作為高超聲速飛行的首選動力，超燃沖壓發(fā)動機(jī)中的遲滯效應(yīng)給發(fā)動機(jī)的主動控制帶來巨大困難，通過數(shù)值手段準(zhǔn)確復(fù)現(xiàn)燃燒遲滯現(xiàn)象并揭示其機(jī)理是超聲速燃燒研究的挑戰(zhàn)性難題之一。中國科學(xué)院力學(xué)研究所空天飛行器數(shù)值模擬課題組提出了以動態(tài)分區(qū)火焰面模型（DZFM）為核心的“六位一體”超聲速燃燒模型體系。

基于“東方”超級計(jì)算系統(tǒng)，動態(tài)分區(qū)火焰面模型可以在不顯著增加計(jì)算資源的前提下實(shí)現(xiàn)億級網(wǎng)格的超聲速燃燒大渦模擬，在高保真的同時(shí)實(shí)現(xiàn)了計(jì)算效率的量級式提升（相比FLUENT提升60倍），有效降低了大渦模擬等高解析度計(jì)算方法的工程應(yīng)用門檻，為數(shù)值復(fù)現(xiàn)燃燒遲滯現(xiàn)象進(jìn)而揭示其內(nèi)在機(jī)理奠定了方法基礎(chǔ)。相關(guān)工作以“Combustion Hysteresis Phenomenon in a Dual-Mode Scramjet”為題發(fā)表于航空航天領(lǐng)域頂級期刊AIAA Journal。該成果同時(shí)受到中心承擔(dān)的中國科學(xué)院戰(zhàn)略性先導(dǎo)科技專項(xiàng)支持。

雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒遲滯效應(yīng)數(shù)值復(fù)現(xiàn)

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