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多段翼构型结冰计算方法及结冰影响分析

航空学报 2024年第14期45卷 174-188页

作者：任靖豪王强陈宁立刘宇易贤中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性,针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面,通过引入最小壁面距离,实现了基于拉格朗日方法的高效液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构... 详细信息

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性,针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面,通过引入最小壁面距离,实现了基于拉格朗日方法的高效液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构稳健性差的问题,实现了更加鲁棒的多时间步结冰过程自动化计算能力。基于上述算法,开展了结冰特性及带冰后气动特性模拟,计算结果显示,多段翼结冰区域主要分布在前缘缝翼迎风面、主翼段及襟翼下翼面。在上游部件尾迹的影响下,多段翼表面水滴收集特性呈现显著的动态分布特性。前缘缝翼表面形成的冰角结构及其缝道附近发生的积冰堵塞是导致多段翼构型气动性能退化的主要因素,相比之下襟翼表面结冰对气动特性的影响程度较小。

关键词：结冰模拟多段翼拉格朗日法 Myers模型网格变形

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频域电磁场计算的隐式熵修正有限体积方法

微波学报 2024年

作者：许勇丁明松江涛刘文君李坤璠李鹏傅杨奥骁中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

为提高电磁场计算精度和效率，提出一种直接求解散射场形式麦克斯韦方程组的全隐式频域有限体积数值方法。该频域有限体积法的半离散迭代求解过程包括空间通量的Steger-Warming迎风分裂计算，和定常虚拟时间推进的全隐式上下对称高斯-... 详细信息

为提高电磁场计算精度和效率，提出一种直接求解散射场形式麦克斯韦方程组的全隐式频域有限体积数值方法。该频域有限体积法的半离散迭代求解过程包括空间通量的Steger-Warming迎风分裂计算，和定常虚拟时间推进的全隐式上下对称高斯-赛德尔迭代（LU-SGS）算法求解两步骤。特别地为解决方程刚性带来的数值震荡和收敛缓慢问题，推导了一种零特征值的熵修正公式，对通量进行修正并补充相应的数值粘性缺省。典型数值算例显示，这种全隐频域有限体积法能采用大的库朗数计算具有无条件稳定特性，而且熵修正也有效抑制了电磁场数值震荡，大幅提高收敛速度。最后该方法应用于介质和复杂外形目标电磁散射计算，结果与矩量法等对比进一步验证了全隐频域有限体积法具有可靠的计算精度和效率，从而能更广泛地应用到频域电磁问题。

关键词：麦克斯韦方程组频域有限体积法熵修正隐式LU-SGS 雷达散射截面

攻角和单位雷诺数对HyTRV升力体高超声速边界层转捩影响的实验研究

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中国科学:物理学力学天文学 2024年第10期54卷 101-115页

作者：张成键吴杰陈坚强华中科技大学航空航天学院空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

为了获得更高的升阻比,真实飞行条件下的飞行器一般是带有攻角飞行,攻角变化会导致飞行器表面压力梯度的变化,进而对飞行器的边界层转捩产生重要影响.本文针对HyTRV高超声速飞行器升力体构型的模型,在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压... 详细信息

为了获得更高的升阻比,真实飞行条件下的飞行器一般是带有攻角飞行,攻角变化会导致飞行器表面压力梯度的变化,进而对飞行器的边界层转捩产生重要影响.本文针对HyTRV高超声速飞行器升力体构型的模型,在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器(PCB)和高速红外相机对不同攻角下的HyTRV模型边界层进行了实验测量,分析了HyTRV的腹部流向涡区、腰部横流区和肩部流向涡区的不稳定性特征.实验结果表明,腹部流向涡区的转捩位置随着攻角增加而变化不大,主要是因为随着攻角的增加该处的转捩机理发生了改变; HyTRV模型背风面处原本独立的转捩区在攻角增加的情况下发生了移动、融合扩张,导致腰部横流区和肩部流向涡区转捩的主导模态随着攻角的增加发生了改变,腰部横流区的主导模态由横流的二次失稳模态变为第二模态,肩部流向涡区的主导模态由流向涡模态变为横流的二次失稳模态.

关键词：高超声速边界层稳定性 HyTRV升力体不同攻角

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HyTRV升力体高超声速边界层稳定性的初步实验研究

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航空学报 2024年

作者：张成键吕岱霖朱畅陈坚强吴杰华中科技大学航空航天学院空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

Hy TRV升力体是高超声速下为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具有真实飞行器特征的标模。目前针对于该标模的研究主要是基于理论分析和数值计算，缺乏实验数据的验证。为了给HyTRV升力体模型转捩理论验证、转捩模型构建... 详细信息

Hy TRV升力体是高超声速下为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具有真实飞行器特征的标模。目前针对于该标模的研究主要是基于理论分析和数值计算，缺乏实验数据的验证。为了给HyTRV升力体模型转捩理论验证、转捩模型构建以及转捩控制等提供风洞试验数据，在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器（PCB）和高速红外相机对HyTRV升力体进行了边界层稳定性的实验测量，分析了HyTRV模型腹部流向涡区、腹部横流区、腰部横流区和肩部流向涡区的边界层不稳定性特征，重点对获取到明显不稳定波的腹部横流区进行了研究。实验结果显示：HyTRV模型的腹部流向涡区存在10-30k Hz的微弱低频不稳定波；腹部横流区测得了150-250 k Hz的高频不稳定波，0°攻角下该不稳定波的传播速度为722.9m/s，推测该不稳定波为横流扰动的高频二次失稳模态；腰部横流区和肩部流向涡区观察到了边界层转捩的过程，但并未发现明显的不稳定波特征。红外测量结果显示模型迎风面和背风面的转捩阵面与直接数值模拟结果吻合良好，且模型的迎风面观察到典型锯齿状条纹转捩阵列，与腹部横流区横流不稳定性主导失稳转捩的结论一致。

关键词：高超声速边界层稳定性 HyTRV升力体不稳定性实验

化学非平衡模型对高焓钝楔边界层稳定性分析的影响

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空气动力学学报 2024年

作者：李晨辉万兵兵涂国华胡伟波陈坚强蒋崇文空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室北京航空航天大学航空科学与工程学院

理解边界层转捩机理对飞行器设计具有重要意义。对于高马赫数飞行器，其绕流场温度会急剧升高引发高温化学非平衡效应，进而影响边界层转捩过程。针对这一问题，一般需在基本流计算和稳定性分析中引入反映复杂物理化学过程的计算模型，... 详细信息

理解边界层转捩机理对飞行器设计具有重要意义。对于高马赫数飞行器，其绕流场温度会急剧升高引发高温化学非平衡效应，进而影响边界层转捩过程。针对这一问题，一般需在基本流计算和稳定性分析中引入反映复杂物理化学过程的计算模型，这制约了计算效率，且不同模型可能会得到不同的稳定性分析结果。相关研究目前还不充分，一些工程常用模型的影响还没有被考虑。本文发展了化学非平衡流动的线性稳定性分析方法，考察了化学非平衡效应对高焓钝楔边界层稳定性的影响途径，分析了不同热力学、输运系数和化学反应等物理化学模型造成的稳定性分析结果差异。研究表明：化学非平衡效应主要通过改变基本流影响模态N值，转捩预测时可以仅在基本流求解中考虑化学非平衡效应以提高计算效率；物理化学模型对第二模态的影响较小，对于由第二模态主导的转捩过程，预测结果对化学非平衡流动中物理化学模型的选取不敏感，但在第三模态对N值贡献较大时，模型选取对转捩预测结果的影响则无法忽略。

关键词：高焓边界层流动稳定性转捩预测物理化学模型化学非平衡效应

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采用重组模板的权重优化WENO-Z格式

国防科技大学学报 2024年第1期46卷 187-197页

作者：柴得林王强易贤刘宇中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

针对精确模拟含激波等复杂流动结构的流场对高精度格式的低耗散低色散要求,基于5阶有限差分WENO-Z格式,提出一种模板重组技术。在计算WENO非线性权时,引入一个由3点模板重新组合的4点模板,优化原格式中各模板的权重分配,进而提出了两种... 详细信息

针对精确模拟含激波等复杂流动结构的流场对高精度格式的低耗散低色散要求,基于5阶有限差分WENO-Z格式,提出一种模板重组技术。在计算WENO非线性权时,引入一个由3点模板重新组合的4点模板,优化原格式中各模板的权重分配,进而提出了两种改进WENO-Z格式。采用近似色散关系分析方法对改进前后格式色散与耗散特性进行了对比与分析。分析表明:两种改进格式耗散有不同程度的降低。数值实验表明:改进格式具有更优越的激波捕捉性能,对小尺度流场结构具有更高的分辨率。

关键词：模板重组权重 WENO格式

基于Transformer的深度符号回归方法

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计算机应用 2024年

作者：许鹏程何磊李川钱炜祺赵暾四川大学计算机学院中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

针对利用遗传进化算法解决符号回归问题时存在的种群多样性减少、对超参数敏感等问题，提出基于Transformer的深度符号回归（DSRT）方法，该方法通过Transformer自回归的方式生成表达式符号序列，然后将数据和表达式符号序列的拟合度值... 详细信息

针对利用遗传进化算法解决符号回归问题时存在的种群多样性减少、对超参数敏感等问题，提出基于Transformer的深度符号回归（DSRT）方法，该方法通过Transformer自回归的方式生成表达式符号序列，然后将数据和表达式符号序列的拟合度值的变换值当作奖励值，通过深度强化学习的方法更新模型参数，使模型输出的表达式序列更加拟合数据，并随着模型的不断收敛，找出最优的表达式。在Nguyen符号回归基准数据集上进行了有效性测试，在200次迭代内与DSR(Deep Symbolic Regression)、GP(Genetic Programming)算法做了对比，实验结果验证了DSRT方法的有效性。另外，讨论了各参数对DSRT方法的影响，且在NACA4421数据上进行了飞机翼型表面压力系数公式预测实验，将得到的公式与卡门-钱学森公式作对比，找到了RMSE较小的数学公式。

关键词：符号回归 Transformer 深度强化学习 NACA4412 卡门-钱学森公式

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结冰风洞小流量发动机进气部件防冰试验技术

航空动力学报 2024年第4期39卷 1-7页

作者：冉林熊建军赵照易贤中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

为满足国产航空发动机小流量进气防冰试验的需求,基于结冰风洞的发动机进气模拟系统,分析了典型小流量发动机进气部件的进气特征,开展了小流量发动机进气模拟方法研究。提出采用水环真空泵解决了大流阻进气导致吸气管道压力大幅度降低问... 详细信息

为满足国产航空发动机小流量进气防冰试验的需求,基于结冰风洞的发动机进气模拟系统,分析了典型小流量发动机进气部件的进气特征,开展了小流量发动机进气模拟方法研究。提出采用水环真空泵解决了大流阻进气导致吸气管道压力大幅度降低问题,在此基础上,优化了发动机进气模拟系统,建立了在结冰风洞开展小流量发动机进气部件防冰试验的流程,并应用于某型号小流量发动机进气部件防冰试验。结果表明:发动机进气模拟系统满足小流量发动机进气部件防冰试验要求,进气流量控制精度达到±0.05 kg/s(±0.33%FS),试验过程中的流量变化可用于辨别防冰效果。相关研究为发动机进气模拟系统设计、优化和小流量发动机进气部件的防冰特性考核提供了参考依据。

关键词：结冰风洞发动机进气模拟系统小流量发动机进气部件防冰试验进气流量

面向多核CPU/众核GPU架构的非结构CFD共享内存并行计算技术

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航空学报 2024年第7期45卷 108-121页

作者：张健李瑞田邓亮代喆刘杰徐传福国防科技大学并行与分布计算全国重点实验室长沙410073 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

针对现代高性能计算机架构开展非结构CFD节点内共享内存并行,是提升浮点计算效率、实现更大规模流体仿真应用能力的关键。然而由于非结构网格CFD计算存在拓扑关系复杂、数据局部性差、数据写冲突等问题,传统算法如何共享内存并行化以高... 详细信息

针对现代高性能计算机架构开展非结构CFD节点内共享内存并行,是提升浮点计算效率、实现更大规模流体仿真应用能力的关键。然而由于非结构网格CFD计算存在拓扑关系复杂、数据局部性差、数据写冲突等问题,传统算法如何共享内存并行化以高效发挥多核CPU/众核GPU的硬件能力,成为一个重大的挑战。从一个工业级非结构CFD软件出发,通过深入分析其计算行为和访存模式,设计实现了多种共享内存并行算法,采用了网格重排序、循环融合、多级访存等数据局部性优化技术进一步提升性能。面向多核CPU架构,系统开展了循环级与任务级两种并行模式的对比研究;面向众核GPU架构,创新地提出了一种基于多级访存优化方法的规约并行策略。利用M6机翼和CHN-T1飞机算例对所有并行算法及优化技术进行了全面验证与评估。结果表明:在多核CPU平台上,基于剖分复制的任务级并行策略性能最好,采用Cuthill-McKee重排序以及循环融合分别使整体性能提升10%。在众核GPU平台上,基于多级访存的规约策略具有显著的加速效果,优化后热点函数的性能相比优化前提升了3倍,相比CPU串行性能整体加速比可达127。

关键词：非结构网格 CFD 共享内存并行 GPU 访存优化