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　　1、具备博士学位或中级及以上技术职称，有固定依托单位的研究人员（本实验室依托单位人员除外），均可在《指南》规定的范围内提出资助申请。鼓励与本实验室固定研究人员联合申报，原则上不接受国内自然人申请。

　　2、项目申请、评审及立项等程序将按照《空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室基金项目管理暂行办法》的有关规定执行。

　　3、本期开放课题研究期限不超过2年，鼓励与实验室研究团队人员联合开展创新研究、联合发表论文和申报成果，重点基金资助金额不超过30万元，其余基金资助金额不超过10万元。

　　6、开放课题申请书（模版见附件）由实验室管理办公室受理，受理截止日期2024年9月30日。

　　附件：空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室开放课题申请书（模版）.docx

　　申请者须在9月30日前将加盖公章的申请书Word电子文档报送实验室管理办公室邮箱；同时准备好纸质申请书一式三份，并加盖单位公章。

　　聚焦空天飞行器研制所涉及的空气动力学基础理论和以空气动力学为核心的多学科交叉融合，主要开展流动稳定性与转捩、壁湍流结构与演化、复杂激波干扰、多尺度传热等理论研究，以及热化学非平衡湍流模拟、内流燃烧模拟、声传播模拟与测量、结冰计算与实验等方法研究。

　　：基于近壁预测模型的可压缩湍流壁面模化大涡模拟离面边界条件研究(重点基金)

　　本研究对高雷诺数可压缩近壁湍流脉动进行定量化表征，发展适用于零压力梯度和非零压力梯度条件下的可压缩湍流边界层的近壁预测模型。进一步，基于近壁预测模型，研究近壁层与外层的质量、动量、能量输运匹配的数学准则，并提出适用于可压缩湍流壁面模化大涡模拟（WMLES）的离面边界条件。在高马赫数、高雷诺数的平板边界层、入射斜激波或压缩拐角流动中对该模型的适用性进行检验，分析离面边界条件在表征湍流统计性质、相干结构的演化规律及壁面摩阻热流生成机理等方面的准确性。

　　围绕强各向异性雷诺应力张量与平均速度间的强非线性相互作用，开展边界层转捩壁面摩阻-热流与雷诺应力的时空关联机理研究，构建基于雷诺应力演化物理过程的转捩模型，开发具备明确边界层壁面物理约束和完全物理可解释的新型符号回归转捩机器学习算法，实现对转捩边界层强各向异性演化的雷诺应力张量全分量的高精度预测；构建基于完全物理可解释性机器学习算法的RANS方程雷诺应力智能封闭方案，构建基于雷诺应力各向异性演化机制的转捩判据和相应的转捩模型。

　　①在马赫数为[0.1, 6]范围内，智能方法具备转捩边界层雷诺应力各向异性的模拟能力，转捩边界层雷诺应力各分量预测结果与高精度DNS相对误差不高于20%；

　　本研究可渗透基层配置参数对流动特征、边界层性质、气动特性等的影响规律，分析气动特性和声源抑制机制，开展高雷诺数下功能性覆面翼-体结合部湍流及远场噪声的参数化研究，厘清相干结构演化与诱导噪声的相关性，分析调制噪声频谱的主要因素，形成有效降噪方案。揭示该无源被动控制策略的阻力源和声源抑制机制，降低噪声辐射强度，规避高频啸叫噪声。

　　②针对高渗透附层翼-体结合部提出明确可量化的降噪策略；相对原始翼-体结合部，阻力系数和总声压级分别降低5%和10%以上；

　　针对多孔材料表观特性，建立多孔材料孔隙尺度模型，选取有限单元的多孔结构，模拟其内部流动特征，分析其对流动特征的影响；采用高精度数值模拟方法，研究多孔材料的直径、孔隙率等表观参数对流动特性、特别是噪声特性的影响；分别构建多孔材料内、外流动预测的代理模型，实现多孔材料内外全场流动的快速预测，并探索构建多孔材料壁面模型，支撑含多孔材料壁面流动的数值模拟。

　　针对不同外形不同网格的流场数据的预处理方法，以自然语言处理领域中的大模型为基础，通过单个翼型单个工况训练，实现流场时序预测功能的超参数探索；以自然语言处理领域中的大模型为基础，构建小样本条件下的流场预测模型，对训练样本扰动所得的测试翼型，仅对扰动后外形进行少量计算即可预测其相应的流场。

　　③典型工况下，对于测试翼型仅需计算其迭代收敛的前10%迭代步，即能预测出收敛流场结果，且流场预测精度不低于90%；

　　采用条件控制生成式深度学习模型，发展多精度CFD数据的自适应高效采样方法，能够显著降低采样成本（两个数量级左右）；构建适用于机翼外形优化设计的气动分析大模型，对比验证该方法对采样效率的提升效果；探究CFD模型精度、外形设计变量个数等因素对该自适应采样方法有效性的影响。

　　①相对于常规的拉丁超立方采样，使得构建同等气动分析通用大模型的 CFD 采样成本降低90%以上；

　　②测试所用气动大模型泛化能力应包含来流条件（马赫数、雷 诺数、攻角）和外形（截面翼型形状、平面形状）等50维以上变量；

　　针对多孔介质材料表面高温非均质非平衡气动力/热主导机制不明的问题，推导多孔表面高焓可压缩反应边界层的简化常微分方程（广义自相似方程），分析其解的自相似性等基本性质以及非均质细观尺度扰动诱导解的有界性，开展高焓非均质反应边界层流动关键自相似参数分析与数值校验，建立反映流动/反应/介质主导性机制的数学准则，为复杂流动传热过程数理建模与离散求解的算法构建提供数学理论支撑。

　　①广义自相似方程适配高马赫数化学非平衡流、多孔介质渗流边界层等流动传热过程；

　　②广义自相似方程解与平板可压缩边界层剖面数值计算结果间的平均偏差不大于25%；

　　针对数值模拟方法在极低马赫数流声耦合一体求解效率和精度、高雷诺数动边界尺度解析模拟能力方面存在的不足，发展面向低速动边界流声耦合一体化求解的尺度解析时空高精度离散方法，开展螺旋桨与上下游部件干扰噪声尺度解析模拟，研究螺旋桨尾迹干扰问题中的湍流和噪声时空演化规律，揭示不同特征参数对声辐射特性的影响规律，为未来水下螺旋桨的低噪声隐身设计提供技术储备和支撑。

　　聚力破解我国流体工业模拟软件受制于人的被动局面，实现我国空天领域流体工程软件自主可控，重点突破工程软件基础理论模型与算法、数字孪生模型演进机理、工程软件标准等科技问题，开展先进网格生成、软件验证与确认、多源数据智能融合等研究。

　　针对动力系统产生的尾喷流与地表土层相互作用问题，研究高速喷流冲击砂质地面的流动结构和波系特征，建立近地面高速喷流表征方法和流动模型，研究高速喷流与砂质土壤的流固耦合作用，建立高速流动与稠密至稀疏颗粒流的耦合数值模型，揭示气流速度与土壤床面特性对冲坑规律与粉尘沉降的影响规律。

　　②揭示典型高速喷流的冲坑规律和扬尘沉积特征，其中冲坑特征长度与实验或经典计算结果误差不超过20%，推力误差不超过10%；

　　高马赫数边界层涉及强激波、湍流脉动以及高温效应之间的复杂干扰问题，因此对其开展高保真数值模拟（如DNS、LES）面临全新困难。其中，在空间离散格式方面，主要面临由激波强压缩效应、高温效应等引起严重数值不稳定性的挑战。本研究围绕上述问题，在现有完全气体高精度加权ENN格式的基础上，通过发展算法对强激波、热源梯度、湍流脉动-非平衡干扰等的自适应能力，建立能够适用于强压缩非平衡湍流DNS及LES的高精度格式，并针对湍流脉动复杂干扰，提出有效的数值增稳和效率提升技术，并在典型强压缩非平衡湍流问题上进行模拟验证。

　　①计算方法理论精度不低于四阶，适用于空气热化学反应激发条件下的湍流模拟；

　　②与现有WENO类格式比较，通过有效减少浮点数运算，提升计算效率不低于40%；

　　本项目借助深度学习方法强大的特征提取能力和非线性映射能力，开展面向非结构高阶DG方法的激波智能识别技术研究，突破非结构流场数据增强、融合物理特性的智能模型设计、嵌入智能模型的双向耦合求解等三项关键技术，构建高质量的激波标签数据集，提高DG方法的计算效率和稳定性，为高阶DG求解器的工程计算提供有效技术支撑。

　　①在NACA0012、前台阶、双马赫反射等典型标签数据集上，智能模型的识别精度不低于90%；

　　针对现有特征可视化技术通用性不足，难以应用于复杂非定常流场的问题，开展适用于非定常流场的特征提取、跟踪和交互式可视化方法研究。基于空间优先的特征跟踪算法，设计适用于流场特征的相似性度量方法，实现特征跟踪。研究交互式特征可视化方法，以有向无环图的形式绘制特征跟踪图，结合动画可视化研究，形成对非定常流场特征变化的有效跟踪与事件检测能力。

　　①实现网格空间相似性度量方法，针对典型流场数据，以现有主流提取方法为标准，旋涡特征提取准确率达到90%以上；

　　②基于特征提取与跟踪结果，实现基于交互式特征跟踪图的流场特征可视化方法，针对百万以上非结构化典型流场数据，特征跟踪图局部视图交互延迟低于0.5s；

　　针对过膨胀喷管水下高速射流两相界面拓扑结构变化复杂，现有可压缩两相流算法稳定性差、计算不准确的问题，构建具备守恒特性的高精度可压缩两相界面捕捉算法，实现物理性质在相界面的平滑过渡，提高对高速可压缩两相界面的捕捉能力；发展相界面非物理不稳定性削弱技术，提高高速可压缩两相流算法稳定性；发展并提供相应的功能模块源码，开展水下高速喷管的高精度数值模拟，发展流动分离判据，获得三维射流结构的时空演化规律，揭示喷管内部激波自持续振荡的驱动机制，为水下发射技术提供数据支撑。

　　围绕参数域内结构网格自动生成需求，探索特征约束下的参数域自动拓扑分区策略。根据给定的初始三维曲面和经保角映射产生的二维参数域，实现能够表达原曲面几何特征的参数域拓扑自动划分，确保生成的分区能够满足多块结构网格生成需求，发展软件模块源代码，以推动表面结构网格的高效自动化生成。

　　①拓扑分区能够满足多块结构网格生成需求，子区域边界最少包含5个背景网格点；

　　针对当前液滴碰撞模型计算精度不足的问题，基于二元液滴碰撞理论，发展适用于航空发动机燃烧室的耦合随机法与轨迹法的燃油液滴碰撞聚合并行算法，发展相关软件模块源代码，可用于指导航空发动机燃油喷雾系统工程设计，以节约研发成本，缩短研发周期。

　　③喷雾宏观形态仿真结果与双喷雾撞击实验吻合，撞击后喷雾场角度与实验误差小于15%，索特平均直径与实验误差小于10%。

　　聚焦高性能空天飞行器研制所急需的空气动力设计与性能评估原理与方法，主要开展布局弹道一体化设计、非确定条件下稳健优化、多物理场试验模拟、高马赫数真实表面效应等理论研究，以及气动建模和辨识、飞行仿真与评估、高保真代理模型等方法研究。

　　针对高温镍基合金的蠕变和疲劳问题，基于冷涡轮气热耦合效应，建立材料的蠕变-疲劳损伤理论评价体系，提取气冷涡轮耦合温度数据，设计蠕变-疲劳耦合的相关力学实验，建立相关寿命数据库，总结寿命演化规律；通过计算，量化温度场与应力场的耦合效应，发展热力学自恰的考虑损伤的蠕变-疲劳本构模型，量化材料损伤并预测残余寿命，实现高温蠕变-疲劳耦合变形描述与寿命预测能力。

　　①在不同蠕变-疲劳载荷作用下，给出蠕变与疲劳损伤的量化演化规律，实现稳态下的蠕变-疲劳迟滞环中应力幅值误差15%以内；

　　以经济、高效、低噪、电驱为设计理念，围绕一种新布局的多旋翼垂直起降飞行器概念构型，开展新型电推进多旋翼垂直起降飞行器总体布局设计；研究新型电推进多旋翼垂直起降飞行器复杂气动干扰特性及气动噪声特性；对新型电推进多旋翼垂直起降飞行器气动/噪声综合优化，形成一种高效低噪的电推进多旋翼垂直起降飞行器设计方案。

　　聚焦双喷嘴高速冲击射流气动噪声的实验测量方法和生成机理，通过发展高时空解析PIV、快响应PSP光学测量技术和传声器阵列的多场协同测量技术；厘清双冲击射流近远场气动噪声的变化规律，及其与喷嘴几何布局、来流参数等的定量关系；深入揭示双冲击射流特殊多时空尺度涡结构与其偶极子、四极子噪声源的动态演化机制。

　　②速度场测量精度优于1%，测量频率≥5kHz，PSP测量频率≥20kHz，PSP、传声器阵列与PIV同步控制精度优于10ns；

　　针对三维涡结构对振荡机翼气动性能的影响规律和机制不明确问题，使用高精度大涡模拟方法获得典型机翼的三维流场数据，采用涡量矩等涡动力学理论定量分析主要涡结构对机翼非定常升阻力以及力矩的影响规律，揭示涡结构影响机翼气动力和力矩的物理机制，基于机器学习方法建立非定常气动力和力矩的预测模型，为优化微型无人机的设计和控制奠定理论基础。

　　①获得典型机翼构型的大涡模拟数据，平均升力与公开的实验结果误差10%以内；

　　针对直升机旋翼的动态失速问题，开展旋翼动态失速特性及主动流动控制机理研究，掌握旋翼动态失速背后复杂的流动规律，设计出不同主动流动控制方案，并研究其对旋翼动态失速涡的作用机制，揭示旋翼非定常复杂绕流主动控制机理。

　　针对传统参数化方法表征能力弱，设计空间中存在大量奇异外形，且预先设置的参数函数限制了设计空间的维度范围和设计灵活性创新性的问题，推动生成模型改进翼型参数化方法的研究，考虑主流的生成模型中扩散模型具有生成质量高、结果多样性好、训练更稳定且易于扩展到三维机翼设计的优点，开展基于扩散模型的无参数函数翼型参数化方法研究；聚焦无参数函数条件下生成翼型乱序粗糙不光滑的问题，研究促进扩散模型学习翼型几何细节并生成光滑连续翼型的网络架构设计；从优化设计的角度，探究扩散模型相比传统CST方法在翼型设计方面的优势。

　　①所提出的扩散模型在通过噪声生成翼型的全过程中不需要预先设置任何参数函数；

　　②采用所提出的参数化方法反拟合NACA0012和RAE2822等常见翼型时，几何精度误差小于0.001；

　　③采用所提出的参数化方法进行典型翼型升阻比优化设计时，最优结果的标准差相比传统方法降低50%以上。

　　聚焦空天飞行器研制中的空气动力流热调控关键核心技术，主要开展分离流、流固声耦合、热气动弹性等理论研究，以及噪声测量与声源辨识、超声无损测温、复杂冰形非接触在线测量、无舵面射流环量控制等关键技术攻关。

　　基于三周期极小曲面（TPMS）的隐式表达式，建立具有特定多孔特性的微观形貌结构的生成方法，实现孔径、孔隙率、空间转角、孔隙率梯度等关键参数的定制。基于孔隙全分辨的 CFD 流固共轭传热仿真，探究孔隙尺度下多孔结构内和边界处流动换热机理，明确孔隙形貌对流动阻力和换热特性的影响机制，建立用于边界层数值模拟的多孔结构流动-传热耦合计算模型。

　　②孔隙全分辨流动-传热耦合计算模型适用于马赫数2-5，孔隙最小特征尺度可低至百微米；

　　针对隐身与防除冰难以兼容的问题，采用基于电磁频率选择表面理论的碳基薄膜图案化设计方法，梯度化构建CNT碳基电热薄膜材料；重点研究图案化CNT碳基薄膜的电热防/除冰与透波性能及其影响规律；建立CNT碳基薄膜的电热与透波耦合优化设计方法，探明碳纳米管含量对碳基电热薄膜电学性能与力学性能的影响机制，揭示电热与透波特性的功能耦合机理，实现高效电热防/除冰与宽频带透波的双重目的。

　　针对炭化复合材料力学损伤分析问题，基于对变形/破坏问题具备天然优势的近场动力学方法，建立炭化复合材料连续热解烧蚀过程的近场动力学建模并进行初步验证；开展炭化复合材料的机械力-热扩散-化学烧蚀耦合问题的近场动力学计算方法研究，基于所建立的计算方法，分析炭化复合材料烧蚀-力学损伤相互作用规律，研究炭化复合材料力-热-化耦合作用机制。

　　①近场动力学求解烧蚀热解非线性温度场的结果与公开文献数据的平均偏差小于10%；

　　②所建立的方法可耦合模拟炭化复合材料烧蚀变形、温度响应以及力学破坏过程，力学破坏所获得的模拟结果与试验现象定性一致；

　　针对颗粒湍流两相流数值模拟中，传统颗粒点力模型仅适用于颗粒尺寸小以及颗粒全解析方法计算成本极高的问题，开发适用于不同颗粒尺寸的半解析颗粒-湍流耦合方法，实现湍流-颗粒双向耦合的准确模拟；研究不同尺寸颗粒与湍流的相互作用，揭示颗粒-湍流耦合方法对湍流统计量和结构以及颗粒动力学行为的影响；提高对颗粒湍流调制及颗粒输运行为的预测能力。

　　针对飞行器动态运动过程中的协同射流控制问题，创制内置机翼模型的协同射流吹吸气装置，开展机翼模型的分离流动风洞动态试验研究；通过流动测量和气动力测试技术，掌握协同射流流动控制机理和规律；通过拉格朗日拟序结构分析方法，获得协同射流流动控制机理，形成面向高气动性能飞行器的分离流及增升控制能力。

　　①开发一种适用于风洞试验数据的拉格朗日拟序结构（Lagrangian Coherent Structures，LCSs）方法，针对典型试验结果，可分析机翼在动态分离过程中，协同射流控制下内外流耦合作用分离流动控制机理；

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