应用领域介绍：

50多年的地面和飞行试验证明了超燃冲压发动机对实现未来超音速飞行的可行性，但仍存在一些瓶颈，比如混合和燃烧机制，这需要通过研究超音速燃烧室内的流动和燃烧过程给出相应的物理解释。由于高速不稳定流动等飞行环境的限制，实验能获得的数据十分有限，因此高分辨率的尤其是基于大涡模拟技术(Large Eddy Simulation, LES)数值模拟，对超音速燃烧室这样封闭的实验环境条件非常有用。目前大多数LES超音速燃烧模型是基于H2的，但对于马赫数在4-8的短期超音速飞行目标来说，煤油更加经济和实用。然而文献中很少见到关于煤油的LES研究，这主要是由于煤油燃烧反应机理复杂（组分上千种甚至更多），需要巨大的计算成本。研究基于高性能并行大涡模拟模拟了不同飞行马赫数和当量比等组合工况条件下的全尺寸主动冷却超燃冲压发动机燃烧室，对其内部流场和燃烧特性进行了分析。

解决方案与服务内容：

可提供航空航天科学方向的大规模数值模拟服务：通过在计算平台上部署丰富的科学计算软件，结合平台上的高性能计算基础软件环境，为用户提供大规模数值模拟服务，并协助用户分析应用程序热点和提出优化建议。

典型案例：

案例一：高分辨率欠膨胀射流以及全尺寸超声速燃烧室模拟大涡模拟研究

图1展示了不同喷压比条件下的射流失稳漩涡结构，揭示了欠膨胀射流的失稳机理。图2和3展示了不同工况条件下的三维流场以及漩涡等精细流场结构。高分辨率大涡模拟计算直观地显示了实验手段难以测量的流动和燃烧特性，尤其是三维波系、漩涡和火焰结构等以及瞬态稳焰模式。

案例二：高超声速飞行器转捩到湍流的直接数值模拟

中科院力学所利用自主开发的OpenCFD程序在“天河一号”超级计算机上实现了高超声速升力体、钝锥体等典型高超声速飞行器转捩到湍流的直接数值模拟，形成了湍流数据库，得到了飞行器边界层从层流失稳到拟序结构形成直到充分发展湍流的整个过程，并给出了高超声速湍流及转捩的物理机理，为认识及控制湍流提供了理论依据。

同时进行了Mach 1.2圆管氢气-空气射流燃烧的直接数值模拟。计算采用了9组分-19反应化学模型，计算网格为1.2亿。通过得到了记录射流燃烧的全部流动细节，为分析湍流燃烧记录、评估及改进湍流燃烧模型奠定了基础

针对ONEAR-M6 三维机翼，开展了隐式大涡模拟，计算参数为，来流Mach数为0.84， 基于弦长的来流Reynolds数为 。该计算的网格达到十亿量级。给出了三维机翼表面转捩、湍流以及激波-湍流边界层干扰的流动细节并形成了湍流数据库。该数据库为研究机翼湍流转捩机理、进行转捩控制以及评估和改进湍流模型提供了依据。

案例三：螺旋桨流动噪声设计

北京大学基于“天河三号”原型机，系统分析了自主气动声学计算软件在其上的计算和通讯代价，以及并行运算效率，并针对某四旋翼无人机代表性工况，模拟和揭示了螺旋桨之间的流场结构及其相互耦合。

北京大学发展理论模型和计算工具来模拟航空发动机风扇噪声和合成湍流来流下的机翼前缘噪声，为下一步大规模直接流场模拟和气动声学计算提供校验工具。

同时，结合大涡模拟和声比拟方法，北京大学揭示了某特定湍流网所诱导湍流结构及其与某水中装备的螺旋桨之间耦合发声的物理机制，帮助引导和校验同步进行中的水洞实验，为我国水中重大装备的研制提供数值计算工具，并发展面向声学隐身问题的数值设计和优化能力。