1. 前言

         中國有句俗話：“一層窗戶紙，一捅就破”。是指對某件事物當你不了解時，會感到很神秘，也難解決，一旦找到了解決方法，發現原來事情就這么簡單，“不過如此而已”。關鍵是能否迅速找到“捅破這層窗戶紙”的點子。

  在飛行器氣動設計中總會遇到一些技術難點，本文無法給出大家實際遇到問題的解決方法。但想從以往實際工程中“捅破這層窗戶紙”的角度提供一些經驗供大家參考，如果看完本文，您也感到“哦，原來如此”，就算達到了本文的目的。

  本文是從氣動專業的角度，通過多年的設計、試驗、仿真經驗，跟大家探討交流一下直接的體會感受。當然，這些直接工程上的做法，并非作者一人之功，實來源于無數前輩及周圍優秀同事，本文無法一一點到，望曾經一起攻堅的戰友們見諒。

2. 跨速域飛行器的布局設計

  空氣動力學將流動分為亞音速、跨音速、超音速及高超音速，無疑跨速域飛行器在氣動布局上考慮的因素更多，因此本文以典型跨速域飛行器：戰斗/偵察機及可復用火箭/飛船，展開方法的介紹及論述。

圖1 典型跨速域飛行器

2.1. 傳統跨速域飛機氣動布局指標的提出

  一個新構型的氣動布局必然由需求牽引而出，大國之間軍事對峙的典型場景即為軍機之間的跟飛、纏斗，戰爭期間，先進戰斗機則直接意味著制空權。因此，戰斗機性能優于對手的需求，在世界成為地球村之前是一直存在的，此即為推動戰斗機性能提升的動力。

  一代空氣動力學理論的突破，一代戰斗機氣動布局的跨越?？缫羲倜娣e率的出現，使得戰斗機進入超音速時代；邊條渦升力理論，戰斗機具備了大迎角高機動能力。

圖2 戰斗機氣動布局的更迭

  具有良好氣動布局外形的飛機通過不斷地更新發動機和記載設備可使其服役期延長幾十年，而這不僅僅限于軍用飛機。上世紀40年代的安2運輸機，其優異的氣動布局，使得至今其仍具有蓬勃的生命力。因此，在飛機設計中，氣動布局設計，尤其是先進氣動布局設計占有極其重要的地位。

圖3 安-2運輸機與無人運-5運輸機

  對于第三代戰斗機，主要強調要具有高機動性，同時還應具有良好的超音速性能，包括具有小的超音速阻力及高的升阻比，以實現超音速機動。因此，對于第三代高機動飛機的氣動布局設計，應達到如下要求：

  對于第四代戰斗機，其氣動布局設計是一個復雜的科學問題，要求綜合解決一系列問題：論證飛機最優特性、設計巡航馬赫數（＞1）時具有高升阻比、在跨音速和著陸速度下具有良好升力特性的氣動布局、具有好的隱身性。這對先進氣動布局的設計又提出了新的更高的要求。對于第四代戰斗機的先進氣動布局設計應達到如下要求：

     F-22是世界首款第四代戰斗機，至目前為止，F-22是歷史上試驗做得最徹底的飛機。大范圍模擬、建模和部件試驗幾乎沒有留下有待于試飛期間發現的問題。

2.2. 可復用空天運載器的氣動指標

  重復使用空天往返運載器技術是人類實現低成本自由進出和利用太空的重要途徑。SpaceX公司自2011年開始發展運載火箭回收技術，一子級采用發動機變推力減速、柵格舵氣動控制、支腿回收的方案進行垂直回收，大幅降低了入軌發射成本。2016年9月，SpaceX公司正式公布了“星際運輸系統”（ITS），瞄準人類移民火星以及星際探索。隨后持續進行快速迭代，逐漸演化成“超重-星艦”運輸系統?！俺?星艦”運輸系統由“星艦”飛船級和“超重”火箭級構成，采用不銹鋼箭體，飛船及火箭都將返回地面，開啟了兩級可重復使用之路，2023年4月20日首飛，一二級分離后，空中姿態異常，火箭啟動自毀程序，首飛失利。

圖4 Falcon 9火箭飛行剖面

圖5 超重-星艦系統首飛

  藍色起源的“新謝潑德”火箭至今已為31名乘客提供了太空旅游服務。“新格倫”重型火箭一子級氣動布局，明顯不同于超重的小邊條調壓心、柵格舵控制的外形，采用大邊條，小平面舵的外形方案。從兩者氣動布局上分析，“新格倫”一子級下降過程中迎角將大于超重，更充分利用空氣阻力減速，這有利于減少再入減速段推進劑的消耗量。

圖6 藍色起源公司的火箭產品

  兩位首富的可回收火箭，氣動布局明顯不同，但均滿足各自的設計約束，但布局上具有共同的特點，利用尾部的邊條緩解重心過于靠前的弊端，不同于Falocin 9火箭一子級的返場回收，重型可回收火箭一子級航區回收方式的射程要求使得氣動布局應滿足如下條件：

2.3. 基于分解指標的氣動布局設計流程

  傳統的設計模式（如圖7所示）為在明確飛行器指標的前提下，基于工程經驗，設計出至少兩種不同形式的氣動外形，該外形特征尺寸不脫離實際工程，同時涵蓋外形設計約束（如隱身平面），利用工程算法進行參數化設計，在確定初步方案可行的基礎上，風洞試驗介入設計流程。

圖7 跨速域飛行器氣動布局設計流程

  從20世紀90年代開始，軍用及民用飛機已從原來的技術驅動型設計的產品過渡為要求性能好、生產周期短和更廉價的市場驅動型設計的產品（見圖8）。在航天領域，可復用火箭即是利用此理論的傳統航天產品設計思路的顛覆性作品。盡管定義階段的費用與成本低，但絕大部分決策是現階段確定的，對運營和全壽命成本影響是最大的。隨著各階段的進展，對產品具有的最終性能將越來越了解，但改變與設計的自由度卻越來越少，改動設計會造成成本急劇提高。因此，為了控制成本，應盡早地掌握產品將具有的性能，意味著需要盡可能早的設計階段進行高保真度的幾何數模和CFD模擬，這已然成為現代復雜飛行器氣動布局設計的重要特點。

圖8 高保真設計對設計流程的影響

  復雜氣動布局飛行器設計的CAE包括計算流體力學（CFD）、計算固體力學（CSM）、計算電磁學（CEM）和計算聲學（CAA）等。利用他們可以產生有關質量、性能和可靠性評定的產品數據，使試驗所需的物理樣機減到最少；耦合它們可預估多學科相互作用的性能；將CAE中的數值模擬方法和優化方法耦合可計算出所要求性能的最佳幾何外形。

圖9 利用產品定義數據庫進行綜合的設計方法

3.1. 與空氣跳舞的蘇-27戰斗機

  最終成為蘇-27設計方案的醞釀是一個漫長和艱難的過程，然而最終的結果卻充分證明，它的設計者們在堅持追求新思路，并將它們綜合成一個實用設計的努力是十分正確的。

  在經過一段漫長的設計和研制階段后，第一架原型機，稱之為T-10-1，于1977年5月20日在朱可夫斯克飛行試驗中心進行了首飛。原型機立即顯示出幾個缺點，但它的基本方案卻展示出是有前途的。隨后是一段復雜的試驗和研制階段，其中至少涉及10 架原型機。

圖10 方案階段，新型布局與常規布局的PK

圖11 T-10S之前的T10

  為根本解決T-10 的問題，在西蒙諾夫的監督下對飛機進行了全面的再設計，完全更新后的T-10S（西蒙諾夫在蘇聯中央批準服役的情況下力排眾議，大改布局才有了T-10s—蘇27真正意義上的原型機）于1981年4月20日作了首飛。

  重新執行的飛行試驗大綱未發現重大問題．新飛機的非凡潛力立即明顯表現出來。在T-10S中引進的最為重要的改動是：短艙外側平尾的垂新定位，前中機身段與邊條和機冀完全融合而形成單一的升力面以及采用了一個不同的后機身?？傊?，新的外形幾乎看不出原始機型的樣子了。設計試飛原型機編號至T-10-17，定型試飛機編號為T-10-18～T-10-27。

圖12 T-10S（蘇-27真正的原型機）的減阻設計

圖13 T-10S性能的提升

  蘇-27為什么是飛機設計史上的空氣動力學設計巔峰？不斷引進未來可能的新技術，布局方案快速優化，通過十幾架原型機試飛，暴露問題，改進方案。已經很好了，國家都批準服役了，竟然推倒重來了！約30%的試飛機墜毀，犧牲的幾名試飛員均為頂級試飛員！最后的蘇-27不僅具有出色的戰術、技術性能和優良的飛行品質，同時還擁有十分漂亮的外觀，它高大、威猛，整體造型流暢、飽滿，充滿了對工業美學的追求，體現了“內容和形式的完美統一”。

  馬斯克的Space X近年在航天領域攻城略地，與傳統航天企業研發思路相比，完全是顛覆性的：新技術的大膽嘗試，方案的快速迭代，以飛代試，通過不斷的失敗，暴露問題，改進方案。這難道不是與蘇-27的設計思路異曲同工嗎？

3.2. 可回收火箭的布局及柵格舵設計

  航區回收的超重型運載火箭，以藍色起源的“新格倫”和Space X的“超重”一子級為案例，進行簡單分析。

  圖15給出了“新格倫”火箭的俯仰力矩特性曲線。質心在G5及之前，僅有一個靜穩定的平衡迎角0°；在G4及之后，超音速下存在兩個平衡迎角。以G4為例，平衡迎角為0°和13°，對應的阻力系數增量13%；以G3為例，平衡迎角為0°和20°，對應的阻力系數增量51%。

圖14 藍色起源“新格倫”火箭氣動布局

圖15 “新格倫”火箭一子級力矩特性

  圖17給出了“超重”火箭超音速下的俯仰力矩特性曲線。G5位置，平衡迎角0°和12°，阻力系數增量15%；G4位置，平衡迎角0°和18°，阻力系數增量40%；G3位置，平衡迎角0°和30°，阻力系數增量140%。結合無邊條布局方案數據，可得邊條作用：無邊條箭體存在平衡迎角時增大箭體平衡迎角；無邊條箭體不存在平衡迎角時獲得一個大于0°的箭體平衡迎角。

圖16 Space X“超重”火箭氣動布局

圖17 “超重”火箭一子級超音速下的力矩特性

  柵格舵/翼是由外部框架和內部柵格組成的三維升力系統。由于其具有一系列氣動、結構和強度特性，柵格舵/翼在某些條件下成功地戰勝了傳統的平面舵/翼，并用作導彈和宇航飛行器的安定面和操縱面。其優點是：空中可以折疊展開；鉸鏈力矩??；舵面可用迎角大。缺點是：阻力大（可回收火箭中，此是優點），工藝（例如激光焊接）導致成本高。蜂窩結構的柵格舵獲得了最大的普及，其內部單元以相對邊框構架成45°角的方式排列，內部單元具有正方形的形狀。

圖18 典型柵格舵

  與美國不同公司的可回收火箭采用不同種類的控制面（藍色起源、火箭試驗室采用傳統平面舵），我國的可回收火箭方案清一色的采用類似Space X的柵格舵，這或許是個更深層次的問題，此處不予討論。

圖19 重型可回收火箭的氣動布局

  首先需要確定作用在柵格舵上的載荷，取其所有升力單元的面積作為特征面積。設計柵格舵時，總體布局約束下的外形尺寸往往是給定的。在舵外形尺寸相同時，升力單元的面積隨填充“密度”（即取決于相對氣動格距t/b，它由翼弦長度b和毗鄰垂直壁的柵格數確定）不同由明顯的不同。

圖20 柵格舵的主要形式，框架式、正置蜂窩式與斜置蜂窩式

  S1的值精確地對應于框架式的柵格舵的升力面面積（此時包含水平單元和垂直單元）。在蜂窩式柵格舵的情況下，用于確定升力面面積的這個公式適用于柵格之間存在相互作用的情況。而當不存在干擾時，且速度足夠大時，將升力柵格的面積確定S2為是較為正確的。在計算氣動力系數時，取相應的柵格舵的外形尺寸面積作為特征面積。而對平面舵來說，則取其升力面的面積作為特征面積。

柵格舵的流動特性分為以下四個區域。

區域	流動特點
1	M≤0.8～0.9，舵的繞流是亞音速擾流，且隨M數的增加的值增大，即像平面舵發生的那樣。
2	0.8～0.9≤M≤1.35～1.5，柵格上出現超音速，產生局部激波，并隨后在舵前形成唯一的直激波。在此區域，急劇降低，隨后保持近似不變。
3	此區域從柵格舵完全被直激波所封閉過渡到柵格間不存在相互作用。直激波被破壞，并產生一系列斜激波，依附在柵格前緣，并且起自每個柵格的激波會落在相鄰的柵格表面上。在此區域，的值稍有增加（如果相對格距足夠大，激波與相鄰柵格元的交點遠于50%弦長）。
4	不存在柵格干擾的區域。柵格舵的升力接近于面積等同于柵格舵升力柵格元面積的平板的升力。此區域的起點取決于相對格距。

  在給定柵格舵外形尺寸（H和L）的情況下，在第4區域內其升力與框架式柵格舵的系數K1和蜂窩式柵格舵的系數K2成比例。按一次近似可以認為，當K1=1或K2=1時，第4區域內柵格舵的升力接近于外形面積等于柵格舵的平板升力。其次，當K1與K2增大與減小時，柵格舵的升力將相應地增大或減小，即使給定了柵格舵的外形H和L，系數和也將隨弦長b和毗鄰垂直外壁的柵格數n而變化。數n與H和t的關系由公式確定，其中t是柵格之間的距離。K1和K2值由下式計算：

  當給定柵格數n時，可得到K1和K2與b/H的線性關系，因為的值是不變的，即為1.414n：

  顯然，系數K1和K2與長度L無關。對于某一些n值，這些變化關系見圖21?？梢钥闯觯瑢τ诜涓C結構的柵格舵來說，升力柵格的面積如那樣確定。但這只是毗鄰外部的三角形柵格元不受干擾地擾流，即氣流速度足夠大時，才是正確的。如果內部的方形柵格元不受干擾地擾流（即柵格舵處于第4區域內），而三角形柵格元受有干擾，則蜂窩式柵格舵的升力柵格元面積應認為稍小于，但大于，即系數K處于與之間的陰影區內。按上述公式或者諾德圖可按一次近似確定參數n和b的組配，為此，給定H和L外形尺寸的柵格舵在第4區域內的升力應比面積與該柵格舵外形面積相同的平板的升力超出K倍。例如，當K=2時，就可以使用如下的參數n和b的組配：

n	3	4	5	8	10	20
b/H	0.34	0.28	0.23	0.155	0.125	0.65

圖21 柵格舵參數關系圖

圖22 柵格舵表面網格及空間流場

4. 設計手段—試驗與CFD仿真

4.1. 試驗與CFD缺一不可

  無論是高機動的飛機還是可復用的火箭，氣動設計上，試驗數據仍是目前確定飛行器的基礎和依據。試驗包括地面試驗和飛行試驗。飛行試驗包括地面火箭助推驗證及空中載機拋射，是除了真機試飛外最有效獲取氣動特性的手段，但高昂的價格使得其無法成為氣動設計中的常用手段。

  地面的高低速風洞試驗是氣動力設計中的主要內容之一：初步設計階段有選型試驗，詳細設計階段有定型試驗。試驗內容包括測力、測壓、顫振、動導、旋轉天平、立式風洞試驗等。

圖23 典型非常規風洞測力試驗

  在CAE中，CFD是核心。CFD可評估巡航和機動飛行條件下的飛行器性能，計算定常和非定常的載荷以進行結構設計，提供導數進行飛行控制系統的設計，以及提供氣動數據對設計變量的敏感度進行優化設計。現代復雜氣動布局飛行器的研制過程已然證明，有效使用CFD方法可以大量節省設計經費、縮短研制周期。但復雜外形跨速域飛行器的氣動設計不僅對CFD提出了巨大挑戰，也使CFD愈顯其在設計中的重要地位和巨大作用。

圖24 波音與NASA聯合提出的CFD發展路線

4.2. 試驗的不可或缺性：CFD模擬能力尚有不足

     CFD工程師及飛行器設計師眼中，對待風洞試驗及CFD的態度是不一樣的。很多數據顯示，在新型復雜構型飛行器的氣動設計中，CFD占比越來越大，作為一個CFD工程師，毫無疑問會相信，未來風洞試驗在飛行器氣動設計過程中會逐漸萎縮，最終演變為一個氣動特性的驗證手段。但是氣動布局設計師，也會認同這樣的觀點嗎？通過圖12，我們可以看出，在CFD技術工程上已然十分成熟的今天，型號上的風洞試驗絲毫未見減少，但為什么會有風洞試驗可能被取代的“錯覺”？這是因為復雜外形氣動布局優化設計中，CFD所起的作用越來越大，使用的越來越多，是優化設計上的得力助手，但風洞試驗驗證氣動布局，形成氣動數據庫的作用，使得該吹的風絲毫未減。

圖25 美國飛機風洞試驗時間

  風洞試驗的不可取代，亦是由目前CFD對一些工況模擬的不準或者模擬代價極大決定的。舉幾個例子:

（1）飛行器起降構型，或稱高升力構型的氣動特性，尤其表現在力矩上，CFD與風洞試驗差異較大。為什么我們看文獻，高升力構型俯仰力矩鮮有與試驗值比較？皮褲套棉褲，必有緣故!CFD算不準嘛。

圖26 高升力構型網格及計算結果

（2）大迎角下，接近最大升力系數時，CFD計算值低于風洞試驗值。

圖27 大迎角CFD與試驗對比曲線

（3）非定常脈動的仿真，LES或者DES，耗費的計算資源及周期遠遠大于風洞試驗。

圖28 錐柱-船-裙柱火箭外形跨音速脈動壓力流場圖

（4）由于CFD本身的模擬限制性，諸多細節與真實流場存在差異，體現在CFD結果即使在風洞試驗規律性不好的地方，其規律性亦非常強。復雜流動，如激波，旋渦的干擾、部件間流動干擾，風洞試驗仍是不可或缺的手段。

以上并非某款程序或者軟件的缺陷或不足，而是CFD工具共同面臨的挑戰，也是推動CFD發展的重要源動力。

4.3. CFD使得最優氣動布局成為可能

  用CFD取代風洞試驗，僅僅是周期與花費代價問題，而此并不足以成為支撐CFD是飛行器氣動布局設計不可或缺的工具的理由。CFD除了可以作為“數值風洞”使用，同時還具備風洞試驗能力無法做到或極難做到的模擬能力。例如：

（1）復雜構型氣動布局總體方案快速閉環

  創新的飛行器氣動布局，是否總體方案上滿足性能需求，精確快速的氣動特性數據是關鍵，同時的制約因素還有經費?；蛘哒f，型號/課題立項前，CFD無疑是黑暗中探索道路最有效的明燈。

圖29 空射洲際彈道導彈系統

（2）部件及布局參數化優化設計

  利用CFD技術自動優化幾何外形，近20年來得到了快速的發展及廣泛的應用。不同于傳統上基于經驗的方案“優選”，基于CFD技術的多點多目標優化工具設計的氣動布局接近于物理上的全局最優方案。波音公司發展的TRANAIR優化器，可處理高達600個幾何自由度和45000個非線性不等式的約束條件。

圖30 Star-CCM+自帶的飛行汽車氣動外形優化設計案例

（3）多學科綜合一體化設計

  為使飛行器綜合性能達到最高水平，需要的是多學科綜合的優化，實現多學科的一體化設計。如：氣動/隱身一體化設計，氣動力/熱一體化設計，氣動/結構一體化設計，氣動/飛行/推進系統一體化設計等等。融入多學科新技術、新成果的氣動布局設計中，精細化的設計奠定了CFD不可撼動的地位。以氣動/結構一體化設計為例，目前已實現10億網格的氣彈仿真工程化。

（4）風洞試驗無法覆蓋或代價極大的工況

  風洞試驗由于風洞尺寸、設備、氣源等原因，很多工況地面試驗無法開展，如進氣道前堵網影響，大落壓比的噴流模擬。對飛行器表面突出物的優化設計，通過風洞試驗，其代價將難以接受。

5. CFD的意義建立在精準之上

      CFD處于蓬勃發展的年代，日新月異的CFD工具更是讓我們變成選擇困難癥。作者本人一直的觀點，在精準的基礎上，更快更友好，就是我們的好朋友。

  實際工作當中，CFD工程師每個人都可以很順利的完成仿真工作，但兩個人的結果往往差異很大。發生這種情況，如果是熟練工程師，絕大多數情況下，其實這兩人心中都知道誰的數值更準一些。這里想表達什么？CFD本質上是個良心活，需要極高的責任心！

     CFD的議題很大，下面僅僅就本人實際工作中，運用CFD的一點兒體會，跟大家交流一下。

5.1. 結構網格還是非結構網格

  網格是影響計算結果的最大因素，不同的網格，同一求解器的結果差異要大于同一網格，不同求解器的差異。不管結構網格，還是非結構網格，均需要有良好的節點（物面及空間）分布，這依賴于我們對求解區域流動的理解，這就是用同一軟件即使生成非結構網格，計算結果有時差異很大的原因。

圖31 典型的結構網格與非結構網格

  好的結構網格，費時費力效果好，但非常依賴于經驗，在絕大部分應用場景下，逐漸被非結構網格取代。但結構網格在物面黏性精確度高的特性，使得氣動熱仿真仍然依賴結構網格。

圖32 各種網格方法適用性比較圖

5.2. 選用何種求解器

  根據本人的經驗，各種開源程序及商用軟件，均有不同的最佳應用場景。用一種求解器可以不可以，當然可以。但是在自己不明白，自己仿真工況對應最佳求解器的前提下，對求解器的要求僅僅是能算出結果，對比得還行，其實就氣動布局設計工程師而言，永遠成為不了布局設計高手。

  這部分內容更多需要的是咱們自己多用，多算，多思考，得出自己的結論。拋出一個問題，大家一起思考一下，為什么跟風洞試驗值對比最好的是湍流模型？

  很多CFD工程師往往會質疑風洞試驗結果，事實的確是，試驗過程中因為諸多原因，結果往往不可信。復雜構型跨速域飛行器，不真實的試驗結果往往對整個項目是災難性的，因此，試驗數據必須精準。按風洞試驗流程，風洞需要定期維護，保證流場品質，每次試驗前也應進行對應的標模驗證，但是工程中往往做不到。那型號設計單位如何保證自己拿到的數據的精確性？一是，選取某工況，在試驗進行中，不斷進行重復性試驗，這時風洞需要不斷更換風洞試驗段，拆裝試驗模型，如果重復性非常好，就表明此次試驗，風洞流場穩定，并排除模型安裝的影響。二是，必須進行不同風洞的驗證性試驗，以及同一風洞不同期驗證試驗，來保證型號使用數據的精準可信性。

  如此多的求解器，如何選擇？各種求解器適合計算什么工況，這需要的僅僅是工程積累，勤于琢磨。而這不像CFD軟件或者程序開發者，如果沒有數學或者程序上的一些天賦，開發一個湍流模型，一個限制器，往往會被折磨的很痛苦?？諝鈩恿W的面很廣，作為布局設計工程師，重要的是選劍，并非鑄劍。何種戰場佩何劍，劍如何揮，此處容易引起論戰，不再贅述。

圖33 邊條與前翼引起的渦系發展

5.3. 它不行，還是我不行

  在飛行器氣動力/熱的仿真中，為什么有的工程師仿真結果與風洞試驗數據吻合較好，有的工程師差異較大？無非，就是它不行，還是自己不行的問題。

  它不行，講的是，自己選擇的網格生成工具及求解器，本身就不適合自己需要仿真模擬的工況。

  我不行，指的是，工具行，自己沒掌握。舉幾個例子，生成的網格，邊界層不合理（不同求解器及湍流模型，對Y+要求也不同）；計算激波/邊界層干擾的脈動，用DES......

圖34 采用DES模型的內埋彈艙渦系結構

圖35 采用LES模型的S彎進氣道擬序結構圖

  CFD仿真的驗證，選用資料要慎重，最好有自己的實驗驗證。

6. CFD的展望

  才疏學淺，此部分實在不敢多言。

       NASA提出的未來研究的6個戰略方面中的“關鍵技術”的主要內容之一即流體力學（空氣動力學）。要求的目標是發展新的概念，提出新的理論、實驗及計算工具等，最終要保證飛行器的有效設計和運行。CFD則被美國國防部列為21項關鍵技術之一。這些均說明，空氣動力學的地位在21世紀，不但沒被削弱，反而進一步增強，沒有空氣動力學的新技術、新成果，就無法實現先進飛行器的高性能。

  隨著CFD方法的不斷突破，及計算機技術的飛躍發展，多學科分析及優化設計手段的持續融入，機器學習的方興未艾，飛行器的設計必將迎來更大的革命。

圖36 280億網格的客機著陸構型

7. 幾點體會

  上面的文字，大部分是我自己的工作體會，也有部分內容是從書上及網絡上“搬”過來的。大家可能會感到缺了點什么或者認為我是否有所保留。事實上客觀世界的表現是與主觀世界相一致，為了不貽笑大方，現歸納幾點主觀世界的體會供大家參考。

7.1. 孜孜不倦、銖積寸累是成長的必由之路

  回顧當年在學校的時候，還琢磨的是亞音速的轉捩，還沒明白怎么回事，就畢業了。一出校門，馬上面臨的就是復雜的實際工程，深感能力和需要的差距。經過幾年的艱苦努力，才逐漸從“必然王國”跨進“自由王國”。

  實際上從學校畢業到成為一個能熟練工作的設計員一般都需要兩年左右的實踐，主要是解決：掌握實踐經驗；彌補學校學習與工作需要的差距。

7.2. 博聞強識、融會貫通是充實提高的良方

  從宏觀上看世間萬物都是相互影響，互相關聯的，只是有元有近和影響的強弱而已。每一個技術專業也是如此。特別是科技迅速發展的當今世界，專業間的相互影響和滲透更為明顯。這可以在自己的工作過程中及時抓住機遇、博聞強識、逐步擴大知識面和努力做到與本專業融會貫通，天長日久才能形成具有廣博知識基礎的金字塔式的人才，屹立于科技之林。

7.3. 高屋建瓴、探頤索隱是攻關創新的秘訣

  宇宙之間確有數不清的奧秘尚未被我們認識，但我堅信那是遲早的問題，最后終會被認識的?？萍挤矫嬉彩侨绱耍P鍵是如何能早日從“必然王國”邁進“自由王國”的大門。這個訣竅說起來也很簡單：一方面是孜孜不倦、博聞強識、銖積寸累達到融會貫通；在此基礎上通過深入實踐及廣泛的分析研究，采用高屋建瓴的方法、整理歸納找出客觀事物的內在規律，自然就達到了探頤索隱、解決技術難關的目的。

文章來源：空天雜談