迄今为止，为完全预测原型行为而合成多项测试结果的确切方法仍是一个公开的挑战。前面的相似理论和计算相似理论之间的关键区别在于，在后一种情况下，迭代设计周期不会产生普遍适用的比例。例如，经典相似理论中的模型法则见适用于给定类型问题的任何模型。

在计算缩放中，对于原型设计和测试目标的特定组合，建立独特的缩放法则以获得模型，该模型的响应可以被放大以预测原型行为的特定特征(或其集合)，即定义测试目标的特征。试验目标的一些例子包括:短周期运动的模拟、荷兰滚的模拟、尾旋特性的研究、颤振特性的研究或它们的组合。

一般来说，这些计算比例定律是基于迭代程序来转换模型设计和/或试验条件，以确保相似性。

 

数值优化是一个显而易见的选择，能够有效地修改比例模型设计和试验条件，以实现与原型的最高相似性。是最早在结构相似的应用中使用最优化的人之一。他演示了使用优化来匹配刚度分布在机翼上。这里，相似程度的品质因数是模型和原型机翼沿翼展的归一化偏转之间的差值。

物理测试表明，这种基于优化的缩放技术在实现相似性方面确实有效。期间这种方法专门用于风洞模型的设计，类似的技术也可用于SFT模型的设计。大多数工程问题是多学科的。

因此，使用第节中描述的方法具有挑战性，因为必须满足多个控制方程和一组更广泛的相似准则，才能设计出与原型相似的模型。基于优化的比例定律更加通用，因为它们依赖于多学科分析和优化(MDAO)策略来考虑各种学科的耦合效应。

在这种MDAO问题中，目标函数是量化相似程度(如DoS)的品质因数，设计变量是确定模型几何形状和试验条件的参数，约束条件是制造和任务要求的组合，包括由下列因素确定的条件证书颁发机构.

 

举个例子，使用MDO在空气弹性力学通过确保模型和原型上的同系压力分布，同时匹配降低的自然频率来解决问题。设计变量是制造约束下的肋厚度。气动弹性领域中许多其它复杂的相似问题都是用最优化方法解决的如综述中所述计算缩放的适用性不仅限于气动弹性。

例如，这种方法在飞机飞行动力学行为的研究中显示出巨大的潜力，其中模型必须证明与原型的多学科相似性(即，相似的空气动力学行为，结构行为和质量分布)。

 

其他研究包括航空声学、航空推进干扰、航空热设计，无人驾驶飞行器设计等，也能从这种方法中获益。

计算缩放方法在很大程度上是未经探索的，但显示出很大的潜力。充分利用将取决于解决第节中讨论的挑战的能力。

 

计算比例定律是包括SFT在内的所有物理测试方法的亚比例模型设计方法的最新水平。然而，实践状况却落后了。这有许多原因，详述如下:

建立标度律的目标函数的公式化是具有挑战性的，因为当选择了影响该现象的所有相关参数时，设计空间可能很大。

此外，量化每个测试的影响程度增加了目标函数公式的复杂性。开发可用于优化的(精确的)计算学科分析工具是一项知识和劳动密集型任务。大多数计算分析需要重复的前/后处理活动(例如，生成计算网格用于CFD和FE分析、流动分析的后处理等。既费力又费时，还容易出错。

 

因为迭代器用于修改设计，所以这些预处理/后处理活动必须自动化，这需要投入大量的时间和资源。即使学科分析工具是可用的和自动化的，在多学科分析框架中将它们结合在一起，选择正确的MDO架构和优化算法也是具有挑战性的任务，这需要MDO和数值优化技术的具体知识。

换句话说，必须降低与MDO相关的壁垒，以便SFT领域的专家充分利用其潜力。在优化过程中使用高阶、高保真和耗时的分析会对基于比例法则的优化带来负面影响。为了在设计过程中保持计算时间与SFT的可用性相兼容，代理模型技术可能是非常有效的。

 

这些替代模型是实际高保真分析的解析近似，并且评估速度快几个数量级，从而使优化工作时间易于管理。尽管越来越多地使用SFT来研究非常规飞机设计，但有趣的是，许多sft没有相应的全尺寸设计，也就是说，没有全尺寸飞机设计(在审查的25个sft中，约有36%)。

因此，他们不使用第节中讨论的任何相似方法。本文回顾的25个SFT模型中，约有48%是几何缩放的其主要原因是与其他比例法则相比，应用几何比例更容易。

 

尽管如此，几何比例模型的响应往往容易产生比例效应，从而导致结果的显著不确定性。因此，测试结果大多与演示测试相关。

最后，16%的被研究的模型是计算规模的。这种类型的缩放确保了模型的特定学科行为与原型的相似。有趣的是，在他上面工作的工程师们早在1976年就利用了计算缩放的原理。

然而，当时进行计算分析的复杂性阻止了这种方法的广泛使用。随着计算能力的巨大提高，研究人员近年来越来越频繁地使用计算缩放。对设计方法的回顾表明，进行SFT的工程师认识到了给定试验目标的缩尺模型设计方法的重要性。基于每个测试目标的设计方法的SFT分布。

 

据观察，工程师在为演示测试设计模型时避免了复杂和资源密集型的计算缩放。

在大多数情况下(69%)，根本不使用缩放标准。相反，在模拟和现象学试验中，几何比例或计算比例被用于设计亚比例模型，这对于放大SFT的结果是必不可少的。

然而，在模拟和唯象试验中，大多数模型是用几何比例设计的，尽管它们易受比例效应的影响。对于在风洞中进行的气动弹性试验，已经证明了计算比例模型优于几何比例模型的优点。

 

以下人员对SFT模型进行了类似的研究他们证明了与几何比例模型相比，计算比例模型的原型在升力、阻力和力矩方面的相似性有所提高。然而，证明SFT模型中计算标度相似性改进的研究工作仅限于静态特性并且还没有证明在动态行为(例如，飞行动力学)方面的改进。

这主要是因为SFT在过去(2005年之前)被认为对大多数研究实体来说过于复杂，如第节所述1并且没有得到与其他测试方法相同的关注和资助来执行不同缩放方法的比较研究。

此外，还没有研究计算方法的不准确性和执行优化所需的较长时间对整个SFT过程的影响。然而，根据地面试验、计算模拟和静态sft提供的证据，计算缩放显示出改善SFT的前景，这必须由科学界进一步研究。

 

尽管计算缩放的发展，只有少数的设计使用这种先进的方法。此外，即使采用计算比例，亚比例模型设计也是基于单学科计算分析。

在本节中，我们将讨论在SFT模型设计周期中必须考虑的不同学科，在MDO框架中整合这些学科的相关技术障碍，以及如何降低这些障碍。这些想法将支持计算缩放的广泛使用，这将反过来提高预测原型行为所需的SFT模拟的质量。

尽管在设计方法、制造技术、商用飞机设备和飞行试验数据采集方面各自都有所发展，但这些研究领域之间的相互作用并不十分显著。这是因为SFT通常是由一小组工程师完成的，他们可以专注于设计类似的模型，也可以处理其他实际问题(制造、飞行试验等)。

 

在有限的设计交付周期内的SFT期间出现。因此，最后一分钟的设计修改和返工是必要的，以考虑在设计阶段没有解决的因素，这可能使设计类似模型的所有努力无效。

尽管基于多学科分析的计算缩放方法提供了在设计阶段纳入SFT所有要求的可能性，但由于缺乏必须使用哪些要求的明确性，到目前为止设计的SFT模型没有纳入这些要求。

基于对过去试验的回顾，简要描述了SFT模型设计周期中的关键要求。这些通常包括试验要求、设备限制、制造限制和试点工作，这些都不包括在缩尺模型的设计中。

 

首先，确保模型和原型之间行为的相似性。第二，确定模型在整个飞行过程中保持可控，并保持在指定的飞行范围内(即模型能安全地完成要求的任务)。

前一个要求可以用第节中讨论的方法之一来满足。然而，对于后者，必须评估模型在不同状态下的静态和动态稳定性、可控性、飞行和操纵品质飞行阶段，准确而迅速地，使SFT可行。

这要求在缩尺模型的设计中包括飞行动力学分析。这种分析需要以下方面的详细信息空气动力学性能、结构设计、车载设备的选择和放置，以及功率输出这反过来要求开发和集成专用的学科工具。

 

到目前为止，很少有人展示所有这些方面的详细实现和集成。

然而，在设计周期中使用飞行动力学工具箱，用简化的分析工具来评估模型的飞行特性，这已被证明。SFT车型使用了大量车载设备。

除了执行它们所需的功能，这些组件还以两种方式影响整个模型设计。

首先，一个或多个选定的部件可能不适合模型内部，其适应性可能导致外部气动外形的修改。第二，部件的质量及其在模型中的相对位置影响模型的重量、平衡和惯性(反过来影响飞行动力学)。

 

组件选择的这些影响在当前设计周期中很少被评估，应被纳入以提高未来SFT的有效性。随着制造和材料技术的进步，人们可以使用不同的材料以各种方式制造缩尺模型。

制造技术的选择取决于可用于制造的时间、飞行任务的结构要求、预算、要求的精度和可用于制造的材料。

制造技术和工艺中使用的材料直接影响SFT模型的设计特征，例如表面光洁度、拖尾边缘半径机翼的可动部分和固定部分之间的间隙等。