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气体物理
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双月刊

气体物理/Journal Physics of GasesCSTPCD
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    变分量子线性求解算法在高速飞行器定常绕流数值模拟中的应用

    冯亦葳陈乐宇崔富鑫马腾阳...
    1-10页
    查看更多>>摘要：CFD方法在用于三维大规模复杂流动的空气动力学数值模拟时,面临着计算成本高、模拟时间长等瓶颈问题.近年来,量子计算为航空航天CFD领域带来了新的解决思路,通过利用量子比特的叠加态和纠缠特性,理论上相比于经典计算机能够实现对数级的存储缩减和指数级的效率加速,在处理大规模空气动力学模拟等任务上具有巨大的潜力.聚焦于量子计算技术在航空航天CFD领域的应用探索,针对高速定常流动问题,采用变分量子线性求解器(variational quantum linear solver,VQLS)辅助求解CFD时间离散环节得到的高维线性方程组,进而发展了可以在含噪声中等规模量子(noisy intermediate-scale quantum,NISQ)器件上实现的VQLS-CFD耦合方法.通过三维双椭球模型和探测器火星科学实验室模型的超声速数值模拟测试,验证了VQLS-CFD耦合方法可以实现大规模复杂流动的鲁棒及准确模拟,并产生与试验数据吻合度较高的计算结果,最终获得高可信度的气动预测结果.然而,介绍的量子计算流体力学(quantum computational fluid dynamics,QCFD)方法在计算效率方面尚未达到真正意义上的加速效果,这一现象的突破将依赖量子计算机硬件的持续发展与QCFD算法的不断优化与成熟.

    变分量子线性求解器量子计算偏微分方程计算流体力学三维高速飞行器复杂绕流

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    高超声速飞行器上升段边界层转捩的参数影响分析

    汤依唯李超苏彩虹
    11-20页
    查看更多>>摘要：边界层转捩是高超声速飞行器设计中需要考虑的重要问题.在飞行器上升段,Mach数和飞行高度同时增加,两者共同影响转捩发生的位置.以平板边界层为研究对象,采用线性稳定性理论和eN 方法,研究了高超声速飞行器上升段(Mach数 4～6、飞行高度 14～25 km)Mach数和飞行高度对边界层稳定性和转捩的影响规律.研究结果表明,边界层中起主导作用的第 2 模态不稳定波随着Mach数增加更不稳定,而随着飞行高度增加反而更稳定.进一步分析了HIFiRE-1上升阶段典型弹道点上边界层的稳定性,发现在Mach数和飞行高度的共同作用下,第 2 模态的增长率在上升段先增大后减小,转捩位置也相应地呈现出先前移再推后的非单调现象.

    高超声速平板边界层线性稳定性理论转捩

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    平板/空气舵舵轴防热环流动及气动加热环境数值模拟

    窦怡彬陈俊铭石枭刘陆广...
    21-33页
    查看更多>>摘要：受空气舵当地攻角影响,在高超声速飞行过程中全动空气舵舵轴防热环位置会形成复杂的分离和再附流动,并伴随有严酷的气动加热载荷,是空气舵热防护设计的薄弱环节.以平板/空气舵舵轴防热环为研究对象,采用数值计算方法研究不同舵偏角、防热环环形缝隙几何参数对气动加热环境及流动的影响规律.数值计算基于非结构混合网格有限体积方法.计算结果及分析表明,舵偏角对防热环热流分布影响最大.有舵偏角的情况下防热环斜边倒角处会产生一道再附气流并形成高热流区,高热流区面积和热流峰值与舵偏角成正比.当舵偏角等于 0°时,环形缝隙Z=0mm剖面处气流从环形缝隙底部向上流入舵面底部缝隙;当舵偏角大于0°时,舵面底部缝隙内的来流会在防热环斜边倒角前方形成旋涡,同时平板表面的气流向下进入环形缝隙并在缝隙深度方向形成旋涡.固定舵偏角和环形缝隙宽度,改变缝隙深度主要对斜边倒角和环形缝隙迎风面热流分布有影响.随着缝隙深度的增加,环形缝隙Z=0mm剖面处的流动结构从 2 个旋涡发展为 3 个旋涡.固定舵偏角和环形缝隙深度,改变缝隙宽度主要对环形缝隙迎风面热流分布有影响.随着缝隙宽度的增加,环形缝隙Z=0mm剖面处的旋涡流动发展得更加充分,深度方向流动结构由 3 个旋涡发展成 2 个主旋涡和底部 2 个小旋涡结构.

    空气舵防热环气动加热舵偏角环形缝隙

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    基于ReaxFF-MD的有限催化模型数值模拟

    宋嘉豪莫凡高振勋
    34-45页
    查看更多>>摘要：目前,CFD方法预测表面热流时,一般假设壁面条件为完全催化壁或完全非催化壁.不同壁面催化条件会极大影响热流预测结果,采用有限催化模型能够得到较为合理的数值解.然而,高焓化学反应流在材料表面发生催化复合的过程具有非线性、非平衡、多尺度等特征,使得准确描述有限催化模型极其困难.基于微观尺度的理论和模拟计算,采用反应分子动力学方法构建了一种描述O和N原子与SiO2 表面相互作用的有限催化模型,计算对比了不同催化条件下航天飞机轨道器的再入飞行流场.结果表明有限催化模型的热流预测值与STS-3 海拔 70.1～57.8 km范围内的飞行试验数据吻合良好,模型具有一定程度的准确性.

    高超声速化学非平衡有限催化反应分子动力学

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    复杂外形下网格自动生成及流场计算新框架

    徐春光欧阳鑫陈洁刘君...
    46-61页
    查看更多>>摘要：针对计算流体力学工程应用中复杂外形下贴体网格难以全自动生成的问题,介绍了一种全新的自动化网格生成及计算新框架.新框架包括网格线允许交错的贴体网格生成、计算模板自由选点的差分计算和差分计算中坐标变换几何诱导误差消除等3 个算法模块,实现从物面水密网格导入到流场计算结果输出的全流程自动化处理.网格生成算法从物面点矢量出发,根据给定的贴体网格层高、增长倍率、层数等参数一次性生成贴体网格,删除重叠部分网格,并重构出自由节点有限差分法计算需要的计算模板;自由节点有限差分法利用重构的计算模板,完成流场参数的差分求解;坐标变换几何诱导误差消除算法用于消除差分计算中从物理平面变换到计算平面时引入的几何诱导误差,实现保自由流,提高计算精度.验证结果表明,新框架在复杂外形下能够自动生成网格,显著提高了网格生成效率,同时计算精度与常规方法计算精度相当,具备工程实用价值.

    自动化CFDDescartes网格自由节点有限差分法贴体网格簇状网格离散等价方程及其离散法则

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    几个求解Euler方程的验证模型

    刘君刘瑜
    62-73页
    查看更多>>摘要：从 2018 年开始陆续发现在特定条件下WENO格式计算误差比 1 阶迎风格式还大的数值算例.经过定性分析后,作者认为这种现象是采用空间多点模板构造格式的方法不符合双曲型方程的特征线理论以及通量分裂格式引入非物理波动所致.提出了基于Euler方程对1 阶迎风、MUSCL和WENO格式进行各种比对数值实验论证这个观点的若干算例.希望将其作为差分法求解Euler方程的验证模型,以供同行参考.目前国内外文献中验证高阶格式的经典算例,例如等熵涡、双Mach反射、激波和自由界面干扰等,验证时大多根据数值现象定性比较,缺乏定量指标,本文提出的验证模型能够计算数值解误差,可以进行定量评价.通过对这些验证模型的分析,提出了一种可以有效降低初始激波诱导误差的算法.

    验证高阶格式加权本质无振荡格式几何守恒律通矢量分裂通量差分分裂

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    气体引射对气动热影响的测热实验研究

    张红军李海群康宏琳罗金玲...
    74-82页
    查看更多>>摘要：气体引射效应是树脂基烧蚀材料主要的热耗散机制之一,显著影响烧蚀热防护系统的防隔热特性.基于激波风洞试验设备,开展了气体引射对下游气动加热影响的测热试验研究,获得了不同引射气体及其不同流量、来流Mach数、Reynolds数等因素对气动加热的影响量,并对考虑引射效应的气动热数值模拟方法进行了充分的验证;结合数值模拟结果,总结了不同边界层流态条件下气体引射对气动加热影响的无量纲关联式,给出了影响热阻塞效应的关键参数.层流状态下的气体引射冷却效果很好,当吹风比F=0.483%时,层流区域壁面最大冷却效率接近 100%;由于湍流边界层的强掺混特性,边界层转捩后湍流区域的冷却效率急剧减小;冷却气体比热容越大,相同质量流量条件下相同温升所能带走的热量更多,气体引射冷却效果更好.

    气体引射效应气动热激波风洞测热试验

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