计算机技术与计算流体力学的不断发展带动了飞行器气动外形设计学科的巨大进步，气动外形设计方法经历了从"Cut-and-Try"到反设计再到优化设计，气动分析方法从依赖风洞试验到低可信度CFD计算再到高可信度CFD计算。随着气动外形设计方法的不断发展以及对飞行器性能要求的不断提高，气动设计对象、设计状态、优化模型、约束条件等都在变得越来越复杂与精细化，使得气动外形设计方法面临新的考验与挑战。本文根据作者及课题组多年研究的积累，结合国内外相关的研究成果，系统地回顾了飞行器气动外形设计方法的研究进展，对当前气动设计方法面临的新问题与新挑战进行了总结，并对未来气动外形设计的研究方向进行了展望。

近年来优化设计得到了大量的研究和发展，多学科、多设计点、多目标、多约束、鲁棒优化等优化算法已经相对成熟，但这些算法在工程设计中的实际应用尚有诸多困难。从优化在工程设计中应用的发展历程及其遇到的问题入手，介绍"人在回路"作为一种面向工程的优化设计思想的内涵、实施方式和历史沿革。以气动优化设计为例阐述"人在回路"思想在优化设计各个环节中的实现方式和表现。另一方面，当下人工智能的发展使得计算机在非线性映射构建、数据挖掘等方面体现出了超越人能力的性能，从而进一步探讨人工智能在优化设计中替代"人在回路"的作用，分析面向工程的优化设计几个可能的发展方向。

针对倾转旋翼存在直升机和固定翼两种工作模式特点，将CFD方法与优化方法相结合，建立了一套倾转旋翼/螺旋桨气动外形综合优化设计方法。首先，发展了一套适合桨叶气动外形优化的高效网格生成方法，将桨叶三维网格的生成转化为沿桨叶展向分布的独立二维网格生成问题，降低优化设计过程中桨叶网格生成难度和计算量。然后，基于动量/叶素组合理论，建立了适用于悬停和巡航状态旋翼操纵量计算的高效配平方法，并提出适合同时描述倾转旋翼悬停和巡航性能的综合性能评价指标。采用RANS方程作为主控方程，湍流模型采用S-A模型，时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式。最后，为提高倾转旋翼外形优化设计的效率，建立基于置换遗传算法优化的拉丁超立方方法（PermGA LHS）和径向基函数（RBF）的代理模型优化方法。在上述方法基础上，选取一种包含前后掠以及尖削等外形组合变化外形的倾转旋翼作为原始构型，分析倾转旋翼气动性能及流动细节特征，发现悬停和巡航状态桨叶升力分布不合理之处及其产生机理。进一步通过对三维桨叶尖部的综合气动外形（扭转/弦长/上下反）优化设计，优化方案能有效改善桨叶尖部的气流分离现象，且提升桨叶升力沿展向分布的均匀性，因而明显提高了倾转旋翼的综合气动效率（优化旋翼最大悬停效率和最大巡航效率分别提高了8.4%和6.84%，优化旋翼综合性能指标提高最大值达到5.7%）；性能最优构型桨叶的特征有：桨叶扭转角变化内陡外缓；桨叶外侧弦长有显著增加、尖部大尖削；桨叶尖部内侧上反和外侧下反组合变化。

基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器PMB3D，开展了黏性离散伴随方程构造、求解方法的研究与讨论。首先对离散伴随求解梯度的思想进行简要介绍，进一步对无黏项、人工黏性项、黏性项部分对离散伴随方程贡献以及变分推导进行了详细介绍；文中对离散伴随方程无黏项、黏性项边界条件实现形式进行了详细研究，并对关键模块变分推导的一些简化方式进行了研究讨论，通过典型宽体飞机标模、外压式超声速进气道算例，分析了所采用的简化处理方式对不同问题梯度求解精度的影响。最后在并行化求解、时间推进以及加速收敛方面进行了探讨、验证。数值模拟表明，文中采用的离散伴随方程形式更有利于程序化、模块化，梯度计算精度完全满足气动优化设计需要。

通过调研和梳理国内外可重复使用天地往返运输系统的方案、任务剖面、气动布局、气动特点以及飞行性能等发展情况，综合使用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法，提出一种具有较好的继承性和可持续自主创新发展的新型的可重复使用天地往返升力体飞行器概念（FL-T1）。通过对其进行全速域的升阻特性、压心与质心布置、稳定性分析等，全面掌握了该升力体布局的气动特性。通过对该布局控制舵的匹配设计，研究了飞行器的操纵效率问题。通过多目标优化设计的思想，发展和完善了多目标优化计算方法和软件。针对本文提出的可重复使用天地往返升力体飞行器概念（FL-T1），开展了考虑气动力/气动热综合的多目标优化，获得了性能较优的优化布局。研究表明，该新型气动布局概念具有较大的高超声速配平升阻比、较好的减速特性、可接受的气动热环境、较好的高超声速稳定性和气动控制效率，可以作为未来可重复使用天地往返飞行器的潜在可行方案。在综合性能上，通过本文发展的多目标优化软件优化获得的一系列气动布局方案较初始气动布局，在所关注的方面均有显著的改进，可作为一系列备选方案供设计者选择。

针对通用飞机高效增升装置设计的需求，提出了同时优化富勒襟翼缝道宽度、搭接量、襟翼偏角和襟翼外形的多目标优化设计方法。建立了基于椭圆方程的富勒襟翼参数化方法和RBF网格变形方法，优化算法采用快速非支配排序遗传算法（NSGA Ⅱ），以求解雷诺平均N-S方程为气动评估方法并采用集群分布并行计算以缩短优化时间。以GA（W）-1为基准翼型，以增加线性段（6°）和接近失速迎角（13°）升力系数为目标进行富勒襟翼优化，16计算节点下耗时约8h，获得最终Pareto前沿面，并对优化变量进行了相关性分析，相比初始构型，Pareto前沿面构型最大使迎角6°和13°升力系数增加7.03%和3.42%，说明该优化方法快速有效的。

针对跨声速融合体布局飞机，构建了所需超临界翼型的气动优化设计问题；基于"人在回路"的多轮迭代优化理念建立了翼型多目标多约束优化设计平台，其中：翼型参数化采用基于型函数/类函数变换的参数化方法，气动力解算器采用基于三维雷诺平均Navier-Stokes方程（RANS）的求解程序CCFD-MB，计算网格生成与网格更新采用基于无限插值和椭圆光滑算法的C型结构网格程序，优化算法采用多目标优化遗传算法NSGA-Ⅱ。设计结果显示，优化翼型具有常规超临界翼型的基本气动力特征，满足阻力发散、抖振边界和低速特性要求；同时具有前加载特征，低头力矩大幅低于常规超临界翼型，满足融合体布局气动力要求。

传统的优化方法在处理高维多目标问题上面临多重困难，针对高维多目标优化问题，进行合理的目标降维是一种实用高效的方法。本文首先讨论、研究了PCA目标降维算法在高维多目标应用中的思路，通过典型高维度目标测试函数中的应用，验证了降维方法的有效性，进一步将该方法推广应用于翼型气动隐身多学科综合设计中，对综合设计高维度目标空间进行主成分分析。利用主成分分析提取主成分并辨识"冗余"或者不重要的目标，将冗余目标去除或者作为约束加入到重要目标的优化过程中。结果显示，目标空间降维以后的优化设计结果满足力矩、阻力发散、巡航升阻比、低速升力特性以及隐身特性等综合设计的要求。进一步探讨、展望了该方法在飞行器多目标、多学科优化设计中的应用前景。

针对跨声速客机气动/结构一体化设计问题，建立了考虑静气动弹性影响的气动/结构一体化优化设计方法，并针对现代跨声速民用客机开展了气动/结构一体化设计研究。数值评估选择全速势方程加附面层修正，气弹分析采用基于RBF插值技术的松耦合分析方法，优化方法使用改进的微分进化算法。通过对CRM和DLR-F6标模进行计算并与实验数据对比，验证了采用的气动数值评估手段和静气动弹性分析方法可靠性。利用建立的优化设计方法对跨声速客机机翼进行了分别以扭转角分布和剖面翼型为设计变量的考虑静气动弹性影响的气动/结构一体化设计，航程分别提高了5.63%和3.05%。航程的提高主要得益于机翼的载荷分布和结构厚度分布的改变，以扭转角分布为设计变量的优化设计以2.56%的结构重量损失获得了6.53%的升阻比的提高，以剖面翼型外形为设计变量的优化重量减小了3.56%同时升阻比提高了1.53%。