基于LSTM的超临界机翼抖振边界预测方法

超临界机翼的抖振对运输机的安全性和稳定性有着极大的影响,如何高效准确地确定抖振边界一直是备受关注的研究热点。针对CHN-T1型运输机标模,构建了一种基于长短时记忆(long short-term memory, LSTM)神经网络的超临界机翼抖振边界预测框架。根据CHN-T1标模的计算数据,设计了基于LSTM的气动力系数预测模型和抖振起始迎角判定模型,用于准确预测给定马赫数下气动力系数的变化趋势,并且实现了抖振起始迎角的快速判定;通过整合抖振起始迎角数据确定了CHN-T1标模的抖振边界,并用风洞试验数据验证了结果的准确性。研究结果显示,LSTM模型对气动力系数变化趋势有良好的预测能力,其均方根误差维持在2%以内;同时,在抖振起始迎角的判定方面表现出色,抖振边界的误差保持在2%以内。这些结果验证了该方法在抖振边界预测中的可靠性和准确性,为超临界机翼的抖振研究提供了有力支持。

面向民机标模的宽域高雷诺数小样本气动建模方法研究

目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚焦后续飞行器设计的降本增效,以CHN-T1运输机标模为研究对象,通过数据融合和信息迁移两大策略,降低了预测模型对高雷诺数样本的依赖,实现了宽域高雷诺数小样本气动特性的快速预测。本研究利用覆盖亚跨声速、百万至千万量级变雷诺数下的18条气动力曲线构建了宽域变雷诺数气动数据集,设计了涵盖不同速域、雷诺数和马赫数外插等多种复杂度的算例进行分析验证,将仅利用单一来源试验数据构建的模型精度作为基准,对比了不同方法的特点。结果表明,利用10条左右的高精度气动力曲线作为建模数据时,采用基于神经网络的数据融合方法得到的气动预测模型均方根误差可降低50%以上,信息迁移方法得到的气动力预测模均方根误差也可降低至少40%。

超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。

考虑瓦块子结构的可倾瓦轴承广义完整动特性系数研究

针对因忽略瓦块子结构动力学特性而导致常规8系数无法分析瓦块摆振特性及其稳定性的问题,提出考虑瓦块子结构的可倾瓦轴承广义完整动特性系数表征方法。以瓦间承载的四瓦可倾瓦轴承为研究对象,采用差分概念法计算了其广义完整动特性系数,利用线性和非线性方法计算得到的小扰动响应对比验证了计算模型的正确性,研究了轴承结构参数和运行工况对可倾瓦轴承动特性系数的影响规律。研究结果表明:承载瓦的稳定性高于非承载瓦;重载工况下非承载瓦易发生失稳故障;转速过高会降低转子轴承系统的减振能力;存在一个最佳支点系数可以使各瓦块的角刚度最大;增大长径比、预载荷系数和瓦包角,减小轴承间隙比可以提高轴承的刚度系数、阻尼系数以及各瓦块的角刚度系数、角阻尼系数,轴承间隙对动特性系数的影响最显著。

R13/R26矩方法的介观尺度壁面边界条件

宏观尺度NSF(Navier-Stokes-Fourier)、R13/R26矩方程边界条件在中、大克努森数Kn来流条件下计算精度大幅度降低,也极易发散。针对这一难题,提出R13/R26矩方程的介观尺度边界条件,在靠近壁面处重构速度分布函数,并输入介观尺度Boltzmann模型方程;基于离散速度法求解宏观参数,所得到的宏观参数作为R13/R26矩方程的壁面边界条件。仿真结果表明:基于介观尺度边界条件的R13/R26矩方法相较原边界条件计算精度最大提高59.84%,同时,所提出的边界条件将矩方法对Kn的适用范围拓展到1.0。

求解浅水波方程的并行物理信息神经网络算法

双曲守恒律方程是一类比较特殊的偏微分方程,其数值求解方法的研究一直是一个热点问题,一个显著特性是即使初始条件是光滑的,其解也可能会发展成间断。浅水波方程作为非线性双曲守恒律方程,由于间断解的存在,其精确求解存在很大困难。针对浅水波方程数值求解问题,本文基于PINN(Physics informed neural networks)反问题网络结构构造新的网络,构造的网络结构包括两个并行的神经网络,其中一个网络与已知状态数据(熵稳定格式加密求出)相关,另一个网络与方程本身相关。利用已知速度数据结合浅水波方程本身求解未知水深,最终通过一些数值算例验证网络的可行性。结果表明,新的网络结构可用于浅水波方程求解,利用速度数据可以较为精确地推算出水深。

升力翼列车通过隧道的气动效应研究

升力翼列车是一种通过增加升力翼来提升气动升力的新概念列车,可等效降低自身重力,有效减少轮轨磨损。本研究基于RNG k−ε湍流模型,采用滑移网格模拟方法,研究了不同攻角升力翼列车通过隧道的气动效应,并通过动模型实验数据对数值计算方法的精度进行验证。研究结果表明:升力翼列车进入隧道后列车升力增大,相较于明线,隧道内平均升力增加了33.3%;在进入隧道时攻角由12.5°减小为7.5°,可以较好地减小进入隧道时的升力波动,同时也可减小列车和隧道表面的压力峰值,有利于列车平稳通过隧道。通过对比有、无升力翼的列车可发现,车体前端主要受到升力翼增加车隧阻塞比的影响,而压力上升;车体后端主要受到升力翼尾流的影响,压力降低。本研究结果可为升力翼列车平稳通过隧道提供技术支持。

稀薄气体动理论中介观尺度数值模拟的加速方法

针对滑移流、早期过渡流区域采用离散速度法(discrete velocity method,DVM)求解Boltzmann方程收敛速度极慢、计算资源消耗大的难题,提出全流场耦合介观/宏观方程加速方法。在介观层面基于有限差分的DVM求解Boltzmann方程,在宏观层面基于有限体积的压力耦合方程组半隐式方法求解矩方程,充分利用纳维-斯托克斯-傅里叶/R26矩方程在低克努森数下的快速收敛特性,对介观方程进行加速。基于高阶Hermite多项式重构分布函数,完成宏观方程与介观方程之间的数据传输。仿真结果表明:全流场耦合介观/宏观方程的加速方法在滑移流、早期过渡流区域具有显著加速性能,最大降低了95.28%的计算时长;但对中、大克努森数流域,加速性能大幅度下降。

微槽-波纹壁面对平板边界层第一/二模态波影响研究

高速边界层转捩会使飞行器表面的热流和摩阻显著增加,延迟边界层转捩对飞行器降热减阻具有重要意义.在以第二模态主导的高速边界层转捩过程中,适当位置布置的波纹壁和微槽道均能够有效地抑制第二模态的增长,从而达到延迟边界层转捩的效果.研究了微槽-波纹组合壁面对马赫数4.5平板边界层稳定性的影响,通过改变微槽的开槽方向(垂直壁面和竖直向下)、开槽数、孔隙率、开槽深度以及开槽位置等方式,考察了这些微槽参数对第一/二模态波的作用效果.研究结果表明:相比光滑波纹壁面,微槽-波纹组合壁面促进了第一模态波的增长,增强了对低频第二模态波的抑制效果,对高频第二模态波的抑制效果没有明显的提高;开槽方向对微槽-波纹组合壁面的控制效果没有明显影响;开槽位置对微槽-波纹组合壁面的控制效果有显著影响,在波纹壁波峰处开槽时增强对第二模态波的抑制效果,但同时也会促进第一模态波的发展.

壁面约束下椭球颗粒曳力特性研究

颗粒两相流系统广泛存在于自然界和工程应用中,实际颗粒往往并非球形且受其附近壁面的影响。基于欧拉-拉格朗日方法的颗粒两相流数值模拟已成为非球形颗粒两相流系统设计的重要工具,然而其准确性受限于非球形颗粒曳力模型。因此,深入研究壁面约束下非球形颗粒曳力特性并发展近壁修正预测模型具有重要意义。本文采用直接数值模拟方法对有限雷诺数(0.5≤Re≤10)下,不同颗粒长轴取向与来流之间的夹角以及颗粒-壁面间距的单椭球颗粒曳力特性开展详细数值研究,分析比较不同工况下曳力系数的变化,探明雷诺数、攻角以及壁面间距对椭球颗粒曳力系数的影响规律,并评估现有自由流中椭球颗粒曳力关系式的适用性,最后发展了考虑近壁修正的椭球颗粒曳力预测模型,为优化非球形颗粒两相流数值模拟工具提供重要支撑。

列车通过分岔隧道的气动效应研究

长大铁路隧道受特殊地质条件影响可采用分岔隧道建造。然而,列车高速穿越这种复杂构型的隧道时所引起的空气动力学效应尚不清楚。为此,本文采用三维、可压缩、非定常的雷诺时均模型,模拟研究了高速列车从不同方向通过分岔隧道时引起的气动效应。研究内容主要包括入口隧道结构为单线隧道(STE)和双线隧道(DTE)两个运行环境下的车体表面和隧道壁面的压力波动、列车气动力和周围流场特征等。研究结果表明,相比STE场景,DTE场景下车体表面和单线隧道壁面的压力峰峰值更大,并且气动阻力能耗也更大,头车的平均阻力增大19.2%。然而,STE场景下列车的侧向力波动更剧烈,其峰值相比DTE场景增加26%。本文的研究发现可为特殊铁路隧道的设计和建造提供有价值的空气动力学参考。

Strong shock propagation for the finite-source circular blast in a confined domain

The circular explosion wave produced by the abrupt discharge of gas from a high-temperature heat source serves as a crucial model for addressing explosion phenomena in compressible flow.The reflection of the primary shock and its propagation within a confined domain are studied both theoretically and numerically in this research.Under the assumption of strong shock,the scaling law governing propagation of the main shock is proposed.The dimensionless frequency of reflected shock propagation is associated with the confined distance.The numerical simulation for the circular explosion problem in a confined domain is performed for validation.Under the influence of confinement,the principal shock wave systematically undergoes reflection within the domain until it weakens,leading to the non-monotonic attenuation of kinetic energy in the explosion fireball and periodic oscillations of the fireball volume with a certain frequency.The simulation results indicate that the frequency of kinetic energy attenuation and the volume oscillation of the explosive fireball align consistently with the scaling law.

采用态-态模型的高温空气非平衡喷管流数值研究

采用态-态模型在总温T_(0)=2000K~8000 K、总压p_(0)=1~20 MPa范围,开展高温空气准一维非平衡喷管流动数值模拟.考虑5种化学组元(N_(2),O_(2),NO,N,O),其中N_(2),O_(2),N_(O)分别有61,46,48个振动能级,将不同振动能级上的粒子视为不同组元,共157个组元.对未见公开文献给出速率系数的分子能级跃迁过程,综合振动能方程松弛时间和其他类似微观过程跃迁速率系数进行折算.计算结果表明,喷管喉道前流动接近平衡,喉道后出现非平衡,喉道下游不远处发生化学组元质量分数、较低振动能级分子数和表征振动能的振动温度的冻结,N_(2)的振动温度冻结较NO和O_(2)早,冻结值也更高;对振动能级跃迁起主导作用的微观机制是平动-振动能量交换(VT)过程,复合反应生成的分子更多位于中等振动能级;喷管非平衡和冻结区域分子能级分布偏离振动温度下的玻尔兹曼分布,高能级出现过分布;提高驻室总压能够降低喷管流动非平衡程度,推迟热化学冻结发生.

基于立方型气体状态方程的激波风洞准一维流动数值研究

采用基于立方型气体状态方程的准一维流动数值模拟方法研究了反射式高焓激波风洞的真实气体流动,重点关注了高压真实气体效应对风洞全场流动时空结构和驻室区气流参数的影响,并以理论分析揭示了高压真实气体效应对激波管内流动的作用机理。研究表明:对于以冷高压气体驱动的激波风洞,使用考虑分子体积和分子间作用力的真实气体状态方程能够更准确地描述气体的状态和风洞内的流动状况。高压真实气体效应主要在冷驱动气体中发生作用,其作用效果主要是使当地声速增大,从而使得入射稀疏波和反射稀疏波的传播速度加快;另一方面,高压气体效应在高温气体效应较显著的被驱动气体中作用微弱,且对激波管产生激波的强度和激波后的流动状态影响甚微。稀疏波的加快传播改变了激波管波系的相干时空关系。提前抵达的稀疏波可在一定情况下侵蚀激波风洞的有效试验时间。对于所测试的激波风洞构型,在150 MPa氢气驱动110 kPa氮气的工况下,高压效应导致的有效试验时间缩短约38%。适当加长驱动段长度和采用高温气体驱动均可有效减弱高压真实气体效应的影响。

电子发汗冷却技术及其研究进展

电子发汗冷却是一种新型的高超声速主动热防护技术,利用材料的热电子发射效应,通过热电子将热载荷转移至流场下游,降低了尖前缘结构热流密度峰值和梯度,为高超飞行器尖前缘结构热防护系统设计提供了新的思路.作为一种潜在的冷却技术,文章主要介绍了电子发汗冷却的工作原理、技术特点,综述了国内外相关研究进展,并对未来发展需解决的关键问题进行了讨论.

数据驱动的脉冲风洞气动热试验数据分析方法探索

脉冲风洞的有效运行时间短,气动热测量信号易受干扰,通常采用人工判读的方式在大量的脉冲风洞测热试验数据中遴选有效数据,数据分析过程效率低、标准不统一。研究基于中国航天空气动力技术研究院1 m量级炮/激波双模式风洞气动热试验数据开展信号特征分析,确定了Fourier变换后的电压信号、总压-热流相关系数曲线、热流时间导数等参数对流动起止时间、运行模式分界时间、信号质量等关键信息的表征作用。在此基础上,基于卷积神经网络和密度基聚类算法,发展了传感器信号有效性判断模型、风洞有效运行时间段选取算法和传感器信号取值区间选取算法,实现了脉冲风洞气动热试验数据的智能处理。结果表明,智能算法对传感器信号有效性的判断准确度达到98%;针对3568条原始试验曲线进行处理,智能算法与人工方式得到的热流均值差异小于10%的数据约占91%,具有应用于风洞试验的价值。

高超声速钝楔边界层最优增长扰动及其二次失稳研究

最优增长扰动理论是近年来高超声速边界层非模态失稳现象研究中的主要理论之一,可被看作一种对非模态扰动增长的工程化估计。本文以高超声速钝楔边界层为研究对象,采用最优增长理论和二次失稳分析方法,对钝楔边界层的非模态失稳特性进行了研究。结果表明,在平楔面各个工况的有限计算域中无法找到不稳定模态扰动,非模态的最优增长扰动可获得较大的能量增益。研究还发现,最优扰动的能量增益随马赫数的增加逐渐减小,而壁面曲率对最优扰动的增长起促进作用。但是,由于不同曲率条件下对应的最大能量增长扰动的展向波数存在一定差异,因此变曲率的等熵压缩面不存在统一的变化规律。进一步,研究还采用非线性抛物化稳定性方程研究了零频率最优扰动的非线性演化,并以最优扰动形成的条纹边界层的二次稳定性为基本流,采用线性理论进行了二次失稳分析,发现最优增长扰动形成的条纹结构具有较强的二次失稳增长率,这有利于下游边界层转捩成湍流。该研究结果对设计高速飞行器前体进气道的强制转捩装置有一定参考意义。

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段,然而,在高超声速飞行条件下,真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性,针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法,本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架,通过引入地面风洞试验气动数据,实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序,进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力,可以有效提升气动数据预测精度,相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。

高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟

为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不同的单模界面导致的RM不稳定现象。研究中涵盖了轻/重界面和重/轻界面2种情况,涉及的激波马赫数范围分别为6~9和8~11。对比了冻结流、热非平衡流和热化学非平衡流3种气体模式下的流场演化过程,揭示了扰动增长和增长率的变化规律。通过对比扰动增长的线性理论和非线性理论,分析了初始激波马赫数和初始扰动尺度的变化对RM不稳定性的影响,同时讨论了涡量场分布和环量的演化规律。结果表明,与冻结流相比,热化学非平衡流中透射激波、反射波及界面速度明显不同,扰动振幅增长率峰值降低,界面增长率脉动减弱,界面不稳定性增长速度变慢。通过对比多种理论模型和本文的数值模拟结果,发现Zhang-Sohn模型相对于其他模型更适用于高马赫数激波作用下的单模界面RM不稳定性问题。对涡量场的研究发现,有2个较强的涡量生成区域,一个位于界面上,另一个位于透射激波波后,这同低马赫数下涡量主要在界面上生成的结论显著不同。此外,热化学非平衡流中环量的幅值大小低于冻结流中的结果,这与热化学非平衡流中扰动的增长低于冻结流的结论对应。

超高速碰撞下相变效应的交错网格物质点法研究

超高速碰撞下的结构毁伤过程常伴随材料相变、断裂失效及碎片云的产生与演化,其所具有的压力强间断、材料非线性等几何大变形等问题给数值模拟带来了困难。交错网格物质点法SGMP通过背景网格格心积分消除了物质点法MPM跨网格误差,是模拟固体冲击爆炸等极端大变形与材料破坏问题的一种有效数值分析方法。本文将含金属相变的GRAY状态方程及含非线性内聚力断裂的Johnson-Cook修正金属模型引入SGMP中,模拟超高速碰撞单层、多层靶板问题。结果表明,SGMP和修正金属模型可以很好地模拟超高速碰撞问题中的碎片云形貌特征和相变效应。