对于民航客机和运输机，升力和阻力预测一直是气动设计评估中的重要问题。飞机在起降和巡航阶段面临复杂流动，对升力大小和飞行安全将产生直接影响。尽管CFD方法在大飞机气动设计中被广泛应用，但对于复杂流动的预测仍有限制，限制因素包括网格类型单一、计算精度单一、学科单一以及物理模型单一，这显然已经无法满足当前的多元化及多学科耦合需求。

    风雷发展了混合计算框架，利用不同网格和求解器的优势，实现多学科综合求解，以提高复杂CFD模拟的工程价值。DLR-F6翼身组合体是典型巡航构型，作为标准算例用于评估软件对飞机气动力和力矩的预测水平和能力，结合该案例介绍风雷在大型飞机气动设计中的创新混合求解解决方案。

    单一的结构网格在计算效率高、计算稳定性好、可以精确模拟边界层等关键流动区域、硬件资源要求低、所需网格点数少、易于处理各向异性网格等方面具有优势。但对网格质量要求高，对复杂几何外形的适应能力弱，且网格生成耗时和成本高。相比之下，单一的非结构网格对复杂外形的适应能力强，网格生成简单，更易于实现自适应和自动生成，网格分区及并行计算也更加直接，但计算过程中消耗资源多且难以捕捉关键流动特征，影响最终计算精度和稳定性。

    风雷采用混合求解的方案可以同时兼顾两者的优点。即在边界层等关键流动区域用结构网格生成，采用精度更高的结构求解器求解，而在其余一些精度要求不高的常规流动区域用非结构网格生成，采用非结构求解器求解，充分发挥不同网格、不同求解器的优势和特点，从而更加高效、更高精度地完成大飞机气动设计等一系列复杂外形的数值模拟任务，实现有真正工程实用价值的CFD数值模拟。

1、域、交界面与数据交换

    CFD模拟一般基于计算网格进行，整个计算域由多个计算子域组成，每个计算子域被离散为若干网格单元。在风雷中，我们将每个子域及其所属网格单元定义为域（Zone）, 不同域之间的交界面，定义为交界面(Interface)。如图：域与交界面，整个计算域被划分为Zone1（非结构网格）和Zone2（结构网格）这样2个不同网格类型的域， 二者间是互不重叠且对接（点一一对应）的交界面。

    在风雷的混合求解框架中，域作为不同求解器的载体，将根据各个域上实际的网格类型加载相应求解器，如图：域与求解器。在每一步迭代过程中，所有的域都将被遍历求解。

    交界面作为混合求解器的核心，主要负责不同域间的数据交换。风雷中的交界面是广义的交界面，主要包含：（1）多块结构网格中，块与块之间的交接面；（2）非结构网格中，并行计算分区后，不同分区的交界面；（3）计算域中同时包含结构、非结构时，两种不同网格类型间的交界面。

针对这样特殊的交界面类型，风雷采用了特殊的“三合一”交换机制，即将三种交界面抽象为统一的”interface”。无论是何种数据类型，都通过软件的数据底层DataContainer进行标准化，统一压缩为相同的字符型数据进行存储和交换。

2、结构/非结构混合求解策略

    风雷框架不仅能同时支持结构和非结构这样两种不同求解器类型的独立运行，还能实现结构/非结构网格下的求解器耦合计算。在计算域中同时包含结构和非结构网格的情况下，在结构网格上调用结构求解器，在非结构网格上调用非结构求解器，从而实现整个流场的结构/非结构混合求解。

    结构/非结构耦合计算的关键技术是不同类型网格交界面的数据通信。风雷在结构和非结构两种不同网格类型之间，通过交界面建立一一对应的面映射关系，计算模板如图3所示。对于结构求解器，在内场单元i处将另一侧非结构网格单元le的格心值视为其虚拟单元（i+1）；对于非结构求解器，在内场单元le处将另一侧结构网格i的体心值视为其虚拟单元re。在实际计算过程中将基于的数据底层DataContainer特殊的“三合一”交换机制，把数据压缩成统一的字符型数据，再通过通信完成交界面两侧相关流场信息的数据交换、

3、实施步骤

    3.1网格生成

    在使用网格软件划分网格时，必须保证结构和非结构网格间的交界面是一一对应的点映射关系，如下图所示。需要注意的是，整个网格生成过程，结构网格和非结构网格需要分别输出，各自在交界面处的边界类型都需设置成无边界类型。

    3.2网格转换、分区、混合转换

    在使用风雷进行结构/非结构混合计算前，还需进行网格前处理相关操作，即网格转换-网格分区-混合转换，具体步骤和参数设置可参考风雷红山官方算例库中C系列混合算例的算例说明文档。

    3.3计算案例及结果

    选取DLR-F6翼身组合体外形作为计算案例。计算条件：来流马赫数0.750，侧滑角-0.304度，来流温度274.1K，来流单位雷诺数2.1246ⅹ107，绝热壁面。计算网格如图：DLR-F6外形结构/非结构混合网格所示，靠近机身壁面附近采用结构网格（红色区域，网格量400万），远离壁面的其它区域采用非结构网格（蓝色区域，网格量680万）。图：DLR-F6外形翼身结合及机翼表面极限流线分布，为DLR-F6外形翼身结合及机翼表面附近的物面极限流线分布，混合求解方法也能很好地分辨出翼身结合部后缘附近的局部分离区。图：DLR-F6外形流场马赫数及表面压力分布，为DLR-F6外形在流场中的马赫数及表面压力分布情况，两者分布相对应，混合计算的流场结果符合预期。图：机翼剖面y/b=0.15，0.411，0.638位置处压力系数与试验值对比，是机翼剖面y/b=0.15，0.411，0.638等3个不同站位的壁面压力系数分布。风雷混合计算的结构与试验结果也是比较接近的。可以看出风雷混合计算方法在大型飞机这类复杂外形的工程应用上还是有比较高的计算精度。

    面对当前工程应用及科学研究的多样化需求、未来的CFD技术注定将朝着多元化的方向发展，包括多元化的网格，多元化的精度，多学科的交叉，多物理模型的耦合……采用混合求解的方案是解决未来“多元”化需求的有效途径之一。

    风雷的混合求解框架目前可支持多种混合策略，包括结构/非结构两种不同网格类型的混合，二阶/高阶两种不同精度的混合，可压/不可压两种不同求解器类型的混合。这一框架将为未来的X融合扩展提供可能。用户使用风雷将可以实现在不同计算域上，运行不同网格、不同精度、不同学科的求解器。

    在未来，风雷将继续深耕底层核心技术，不断优化和打磨现有的混合求解模块，努力打造出全速域、多物理、高精度、面向流体工程的结构/非结构混合CFD平台。同时，我们也希望与超算互联网进一步合作。借助超算强大的高性能算力资源，开展HRLES（Hybrid RANS LES）这类物理模型混合方法的研究与应用工作，即在以附着流动为主的常规流动区域采用RANS方法模拟，而在伴随边界层转捩、湍流、大范围分离的复杂流动区域采用DES/DDES/IDDES/LES这类的分离涡方法模拟。最终通过这种混合计算的方式获得更有工程应用价值的计算结果。