飞行器成功实现无动力能量管理、进场着陆提供了保障。针对某新型飞行器挂飞投放、助推爬升、助推分离、高速巡航和高低速兼顾研制需求，提出“尖头体身+大三角翼+翼尖垂尾”布局构型，解决飞行器高空高速巡航、安全分离边界评估、能量管理自主返回等问题。完成临近空间某飞行器验证机气动设计，针对级间分离、头罩分离、进气道启动等研制需求，提出“轴对称弹身+尾裙+尾翼”布局构型，解决了进气道通流特性、舵轴/缝隙防热设计等难题，提出基本模型加组合舵偏修正的混合模型气动力建模方法，建模精度比传统方法提高1倍以上。参与研制的飞行器飞行试验均取得圆满成功。

唐志共研究员是新世纪百千万人才工程国家级人选、中国空气动力学会副理事长，973项目技术首席，863重大项目责任专家，核心期刊《空气动力学学报》主编、《实验流体力学》副主编。2017年5月获全国创新争先奖状，曾获中国青年科技奖、中国科协“求是奖”、“全国优秀科技工作者”。