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超大规模结构网格CFD数值模拟的初步研究

航空学报 2024年

作者：洪俊武李伟岳皓孟德虹孙岩中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

本文基于国家数值风洞（NNW）系统的流固耦合模拟软件平台NNW-FSI，系统性地提出了解决超大规模结构网格生成的重构加密方法，以及基于多重网格粗化技术的壁面距离搜索、重叠网格贡献单元搜索和拼接网格拼接单元搜索算法，并基于同构系... 详细信息

本文基于国家数值风洞（NNW）系统的流固耦合模拟软件平台NNW-FSI，系统性地提出了解决超大规模结构网格生成的重构加密方法，以及基于多重网格粗化技术的壁面距离搜索、重叠网格贡献单元搜索和拼接网格拼接单元搜索算法，并基于同构系统的纯MPI方法和MPI+OpenMP混合并行方法，基于异构系统的MPI+OpenACC混合并行方法，开发了超大规模结构网格CFD数值模拟的前置网格生成模块、流场求解模块和后置显示模块。在国产大型同构和异构集群系统上，实现了百亿级超大规模结构网格在百万核上的CFD数值模拟，取得了良好的并行效率。数值结果表明，本文的方法取得了良好的网格收敛性、多核一致性和高精度的模拟结果，为下一步的工作展开打下了良好基础。

关键词：并行计算结构网格数值模拟

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非结构构造法附面层网格生成方法

计算机辅助设计与图形学学报 2024年

作者：王永杰刘杨庞宇飞陈浩陈波齐龙谢冬香中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

附面层是流体运动中贴近物面的薄层，高质量的附面层网格是飞行器进行流体动力计算获得精确结果的基础. 针对此问题，提出一种高质量的非结构构造法附面层网格生成方法. 基于曲面网格超面分片，首先对每一分片选取支撑点计算支撑线，... 详细信息

附面层是流体运动中贴近物面的薄层，高质量的附面层网格是飞行器进行流体动力计算获得精确结果的基础. 针对此问题，提出一种高质量的非结构构造法附面层网格生成方法. 基于曲面网格超面分片，首先对每一分片选取支撑点计算支撑线，根据支撑线与分片边界线抬升得到轮廓线，支撑线与轮廓线组成框架线; 然后依据框架线插值生成分片非结构附面层顶面网格; 再对非结构附面层顶面网格碰撞检测与处理; 最后在内部插值生成非结构附面层网格. 与主流方法前沿层进法进行实验的结果表明，依据相关质量评价标准，所提方法生成的非结构附面层网格无折叠单元，且质量较差单元平均减少15%.

关键词：非结构构造法附面层网格网格质量

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一种新型的热力学两温度模型数值计算方法

航空学报 2024年

作者：李鹏丁明松陈坚强刘庆宗傅杨奥骁江涛梅杰许勇空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

高焓气体热力学参数的理论模式在两温度模型求解器中应用广泛，但在具体应用中具有程序运行效率低、数值稳定性差等问题。本文发展了一种更为简单高效的热力学两温度模型能量体系计算方法，它借鉴单温度模型热力学平衡能量的拟合表征形... 详细信息

高焓气体热力学参数的理论模式在两温度模型求解器中应用广泛，但在具体应用中具有程序运行效率低、数值稳定性差等问题。本文发展了一种更为简单高效的热力学两温度模型能量体系计算方法，它借鉴单温度模型热力学平衡能量的拟合表征形式，通过重构再造内能模态表征形式，分别得到由平动温度表征的线性能量项和由振动温度表征的非线性能量项，进而引入Chemkin拟合式对非线性能量项进行表征计算，从而避免理论模式采用指数表征式存在的潜在数值问题。数值研究表明：该方法在预测热化学非平衡流动及其相关气动特性方面计算精度可靠，且相比于采用理论模式的求解器计算效率更高，其单步迭代耗时与计算收敛所用耗时可降低10%以上，对提升热化学非平衡流动模拟效率具有积极效果，具有良好的工程应用价值和前景。

关键词：高超声速热化学非平衡两温度模型高焓气体 Chemkin拟合方法

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基于噪声特性估计的气动系数辨识方法

航空学报 2024年

作者：汪清郑凤麒丁娣岳茜空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

利用飞行试验数据验证和修正风洞气动力数据库，是飞行器设计与评估的一个重要环节。针对飞行试验普遍没有角加速度测量的情况，发展了一种新的气动系数辨识方法。首先将气动系数的时间导数建模为一阶Gauss-Markov过程，从而构建了气动... 详细信息

利用飞行试验数据验证和修正风洞气动力数据库，是飞行器设计与评估的一个重要环节。针对飞行试验普遍没有角加速度测量的情况，发展了一种新的气动系数辨识方法。首先将气动系数的时间导数建模为一阶Gauss-Markov过程，从而构建了气动系数辨识的数学模型。然后，从似然函数最大化出发，通过理论推导给出了过程噪声和测量噪声协方差等未知统计量的解析表达式。采用平方根无迹Kalman滤波器（SRUKF）和无迹Rauch–Tung–Striebel平滑器（URTSS）进行状态估计。根据状态估计结果显式计算未知统计量并迭代修正，从而获得气动系数（作为增广状态变量）时间历程的辨识结果。两个飞机气动系数辨识算例演示了该方法的有效性。算例表明，该方法能够较好地估计未知统计量，给出合理的气动系数辨识结果。此外，该方法具有良好的收敛鲁棒性，不依赖于未知统计量的初始估计。

关键词：气动系数辨识噪声协方差平方根无迹Kalman滤波器无迹Rauch-Tung-Striebel平滑器似然函数飞行器飞行试验气动参数估计

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高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性

航空学报 2024年第8期45卷 146-161页

作者：黄维康张卓然达兴亚袁培博高华敏南京航空航天大学自动化学院南京210016 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提... 详细信息

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提高对转涵道风扇的气动性能,然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象,难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。分析了所提FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性;探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响,并对电机间积温空腔热网络模型进行优化;为平衡中心体内前后电机的温度分布,减少中心体结构轴向长度,采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度,有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致,表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力,并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。

关键词：航空电推进电推进飞机对转涵道风扇驱动电机热分析

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等离子体合成射流激励器诱导流场特性研究

力学学报 2024年

作者：马志明张鑫空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心

正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体合成射流激励器是一种典型的主动流动控制激励器,具有结构简单、布置位置灵活及响应时间短等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和防/除冰等方面具有潜在的应用前景.该激励器由两个传统的非对称... 详细信息

正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体合成射流激励器是一种典型的主动流动控制激励器,具有结构简单、布置位置灵活及响应时间短等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和防/除冰等方面具有潜在的应用前景.该激励器由两个传统的非对称布局等离子体激励器组成,通过两个等离子体激励器诱导壁射流的相互作用,产生一股垂直向上的射流,从而促进高能主流与壁面附近低能气流之间的掺混,实现流动控制.文章针对“该激励器诱导流场时空演化过程不清”这一问题,采用高频PIV(particle image velocimetry)技术,在静止空气下开展了等离子体合成射流激励器诱导流场特性研究,揭示了激励器诱导流场的时空演化过程,发现了激励器诱导射流的振荡现象,阐明了激励器诱导流场的演化机制.结果表明:激励器诱导流场经历了启动涡发展、两股射流耦合和合成射流振荡3个阶段;激励器诱导射流的振荡角度范围能达到±45°.研究结果为完善等离子体合成射流激励器数值模拟模型和提升激励器控制效果奠定了基础.

关键词：流动控制等离子体介质阻挡放电正弦交流合成射流

长时间气动力/热作用下累积热变形演化规律研究

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北京航空航天大学学报 2024年

作者：刘深深蒋波韩青华余婧杨肖峰魏东朱言旦桂业伟空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

长时间气动力/热作用下产生的累积热变形及其在整个飞行历程中引发的不利影响是未来高超声速巡航飞行器设计不可忽视的问题。针对高超声速典型翼面结构，以自研热环境-热响应耦合计算分析平台为基础，结合自适应时间步的双向耦合计算策... 详细信息

长时间气动力/热作用下产生的累积热变形及其在整个飞行历程中引发的不利影响是未来高超声速巡航飞行器设计不可忽视的问题。针对高超声速典型翼面结构，以自研热环境-热响应耦合计算分析平台为基础，结合自适应时间步的双向耦合计算策略建立了全数值的气动力/热/结构多场耦合累积热变形预测方法；在此基础上开展了翼面结构在长时间气动力/热耦合作用下的累积热变形演化规律及形成机理研究，并分析了其在时间变化历程中对气动特性的影响。研究结果表明，由于翼面结构所受气动力、气动加热、结构传热、变形响应等物理过程的时空尺度差异，累积热变形呈现第一发展、第二发展、充分发展等非线性特征突出的三个演化阶段，并且需要经过较长的时间各种因素才能充分发展并实现累积变形的稳定。上述累积热变形演化行为引发了伴随整个飞行历程中的气动特性的非线性变化，进一步带来升力下降、升阻比下降以及俯仰力矩偏差等不利影响。相关不利影响亟需在未来长航时高超声速飞行器设计问题中加以考虑和主动应对。

关键词：长航时机翼结构累积热变形气动力/热耦合作用热变形影响

再入飞行器热化学非平衡流场磁流体动力学控制机理

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中国科学：物理学、力学、天文学 2024年第7期54卷 185-196页

作者：罗仕超胡守超柳军吴里银孔小平常雨吕明磊中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学重点实验室绵阳621000 国防科技大学空天科学学院长沙410073

理论研究基础上建立热化学非平衡流场、外加磁场及霍尔电场耦合计算方法,数值分析不同外加磁场条件下典型再入飞行器高温热化学非平衡流场控制效果.研究表明,区别于量热完全气体,考虑高温气体效应后,化学反应吸热,流场温度降低,降低高... 详细信息

理论研究基础上建立热化学非平衡流场、外加磁场及霍尔电场耦合计算方法,数值分析不同外加磁场条件下典型再入飞行器高温热化学非平衡流场控制效果.研究表明,区别于量热完全气体,考虑高温气体效应后,化学反应吸热,流场温度降低,降低高超声速磁控热防护效率;高焓热电离磁流体绕流流场,驻点区域逆流向的洛伦兹力分量对流体的减速,而肩部区域法向洛伦兹力改变局部流场结构,使得激波发生偏折;磁控热防护系统绝缘壁面情况下霍尔效应对磁控效果影响较小,肩部区域甚至有助于增强防热效果.绝缘壁面条件下,典型状态的驻点热流和肩部热流分别降低26.5%和52.7%,热流控制效果优于导电壁面.

关键词：再入飞行器热化学非平衡磁流体动力学流动控制数值模拟

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荧光油膜速度场的自适应快速光流解法

航空学报 2024年第7期45卷 58-67页

作者：蔡章博张征宇余皓占书恒西南科技大学信息工程学院绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

现有光流法解算基于荧光油膜的摩阻测量方程耗时长,制约了荧光油膜试验技术在生产型风洞中的推广应用。为此,提出了荧光油膜速度场的空间自适应快速光流解法,一方面通过推导构造共轭迭代式,较现有光流法的雅可比矩阵分割迭代式,有更小... 详细信息

现有光流法解算基于荧光油膜的摩阻测量方程耗时长,制约了荧光油膜试验技术在生产型风洞中的推广应用。为此,提出了荧光油膜速度场的空间自适应快速光流解法,一方面通过推导构造共轭迭代式,较现有光流法的雅可比矩阵分割迭代式,有更小的存储量、更高的收敛性与稳定性;另一方面结合荧光油膜图像的灰度梯度信息,对图像进行空间自适应降采样进行共轭迭代快速获得大流动结构,再升到满分辨率迭代和全局优化,即可准确捕捉到精细的流动结构,大幅提高荧光油膜速度场的解算速度。仿真实验表明:在给定收敛误差限下本算法较现有光流法计算速度提升26.6%,在相同预设迭代次数下,平均误差减小1.4%,最大误差减小2.3%。多个高速风洞的油膜试验结果表明:本算法测得壁面流动现象正确、流谱清晰精细,较现有光流法计算速度平均提升了23%,优势明显,工程应用价值大。

关键词：光流法共轭梯度法自适应采样荧光油膜速度场