Experimental investigation of the effect of Reynolds number on flow structures in the wake of a circular parachute canopy

In the present study, an experimental study was conducted to characterize the effect of Reynolds number on flow structures in the turbulent wake of a circular parachute canopy by utilizing stereoscopic particle image velocime- try （Stereo-PIV） technique. The parachute model tested in the present study was attached by 28 nylon suspension lines and placed horizontally at the test section center of the wind tunnel. The obtained results showed that with the in- crease of Reynolds number, the intensities of the vortices near the downstream region of the canopy skirt were found to increase accordingly. However, the increase of Reynolds number did not result in a significant change in ensemble- averaged normalized x-component of the velocity, ensembleaveraged normalized vorticity, normalized Reynolds stress, and normalized turbulent kinetic energy distributions in the turbulent wake of the circular parachute canopy. The obtained results are very useful to further our understanding about the unsteady aerodynamics in the wake of flexible circular parachute canopies and to constitute a reference for CFD computation.     

Computation of the stability derivatives via CFD and the sensitivity equations

The method to calculate the aerodynamic stability derivates of aircrafts by using the sensitivity equations is ex- tended to flows with shock waves in this paper. Using the newly developed second-order cell-centered finite volume scheme on the unstructured-grid, the unsteady Euler equations and sensitivity equations are solved simultaneously in a non-inertial frame of reference, so that the aerodynamic stability derivatives can be calculated for aircrafts with complex geometries. Based on the numerical results, behavior of the aerodynamic sensitivity parameters near the shock wave is discussed. Furthermore, the stability derivatives are analyzed for supersonic and hypersonic flows. The numerical results of the stability derivatives are found in good agree- ment with theoretical results for supersonic flows, and variations of the aerodynamic force and moment predicted by the stability derivatives are very close to those obtained by CFD simulation for both supersonic and hypersonic flows.     

跨声速轴流压气机非定常流动机理研究

为了探究轴流压气机单转子叶顶区域的非定常流动机理,针对某跨声速压气机开展数值模拟研究,探究了叶顶泄漏流流场非定常演化特性。研究发现：该转子叶顶非定常流动现象特征频率为1863.3 Hz。吸力面前缘形成的泄漏涡,在一个波动周期内发生破碎,并形成一个新的涡结构;该结构受到压力面吸力面之间的压差及前缘脱体激波共同作用逐渐向相邻叶片压力面前缘外沿移动,并在此跨周期演化过程中出现约1/9周期的维持现象;泄漏涡破碎后形成的涡结构消散的同时与下一个循环中破碎的涡共同作用,在通道内形成堵塞区,受激波的影响,进一步加剧“前缘溢流”现象的生成。也依此推测出,涡波干涉导致的泄漏涡破碎是诱发流场非定常性的关键因素。泄漏涡破碎后在相邻叶片前缘形成新的涡结构,其随时间变化发生的一系列演化过程是造成叶顶区域非定常流动的主要原因。     

圆柱体不可压粘性流体非定常绕流的数值模拟

在本文中通过由计算机产生随机扰动并在物理模型中考虑随机扰动影响的做法,我们从非定常的NS方程出发,采用作者所发展的部分解析解格式以及一种保证壁面无滑移条件严格满足的新的确定壁面涡量边界条件的精确方法,仔细地计算了圆柱体不可压粘性流体非定常绕流的Karman涡街、数值结果与实验观察相符合。在计算中,我们还考虑了圆柱的起动过程。     

基于机器学习的翼型非定常空化性能优化

为提高翼型的非定常状态下的抗空化性能, 采用前缘改进的类型函数转换方法表征翼型几何, 利用最优拉丁超立方抽样方法在样本空间中取样, 通过CFD计算得到各翼型的非定常下的空化性能参数, 借助BP神经网络构建翼型几何外形到空化性能参数的映射关系, 并以时均无量纲空泡面积作为优化目标, 结合遗传算法(GA)针对σ = 0.83空化条件下二维NACA66(MOD)进行空化性能优化, 并对原始翼型和采用不同神经网络结构优化得到的两种翼型进行非定常空化流场计算及分析, 最后开展了三维优化水翼的多工况适应研究, 优化结果表明: 双层BP相较于单层BP神经网络具有更深的数据挖掘能力; 在σ = 0.83条件下, 两种优化翼型的时均无量纲空泡面积分别降低了12.8%和19.2%、升阻比分别提高了1.4%和5.0%, 空泡脱落周期分别降低了3.7%和7.4%, 抗空化和能量性能均得到改善. 翼型几何的改变, 影响了流场中高压区域以及压力梯度的分布, 从而抑制了空泡的生长发展, 同时加强了前缘回射流的强度, 提高了空泡的脱落频率. 利用双层BP神经网络训练结合遗传算法优化得到的水翼优化效果更佳, 其在σ = 1.29和1.44下无量纲空泡体积分别降低了14.7%和55.0%, 升阻比分别提升16.5%和34.2%, 能够较好的适应多空化条件.     

基于NTK理论和改进时间因果的物理信息神经网络加速收敛算法

物理信息神经网络(physics-informed neural networks, PINNs)是一类将先验物理知识嵌入神经网络的方法, 目前已经成为求解偏微分方程领域的研究热点. 尽管PINNs在数值模拟方面展现出巨大的应用前景, 但它仍然面临收敛缓慢的挑战. 文章从神经正切核(neural tangent kernel, NTK)理论出发, 通过对单隐藏层神经网络模型进行分析, 推出PINNs的神经正切核矩阵具体表达式, 并以此进一步分析PINNs收敛速度的影响因素, 给出PINNs快速收敛的两个必要条件. 应用神经正切核理论分析PINNs领域的3种相关算法(时间因果算法、傅里叶特征嵌入、学习率退火)的加速收敛效果, 结果表明这3种算法均不能满足PINNs加速收敛的所有必要条件. 文章提出一种动态傅里叶特征嵌入时间因果算法(dynamic Fourier feature embedding causality, DFFEC), 综合考虑了NTK矩阵特征值平衡和时间顺序收敛对PINNs收敛速度的影响, 在Allen-Cahn, Reaction, Burgers和Advection等4个算例上的数值实验结果表明, 所提出的DFFEC算法可以显著提高PINNs的收敛速度. 特别是在Allen-Cahn算例上, 与时间因果算法相比, 所提出的DFFEC算法具有至少50倍的加速收敛效果.     

飞行器低Reynolds数层流分离理论探讨

低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化,非定常、非线性效应突出且预测困难,加之相关基础理论研究不足,给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发,依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上,通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析,逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质,如小攻角升力系数的非线性效应,翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结,并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.      

非定常输运模拟中基于粒子标识分类的源偏倚算法

在非定常输运问题的多步蒙特卡罗模拟中,根据粒子的不同属性进行标识分类可以得到非常细致的系统相关标识物理量.对于某些目标标识物理量,模拟的样本中造成有效贡献的样本相对较少,导致这些物理量模拟结果的涨落较大,而单靠增加总样本数不能高效地使有效样本达到一个合理的水平.本文提出一种基于标识分类的源偏倚算法,将增加的所有样本定向赋予目标类粒子,从而高效地降低目标标识物理量的统计误差且不影响非目标标识物理量的计算.以一维多层介质非定常输运模型验证上述结论.     

基于计算流体力学的“虚拟飞行”技术及初步应用

以动态混合网格技术为基础, 通过耦合求解刚体动力学方程、流体力学控制方程以及飞行控制律, 建立了适用于飞行器     

非定常流动模拟的时间离散方法

对于不同非定常流动问题, 采用合适的时间离散方法,可有效提高数值精度和计算效率. 本文在总结传统时间离散方法的基础上,对近些年发展的非线性频域法、谐波平衡法、经典时间谱方法、时间谱元法、时间有限差分法等进行了系统地总结.根据离散形式的不同,将上述方法分为时域推进法、频域谐波法、时域配点法和混合方法4大类.首先简要介绍了各类方法的数学思想以及研究进展,并重点比较了(准)周期性非定常流动计算中各方法的精度、效率以及适用范围.然后, 对各种时间离散格式的特点进行总结,并就不同的非定常流动问题如何选择合适的时间离散方法给予了建议.最后, 对这些新型时间离散格式在工程中的应用进行了简要介绍,并对其发展方向进行展望.