可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方法

在可压缩流动问题的数值模拟领域,激波的高分辨率计算已取得重要进展。但是包含物质界面的可压缩多介质流动的数值模拟还存在诸多数值挑战,主要表现为界面处数值耗散过大和非物理振荡等问题。界面处流体性质的不连续性是造成可压缩多介质流动问题物理建模与数值方法困难的主要原因。为了建立一套高效的可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方案,本文从数值框架的选择、非守恒方程相容离散、高精度有界格式构造、界面压缩、界面-单介质分区计算方法等多个维度出发,综述近几年我们在可压缩多介质流动问题高精度数值模拟方法方面的研究进展。通过上述多个维度的工作,我们建立了一套适用于可压缩多介质流动问题的低耗散、基本无数值振荡的高精度欧拉数值方法,并成功应用于可压缩多介质大变形流动和界面不稳定性诱导湍流混合等问题的数值模拟。相关数值方法研究成果已集成至武器物理等领域工程数值模拟软件中,为相关工程任务提供了重要技术支撑。     

FlowStar:国家数值风洞(NNW)工程非结构通用CFD软件

计算流体力学（CFD）仿真软件是流体相关的数学物理知识和工程实践经验的数字化表达，是工业数字化转型的重要助推。然而，大型工业CFD软件研发难度极高，需要同时兼顾功能多样、系统稳定、性能优越、交互友好等特征。依托国家数值风洞（NNW）工程，研发出一款通用流场模拟软件NNW-FlowStar，并在航空、航天等工业部门大力推广使用。软件基于非结构有限体积求解方法和大规模并行计算技术开发，结合现代化软件工程思维设计，具备先进的数值方法、高效的计算效率和友好的用户操作界面，可满足各类复杂外形的高效气动模拟。独特的重叠网格技术配合六自由度运动模块，可帮助实现武器分离、舱门定轴转动等各类气动-运动协同仿真需求。多类标模案例和复杂工程应用表明，FlowStar软件算法鲁棒、精度可靠，是一款高精度、高效率、高可靠性的通用CFD仿真软件。通过对软件的架构设计和功能应用进行介绍，使相关从业人员能更好地了解FlowStar软件，最终促进国产自主CFD软件生态的良性发展。     

基于LSTM的空间机器人系统惯性张量在轨辨识

在空间机器人抓捕目标的过程中，整个系统的惯性张量会随时间变化且在目标被捕获瞬间发生突变，这会严重影响整体姿态控制的精度。针对以上问题，提出了一种基于长短期记忆（LSTM）的系统惯性张量在轨实时辨识方法。首先，对于目标捕获前后的2个阶段，利用拉格朗日方程建立了空间机器人的动力学模型；然后，基于所建空间机器人模型采用域随机化方法生成足量训练数据，并用其对由LSTM网络与多层全连接网络构建的参数辨识网络进行训练；最后，使用训练好的参数辨识网络对系统惯性张量进行辨识。数值仿真结果表明：所提方法能够精确辨识空间机器人抓捕过程中的系统惯性张量，所研究系统的主惯量平均相对辨识误差小于0.001，惯性积的平均相对辨识误差小于0.01。     

煤油燃料超燃冲压发动机燃烧特性实验研究

为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响，本文通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性，煤油燃烧通过先锋氢气和节流空气增强稳定性。通过两个固定位置的压力传感器来监测火焰稳定状态，采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段，获得了流场结构和火焰发展信息。发动机入口来流条件为Ma = 2.0，总温950 K，总压0.82 MPa。在空气节流的作用下，煤油被先锋火焰引燃；在先锋氢撤除后，煤油仍然可以稳定燃烧。在扩张段中，空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52 m/s，但在凹槽内其速度仅为3.7 m/s。通过监测点压力变化情况可以区分所研究状态的火焰稳定与否，通过对13个研究状态的考察，获得了火焰稳定临界曲线。当所研究状态点在临界曲线右上方区域时，火焰状态稳定；当所研究状态点在临界曲线左下方区域时，火焰将被吹熄；当所研究状态点在临界曲线上时，火焰不稳定，在空气节流撤除之前将被吹熄。     

守恒型可压缩一维湍流方法及其在超声速标量混合层中的应用

一维湍流（ODT）方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法，能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律，且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究，若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流，需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法，本文基于欧拉参考框架，针对可压缩湍流的特性，将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量，并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进，开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程，在随机性模块中构造一维涡时，将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量，并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对，验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合，精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法（LES-GRAD.DIFF.）以及耦合线性涡（LEM）亚格子模型的大涡模拟方法（LES-LEM），且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。     

高马赫数层流摩阻数值计算精度

飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著，摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前，摩阻预示主要依赖数值计算，但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象，结合风洞试验摩阻测量结果，使用国家数值风洞（NNW）数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明：数值耗散越小，表面摩阻的计算精度越高；在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正，将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外，在高马赫数流动问题的数值模拟中，壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后，基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。     

基于工业物联网的混流车间机器人自适应调度

随着工业物联网技术与人工智能技术深度融合,物料机器人已广泛应用于物联网车间中。针对车间存在实时动态变化和状况不确定等诸多复杂因素,本文提出以组分层建树和以实时状态为根节点的SP–MCTS(Singleplayermonte-carlotreesearchalgorithm)搜索方法实现车间自适应调度决策。该方法将机器人调度问题转化为马尔科夫决策过程(Markov decision process,MDP),并详细描述车间状态、动作、奖励和策略的表示方法。在实时调度过程中,该搜索方法依据工件组分层建树,搜索中只考虑相邻两组间的状态关系,从而简化计算难度。在子树搜索中,应用SP–MCTS以实时状态为根节点进行搜索,同时应用扩展方法和剪支方法进行策略探索和信息累积,使得在子树内实时状态节点越深,就越能够快速精准获取最优策略。最后,通过实际案例模拟分析,验证了该方法的有效性和优越性。     

基于3RRS-Bricard复合空间捕获系统运动学分析

面向跨尺度、目标多样化的空间捕获任务，融合Bricard和3RRS机构的折展特性和几何特点对复合捕获系统运动学进行了分析。基于捕获系统的自由度和构型特点分析，通过构建Bricard与3RRS间的转换关系实现了捕获系统各机构间的运动学解耦。根据六棱柱模型，引入Bricard虚拟顶点，设计了面向复合空间捕获系统的运动学求解方法。在仿真环境下搭建捕获系统的运动学和动力学模型，并开展针对动态捕获目标的轨迹跟随实验。通过与基于闭环约束的阻尼最小二乘法（DLS）对比，验证了该运动学求解算法的有效性和先进性。实验结果表明，捕获系统可实现平稳的协同控制，运动过程中位置跟随精度优于4 mm，姿态精度优于0.035 rad。     

受轮缘密封结构影响的1.5级涡轮封严流与主流的相互作用以及轮缘密封间流动干扰

为探究动叶上游不同轮缘密封结构封严出流对1.5级涡轮端区流场及轮缘密封间流动干扰的影响区别，通过Shear Stress Transport （SST）湍流模型对无密封腔室，上游密封结构分别为简单斜向、简单径向，下游密封腔室为简单轴向的1.5级涡轮进行了非定常数值模拟。结果表明：轮缘密封间干扰使带径向密封结构模型的下游轮缘腔室内封严效率偏低，并增强了固有的非定常不稳定特性。上游密封结构变化对动叶和第2级静叶流动的影响差异分别位于35%、65%叶高范围内；径向密封结构增加了上游静叶的堵塞效应、动叶入口气流的欠偏转程度、叶根吸力面负荷与14%叶高以上的轮毂通道涡强度，并在第2级静叶入口处产生更多低频压力波动，使其尾缘脱落涡尺度增大但13%叶高以上的轮毂通道涡强度较弱。与无密封腔室相比，通入封严气体总量为主流流量的0.8%时，带斜向密封结构的1.5级涡轮气动效率降低了0.94%，且带径向密封结构的1.5级涡轮气动损失额外增加了0.17%。     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法，对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布，分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响；以深宽比为1的凹腔为基准，研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明，高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度；当凹腔深宽比达到1之后，凹腔侧壁面热流变化趋于一致，热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变，且凹腔底部热流很小；凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流，腔内气体压力不断振荡；唇口钝化没有明显优势，虽然可以降低鼻锥峰值热流，但是会带来严重的气动力性能下降。