中國科學院高溫氣體動力學國家重點實驗室（State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics, CAS）依託中國科學院力學研究所，正式成立於1994年。是在自二十世紀五十年代末錢學森和郭永懷先生建立的力學所氣動研究力量的基礎上發展壯大的。
基本介紹
- 中文名：中國科學院高溫氣體動力學重點實驗室
- 外文名：State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics, CAS
- 隸屬：中國科學院
- 研究方向：高溫氣體動力學
實驗室定位,實驗室領域,主要研究方向,創新科研團隊,高焓熱化學反應流動規律科研團隊,超聲速燃燒與推進技術科研團隊,高超聲速飛行器氣動布局理論與最佳化團隊,稀薄氣體非平衡流動科研團隊,主要研究內容,1）高焓熱化學反應流動規律,2）超聲速燃燒和爆轟物理,3）高超聲速飛行器構型最佳化與氣固耦合理論,4）稀薄氣體與非平衡流動,代表性成果,高焓氣體流動與實驗模擬技術研究,超聲速燃燒與超燃衝壓發動機關鍵技術,稀薄氣體流動的動理學研究,氣動構型理論與最佳化設計方法,規則胞格爆轟起爆與傳播的統一框架理論,
實驗室定位
實驗室遵照錢學森和郭永懷先生倡導的科研理念，面向國家航空航天和國民經濟的重大戰略需求，以突破高超聲速科技的關鍵技術為主要目標，研究在高溫高超聲速極端條件下，具有分子振動和轉動激發、分子離解、電離等內態變化介質的複雜流動規律；建立、完善高溫氣體動力學理論體系，支撐高超聲速科技關鍵技術的突破；建設具有國際水平和持續創新能力的高溫氣體動力學科研與人才培養基地。
實驗室領域
在俞鴻儒先生的領導下，實驗室以國家重大需求為背景，定位高溫氣體動力學為主要研究領域。
1999年首批進入中科院創新工程，逐步發展成為集理論分析、實驗研究和數值模擬為一體，裝備配套的高溫氣體動力學開放研究基地。
實驗室以國家的重大需求為導向，以解決高超聲速科學的關鍵技術為目標，在高溫氣體動力學領域開展相關的新概念、新方法、新技術方面的前瞻性和基礎性研究：
①開展高速高焓飛行狀態的地面模擬技術的研究，深入探討高焓熱化學反應流作用於空天飛行器誘導的氣動力、氣動熱規律。
②開展超聲速燃燒和爆轟物理方面的研究，解決超燃衝壓發動機和脈衝爆轟推進的關鍵技術，探討脈衝爆轟—超燃衝壓組合推進系統的可行性。
③開展高超聲速飛行器構型理論方面的研究，解決飛行器構型一體化設計和控制方面問題。
④開展高溫氣動物理模型和改進高超聲速反應流計算方法的研究，提高對空天飛行器氣動特性和推進系統性能數值模擬預測精度。
主要研究方向
實驗室不斷建設和完善高焓熱化學反應流的實驗和數值模擬兩大平台，以突破高速－高超聲速推進、高焓流動氣動熱控制與防護、高超聲速飛行器構型最佳化設計三大高超聲速飛行的關鍵技術為目的，研究高溫氣體動力學領域的四大前沿學科問題：
1）高溫熱化學反應流動規律
2）超聲速燃燒和爆轟物理
3）高超聲速飛行器構型最佳化與氣固耦合理論
4）稀薄氣體與非平衡流動
創新科研團隊
高焓熱化學反應流動規律科研團隊
負責人：俞鴻儒、姜宗林
該科研團隊現有固定人員17名，其中研究員5名（院士1名，博士生導師3名），副研究員（高級工程師）5名。
參加課題組：
(1) 解離氣體動力學
(2) 激波與爆轟物理
(3) 物理氣體流動
主要學術帶頭人：俞鴻儒、姜宗林、趙偉、陳宏、肖鋒
高溫氣體介質微團形態的物理化學變化，通過熱力學、熱傳導、熱輻射、氣動光學等過程顯著地改變了高溫氣體巨觀流動規律，也改變了高超聲速飛行器的氣動力/熱特性，是高超聲速飛行器設計必須解決的關鍵問題。
主要研究內容:
（1）先進的高溫氣體流動模擬試驗技術：根據高超聲速科技不斷發展對高超聲速流動實驗模擬研究的需求，發展先進的高超聲速試驗裝備和測試技術，提高模擬和研究高焓熱化學反應流動的能力。
（2）高溫反應氣體流動機理：通過實驗研究與理論分析，揭示高溫分子微團的解離、複合、電離等物理化學變化及其對巨觀流動的影響，完善高溫反應氣體物理模型，探索高溫氣體流動的普遍規律。
（3）高超聲速流動氣動力/熱規律：通過研究激波相互作用、高超聲速邊界層發展與轉捩、高溫氣體效應、表面催化與複合過程，獲得高超聲速飛行器的氣動力/熱規律。
（4）高超聲速飛行器氣動力/熱關鍵技術：開展高超聲速飛行器減阻防熱新概念方面的探索，研究流場重構對高超聲速飛行器氣動力/熱的影響規律，發展氣動熱主動控制與被動防護相結合的高超聲速飛行器減阻防熱技術。
超聲速燃燒與推進技術科研團隊
負責人：張新宇、范學軍
該科研團隊現有固定人員18名，其中研究員4名（博士生導師2名），副研究員（高級工程師）3名。
參加課題組：
(1) 高超聲速推進技術
(2) 激波與爆轟物理
主要學術帶頭人：張新宇、范學軍、陳立紅、余西龍
高超聲速飛行器發展的關鍵是吸氣式推進技術，其核心是超燃衝壓發動機。發動機的主要部件是進氣道、燃燒室和尾噴管，研究其性能以及部件之間的匹配機理和相互作用規律，能夠提高發動機的整體性能。同時還需開展熱防護研究，保證輕質（滿足飛行重量）發動機在惡劣熱環境下長時間正常工作。
主要研究內容
（1）不同物態碳氫燃料組織燃燒與推力特性：根據高超聲速推進技術發展的需求，從工程套用的實際出發，深入開展液態、氣態、超臨界態、裂解態等不同形態下的煤油超燃特性研究；探索不同點火、燃料噴射、增強混合、穩定燃燒方式對超燃衝壓發動機燃燒效率、氣動阻力、推力性能和比沖性能的影響。另外對地面模型試驗發動機開展氣動與結構最佳化設計，突破馬赫數為6的碳氫燃料超燃衝壓發動機的關鍵技術問題，達到增加發動機推力、降低阻力的目的。
（2）氣/固/液耦合傳熱機理與發動機主動熱防護：通過燃燒室內超燃氣流、發動機固壁、冷卻通道中液態冷卻劑之間的傳熱研究，建立耦合傳熱模型和發動機冷卻結構設計方法，發展以燃料為冷卻劑的再生冷卻式主動熱防護技術，延長發動機工作時間、保持發動機完整性的目的。
（3）發動機輕量化結構設計方法：通過發動機與結構熱防護一體化和發動機與機身一體化設計研究，探索具有工程化套用特點的主動冷卻輕量化發動機轉換中的氣動基礎問題和關鍵技術。
高超聲速飛行器氣動布局理論與最佳化團隊
負責人：王發民，楊國偉
該科研團隊現有固定人員11名，其中研究員2名（博士生導師2名），副研究員（高級工程師）7名 。
參加課題組：
（1）高超聲速空氣動力學
（2）氣動彈性與數值計算
主要學術帶頭人：王發民，楊國偉
氣動構型設計是高超聲速飛行器研製的主要關鍵技術之一。通過發展氣動布局理論和最佳化設計方法，開展一體化設計，提升飛行器整體氣動性能。研究能夠使過去憑經驗設計走向計算機自動最佳化設計，是飛行器工程設計思想的重大變革，也是國際發展趨勢。
主要研究內容
（2）最佳化氣動構型的流動機理：通過不同氣動構型的實驗和仿真分析，揭示不同氣動構型的升阻比與流場的關係，弄清最優氣動構型的複雜流動機理，探索幾何參數與氣動性能的關聯規律。
（3）氣動構型最佳化方法套用：針對高超聲速科技需求、發展普適的氣動構型最佳化方法，套用於國家重大項目、大飛機工程、高速列車研製，為重大工程項目提高支撐技術與證據。
稀薄氣體非平衡流動科研團隊
負責人：樊菁
該科研團隊現有固定人員11名，其中研究員3名（博士生導師2名），副研究員3名。
參加課題組：
（1）微尺度和非平衡流動
（2）物理氣體流動
（3）氣動物理特性
主要學術帶頭人：樊菁 孫泉華 李新亮
高超聲速飛行器在60km以上高空飛行時，氣體流態已經屬於稀薄氣體流動，具有高溫的分子內態非平衡、高速流動結構非平衡特點。
主要研究內容
（1）高效稀薄氣體數值模擬技術：根據流動微觀機理和粒子模擬技術，不斷發展高效的粒子模擬方法，建立適合於全流域（連續介質區、過渡領域、自由分子流）的多尺度耦合算法，研究有電磁場作用的稀薄電漿內外流模擬技術。
（2）稀薄氣體流動地面模擬技術：建立高超聲速稀薄氣體流動實驗裝置（高超聲速膨脹管、稀薄電漿風洞），研製氣動力微量天平，發展非接觸式稀薄氣體流動測量技術。
（3）稀薄氣體效應及其影響規律：通過比較連續和粒子模擬結構，分析稀薄氣體效應，揭示稀薄氣體效應影響規律，歸納適合於工程套用的經驗公式。
（4）飛行器稀薄環境下的氣動性能和噴流控制規律：研究臨近空間飛行器在70km以上高空的飛行氣動特性和氣動外形最佳化設計，分析深空探測器再入過程和動力裝置羽流特性。
主要研究內容
1）高焓熱化學反應流動規律
不斷提高模擬高焓熱化學反應流動的能力，發展先進的測試技術，探索若干典型高焓流動過程的規律：如噴管自由流的高速膨脹特性，壁面催化性能對熱流率的影響，熱化學反應流和飛行器俯仰力矩的關係，噴流減阻規律的流體物理機制等。經過實驗與理論的對比與驗證，提高對高焓熱化學反應流的預測能力，探索其對空天飛行器性能影響的一般性規律。通過具有不同催化與輻射特性壁面的研究和對噴流減阻規律的探索，提出空天飛行器氣動熱的主動控制和被動防護方案。
2）超聲速燃燒和爆轟物理
摸清煤油液態、氣態、超臨界態、裂解態等不同形態的超燃特性；研究不同點火、燃料噴射、增強混合、穩定燃燒方式對超燃發動機燃燒效率、推力性能和比沖性能的影響；對地面模型發動機進行最佳化設計，突破馬赫數為7的碳氫燃料超燃衝壓發動機的關鍵技術問題。開展發動機和機身一體化的最佳化設計，研究燃料用於發動機/飛行器機身冷卻、控制、結構等系統化問題。
研究熱射流誘導爆轟快速起爆方法，突破液體燃料脈衝爆轟發動機的關鍵技術；弄清脈衝爆轟推進系統的工作過程，掌握熱力學循環運行匹配機制；研究空氣和燃料混合增強方法，提高燃燒效率。最佳化液體燃料脈衝爆轟發動機的運行機制，提高其運行頻率；控制脈衝爆轟發動機的運行背壓，提高推力輸出密度。
3）高超聲速飛行器構型最佳化與氣固耦合理論
完善高超聲速飛行器設計平台和氣動特性測試技術，考慮飛行器熱走廊，研究飛行器－推進系統氣動布局多目標最佳化設計方法，提出以新型的組合發動機為動力的空天飛行器布局方案和高超聲速高高空飛行條件下的氣動操縱新概念、新方法。完成一至兩類高超聲速飛行器氣動布局方案。
4）稀薄氣體與非平衡流動
研究電離非平衡現象，測定在高溫下離化氣體的電離複合與親電特性動力學參數；研究過渡領域真實氣體效應，建立適合於全流域（連續介質區、過渡領域、自由分子流）的NS方程與直接模擬Monte Carlo方法的耦合算法；開展亞軌道飛行器氣動外形和噴流控制的最佳化設計；研究深空探測太空飛行器再入過程和動力裝置羽流特性；建立有電磁場作用的多組分中性氣體和電漿內流和羽流的連線計算方法。
代表性成果
高焓氣體流動與實驗模擬技術研究
1、成果簡介
空天科技領域空間飛行器的研製要求開展0～10km/s飛行速度， 20～100km飛行高度條件下的地面實驗模擬研究。這個飛行空域可以劃分為：臨近空間高段（飛行速度6～10km/s、飛行高度60～100km），臨近空間中段（飛行速度4～6km/s，飛行高度40～60km）和臨近空間低段（飛行速度1.5～3km/s、飛行高度20～40km）。研製不同類型的高超聲速風洞實現空間飛行器全速域飛行走廊的覆蓋是開展空天飛行器研究的必要條件。實驗室已經自主研發的氫氧爆轟驅動高焓激波風洞（JF10）能夠模擬臨近空間中段的飛行條件，是具有國際先進水平的高超聲速試驗裝備。2007年中國力學學會50周年大會上，實驗室的爆轟驅動激波風洞技術被評價為中國力學事業十年間的五項重大成就之一。
在這種研究積累的基礎上，根據我國發展空間科技的重大戰略需求，實驗室五年來又成功地發展了兩種激波風洞技術，解決了臨近空間低段和臨近空間高段飛行條件的實驗模擬技術問題，覆蓋了空天飛行器的飛行走廊，支撐了國家先進氣動裝備的研製。並套用JF10高焓激波風洞開展了系列的高焓氣體流動實驗，取得了一些基礎性的創新研究成果，支撐了國家重要國防項目的研究需求。
2、主要成果和創新點
（1）爆轟驅動長實驗時間激波風洞技術：為了解決臨近空間低段的實驗模擬技術問題，根據激波擴張後衰減的物理機制，俞鴻儒院士提出採用反向爆轟驅動技術，通過“小”爆轟管驅動“大”激波管的方法，實現入射激波擴張衰減，以獲得適當強度入射激波的激波風洞設計思想。在解決了激波風洞運行最佳界面縫合條件，擾動波的弱化吸收，激波/邊界層控制等關鍵技術後，建造了一座26米長的激波風洞。馬赫數7飛行條件下，風洞性能實驗獲得了氣流總溫2600K、有效試驗時間長達 14 ms的實驗結果，成功地驗證了長實驗時間激波風洞主要關鍵技術。
（2）爆轟驅動激波膨脹管技術：為了解決臨近空間高段的實驗模擬技術問題，取得更高總溫和流速的實驗氣流，實驗室提出套用正向爆轟驅動技術和激波非定常膨脹加速原理，提出了爆轟驅動激波膨脹管技術。實驗室利用激波反射型FDC正向爆轟驅動器，增設了膨脹加速段和高真空系統，在解決了激波管和膨脹加速段的壓力匹配問題後，成功地研製了18米長的爆轟驅動高焓激波膨脹管(JF16)。JF16性能實驗研究結果表明：套用爆轟驅動激波膨脹管技術能夠獲得氣流速度超過8500m/s、總焓高達35MJ/kg，實驗時間長達50～100ms的超高速試驗氣流。這種激波風洞技術具有模擬馬赫數20～30、總溫7000～11000K的高溫流動能力。
（3）高焓化學反應流動規律研究：套用高溫氣體流動實驗平台，實驗室開展了系列的高溫氣體流動規律實驗。關於氣動力研究，通過不同解離度氣體在同樣條件下的對比試驗，獲得了真實氣體效應對飛行器俯仰力矩的影響規律，對飛行姿態控制能產生重要影響。關於氣動熱流的研究，通過飛行器表面催化對高溫氣體流動氣動熱影響的實驗，揭示了飛行器的不同催化表面對氣動熱流的影響高達30%，這為先進氣動熱防護系統的設計提供重要依據。關於大氣再入物理研究：獲得了關於飛行器再入大氣層光電特性的實驗結果，為國防預研項目提供了重要數據。關於先進減阻防熱技術的研究，提出了激波重構式無燒蝕減阻防熱新技術。新技術使得飛行器頭部的峰值壓力降低66%、最大熱流降低70%、並且在有攻角飛行時同樣有效果。
3、成果套用情況
（1）套用爆轟驅動長實驗時間激波風洞技術，實驗室2008年承擔了研製能夠“復現”高超聲速飛行條件激波風洞的國家重大創新裝備的研製項目。該激波風洞長265m、噴管直徑2.5m、流動速度1.5～3km/s，總溫1000K～3000K。是目前國際上尺度最大、性能水平最高的高超聲速激波風洞。風洞的研製成功，既能夠解決國家中長期規劃重大專項工程高端氣動實驗的瓶頸問題，由能為開展純淨空氣超燃、大尺度飛行器模型、飛行器一體化、氣動光學等基礎性學科問題實驗研究奠定基礎。該激波風洞已經成功安裝，目前已經進入了調試與運行階段。
（2）由於激波重構式無燒蝕減阻防熱新技術開拓了臨近空間飛行器熱防護系統研製的新思路，具有重要的工程套用價值。該項技術的進一步研究獲得2009年基金委《近空間飛行器的關鍵基礎科學問題》重大研究計畫的重點基金支持。
4、重要引用或評價
（1）實驗室研製成功的兩種爆轟驅動激波風洞技術是激波風洞技術集成化研究的成果，使我國先進高焓流動模擬技術能夠滿足空間飛行器全速域的實驗需求，支撐了國家高超聲速先進氣動裝備的研製。相關成果併入選AIAA美國航天雜誌2008年度綜述報告，是唯一一項關於先進高超聲速實驗技術的研究成果。
（2）獲得的飛行器再入大氣層光電特性實驗結果為國防預研項目提供了重要數據，扭轉了我國戰略彈頭突防研究沒有關鍵數據的困難局面，獲得了十·五國防重大預研項目和國防973項目首席科學家的高度評價。
（3）激波重構式無燒蝕減阻防熱新技術開拓了臨近空間飛行器熱防護系統研製的新思路，是由實驗室首先提出的創新性成果，獲得了兩項國家發明專利授權
（4）相關研究成果應邀作三次國際會議特邀報告。2008年第六屆明斯克國際傳熱與傳質論壇(VI Minsk International Heat and Mass Transfer Forum, May 19-23, 2008)姜宗林研究員獲得會議的傑出學術貢獻獎。
超聲速燃燒與超燃衝壓發動機關鍵技術
1、主要成果和創新點
通過多年的研究積累和近五年的不懈努力，我們在超聲速燃燒機理、提高超燃衝壓發動機推力性能技術以及發動機主動冷卻設計方法等方面取得了重要進展和創新性成果。
2、重要引用或評價
張新宇、陳立紅、范學軍等本成果的主要完成人獲2006年度國防科技二等獎。主要成員入選新世紀百千萬人才工程 (國家級人選)（2006年），獲得國家傑出青年基金（2006年）。
稀薄氣體流動的動理學研究
1、成果簡介
高溫高速稀薄氣體流動偏離平衡態分布，導致連續介質理論失效，基於傳統氣體動力學的研究成果不再適用，動理學分析至關重要。特別是各國爭相發展的臨近空間飛行器將長時間在稀薄大氣中高機動飛行，飛行器的氣動力和氣動熱如果分析不當，將不可能按預定航線飛行，甚至有可能象哥倫比亞號太空梭因防熱瓦的問題而機毀人亡。稀薄氣體流動分析必須求解 Boltzmann方程，但是該方程極其複雜並難以求解，造成稀薄氣體流動研究的困難。
實驗室看準從微觀上模擬大量分子運動是稀薄氣體流動研究的突破口，在採用統計模擬的DSMC方法基礎上，提出了信息保存（IP）方法、大格線DSMC方法，並發展成為大格線IP方法，使得粒子模擬方法的計算效率得到幾個數量級的提高。在此基礎上，通過移植大規模的並行程式，一方面對飛行器在稀薄流動區域作了大速度範圍、寬飛行高度的三維氣動分析，得到了諸如平板在全流域和全速域的阻力特性。另一方面，研究稀薄流動的多物理效應，包括稀薄氣體效應、可壓縮效應和粘性效應，分析氣體流體中的間斷現象和流動穩定性機理，為流體力學的發展增加了內涵。
實驗室在稀薄氣體流動研究特別是計算方法方面的研究引起了各國研究者的高度關注。自2004年以來至少有五本專著介紹IP方法（2006年以來兩本），部分計算結果已經成為其它計算方法的參考標準。俄羅斯科學院西伯利亞分院理論與套用力學研究所主動與實驗室簽訂合作協定。實驗室還發起了國際非平衡流研討會，自2007年以來已在大陸和港澳成功舉辦了三屆，第四屆將於2010年12月在孟加拉國舉行。
2、主要成果和創新點
（1）實驗室在原有的DSMC研究積累和原創的信息保存（IP）法的基礎上，提出了IP方法的理論和大格線的DSMC方法，極大地促進了粒子模擬方法的發展。IP方法在成功解決粒子模擬等溫流動的統計漲落難題後，遇到了進一步發展的瓶頸。通過改變原有認識，成功地運用Boltzmann方程和Maxwell的輸運方程建立了IP信息的輸運方程，並對方程中的統計項建立了計算模型，統一了目前所有的IP格式，成功解決了IP方法的理論問題。IP方法已能模擬弱激波和熱遷移等困難問題。相關成果正在整理中。實驗室還提出了大格線DSMC方法：通過計算DSMC模擬過程中的瞬時巨觀流場，在粒子碰撞時引入流場的梯度信息，成功地降低了DSMC模擬對計算格線大小的限制。對於三維模擬，新發展的DSMC方法可以採用比原有要求大10倍的格線獲得同樣精度的結果，計算效率可以增加1000倍。
（2）由於計算和實驗條件的限制，國際上對於飛行器稀薄氣體流動研究主要集中在高速飛行器再入過程中的氣動性能。實驗室根據我國對近空間飛行器的發展規劃和具有的計算能力，首次同時對多個飛行器外形、近空間高段範圍（70-100km）、寬速度範圍（馬赫數5-25）的稀薄氣體流動作了大量的計算和分析。突破了以前只對具體飛行器個別飛行條件進行分析的傳統，發展到了飛行器稀薄流動規律研究和最佳化分析的階段。
（3）運用動理學研究手段揭示了部分流動的微觀機理。實驗室運用DSMC和IP方法分析了激波等物理結構和Rayleigh-Bénard對流的微觀機理。捕捉激波和接觸間斷是計算流體力學的關鍵。但是計算流體力學將激波和接觸間斷作為跳躍間斷是流體在無粘情況下的近似，缺乏動理學的支持。動理學研究表明，激波具有穩定的結構，在連續流領域可以將激波近似為跳躍間斷；而接觸間斷隨時間擴散，不具有穩定性，不能將接觸間斷處理為定常的跳躍間斷。研究結果對發展動理學的計算方法有實際意義。而Rayleigh-Bénard對流是非線性系統研究的一個標準模型。通過動理學研究，發現RB對流從熱傳導到對流的轉變過程中存在Nu數的潛伏階段。進一步對流動中的流場時空關聯的研究，發現流場密度波動的空間關聯與Rayleigh-Bénard對流出現對流圖像結構有密切聯繫。這些微觀層次上的研究對流動的穩定性認識將起重要作用。
氣動構型理論與最佳化設計方法
1、成果簡介
以吸氣式發動機為動力的高超聲速飛行器飛行時，其激波和摩擦阻力急劇增加，進而引發飛行器的升阻比屏障、升阻比-熱防護矛盾、阻力-容積率矛盾等一系列新問題。對於高超聲速飛行器設計而言，既要保證飛行器的高性能，又要保證發動機的正常工作，因此必須採用一體化氣動構型最佳化設計，是高超聲速技術的關鍵問題之一。
實驗室套用發展的乘波體設計方法、 CFD計算技術、基於CFD的最佳化設計方法，並集成了自主提出的和目前常用湍流模型、格線分區方法、並行計算載荷平衡處理技術，發展了針對複雜氣動外形的最佳化設計與流動分析的計算平台，成功地套用於高超聲速飛行器、大飛機、高速列車的氣動外形設計與研究，獲得了重要研究成果。
2、主要成果和創新點
（1）在計算格式方面，將已有的高精度緊緻格式（FC）與模擬激波間斷流動的TVD格式、ENO格式、WENO格式結合，構造了無自由參數的3種高精度格式，提高了高速流動中連續和間斷共存複雜流場技術模擬的準確性。其中包括二階FC-TVD，三階FC-ENO、FC-WENO格式、五階FC-ENO、FC-WENO格式。另外，使用多矩方法，構建了一類具有局地重構特性的高精度數值格式。
（2）基於Metis格線分區方法，發展了混合格線的分區算法，保證載荷平衡，提出了一種格線塊之間的分層MPI通信方式，能提高通信效率和減少通信擁堵。集成自主提出和目前常用的計算格式、湍流模型，建立了基於混合格線的CFD計算平台，該平台適合於複雜工程流場模擬，且並行計算效率達到90%。
（3）針對氣動布局最佳化反覆調用CFD軟體計算氣動性能，計算量難以承受的問題，發展了基於二次多項式和人工神經網路模型的CFD回響面模型，同時將同倫函式引入全局遺傳最佳化算法。最佳化過程中，調用CFD回響面模型替代CFD直接計算，使基於CFD的複雜工程最佳化設計成為可能。
（4）提出了一種基於背景四面體格線變形的混合格線變形方法，解決了混合格線的變形困難和計算效率低下的問題。進一步發展了流體/結構耦合隱式時間推進方法、流體/結構數據轉換方法，開發了基於混合格線的大規模並行計算的流/固耦合分析軟體，為我國飛行器非線性流/固干擾研究提供的研究手段。
（5）通過自主開發CFD軟體、流固耦合分析軟體、CFD替代模型及最佳化算法的集成，建立了氣動構型最佳化設計平台。
3、成果套用情況
（1）基於高超聲速氣動構型設計理論和最佳化方法，實驗室分別針對乘波體外形和高超聲速一體化構型開展研究，設計出了目前發表文獻中升阻比最高的乘波體外形，風洞試驗數據表明，其最大升阻比達5.93。在此基礎上與發動機相結合，設計了高超聲速飛行器一體化最佳化構型。相關技術申報國家發明專利兩項，申請號200910085441.5和200910077354.5。研究進展為高超聲速飛行器設計提供了支撐數據
（2）針對我國新一代高速列車設計性能指標要求，開展了新頭型氣動阻力、升力計算研究，為新一代高速列車研製提供了設計支撐數據。線路實車試驗表明：新一代高速列車380A，時速350公里運行總阻力減少了6.1%，噪聲下降了7%，尾車升力降低了51.7%、側向力降低6.1%。完成了基於CRH3的新一代高速列車局部減阻定型設計，氣動阻力減少8.67%，本項研究主要成員作為項目負責人承擔了國家科技支撐計畫項目“高速列車空氣動力學最佳化設計及評估技術”，作為首席科學家成功申請了973項目“時速500公里條件下的高速列車關鍵力學問題研究”。
（3）完成了某無人機靜氣動彈性性能最佳化設計、現役和正在研製的多個軍用飛機型號的氣動彈性研究任務、ARJ21民用飛機顫振邊界預測，正在承擔大飛機C919型架外形反設計研究和國家工程高超聲速飛行器的熱氣動彈性研究。已將飛行器流固耦合分析平台在多家航空研究所推廣套用。
4、重要引用或評價
（1）計算方法研究進展的相關論文發表在Journal of Computational Physics（2006，Vol.216，p.114-137），入選JCP2006度TOP25 Hottest Article, 排名第3位。
（2）新一代高速列車380A，時速350公里運行總阻力減少了6.1%； CRH3高速列車局部減阻定型設計，氣動阻力減少8.67%。實驗室在氣動構型理論與最佳化設計方面的貢獻得到了鐵道部套用單位的高度評價。
（3）項目主要成員被聘為“中國高速列車自主創新聯合行動計畫”總體專家組成員（2008年），入選新世紀百千萬人才工程國家級人選（2009年），評為中國科學院先進生產工作者（2010年），作為首席科學家申請到973項目（2010年）。
規則胞格爆轟起爆與傳播的統一框架理論
1、成果簡介
強激波及其誘導的氣體解離和燃燒進程與巨觀高速流動的強耦合構成了高溫氣體動力學學科的基礎，是高焓高超聲速流動需要研究的核心問題。熱效率極高的爆轟現象是一種強激波誘導的化學反應過程，對於發展先進的高超聲速推進有著非常重要的套用價值。爆轟是一種具有三維多波結構和明顯胞格特徵的複雜物理現象。近百年的大量研究對於爆轟現象從不同角度、套用不同方法、作出了不同的描述，各自在不同程度上反應了現實爆轟波的某些特性，缺乏對爆轟現象的統一把握。所以提煉出關鍵物理機制、基本物理過程和關鍵狀態，構造爆轟波的基礎性框架理論，統一解釋已經發展的爆轟理論是具有重要意義的基礎性研究工作。
五年來，實驗室開展了系列的爆轟物理研究和探索，提出了規則胞格爆轟起爆與傳播的統一框架理論。該理論構架由一個關鍵物理機制（非線性波與化學反應相互作用機制Interaction of Wave Propagation and Chemical Reactions, IWPCR)，兩個基本物理過程（熱點與化學反應帶加速）和三個關鍵物理狀態（臨界起爆狀態、臨界傳播狀態、臨界胞格尺度）組成。套用構架理論能夠成功地統一解釋目前由實驗、計算和理論分析獲得研究結果依據的物理機制，對於爆轟理論研究與探索具有指示性意義。
2、主要成果和創新點
（1）通過激波/障礙物相互作用誘導的熱點起爆和激波會聚誘導熱點起爆研究，詳細解析了熱點起爆過程，描述了非線性波與化學反應在具有溫度梯度環境條件下的相互作用機制（IWPCR），論證了臨界起爆狀態的存在性，提出了採用熱點作為統一框架理論的一個基本物理過程。
（2）通過激波/火焰面相互作用誘導的化學反應帶加速過程的研究，觀測到了凸面化學反應帶的加速現象，分析了反應帶加速的機制，比較了化學反應帶與熱點發展過程的同異。提出了採用反應帶帶加速作為統一框架的另一個基本物理過程。
（3）通過爆轟在不同尺度流道內傳播過程的研究，觀測到爆轟胞格自適應調整現象，發現了爆轟波傳播過程橫波運動的半波定理，定義了爆轟胞格的臨界尺度。
（4）通過柱面爆轟傳播過程中胞格自組織現象研究，提出了在臨界尺度條件下，隨著爆轟波面的不斷擴大，為了保持胞格尺度基本恆定，柱面爆轟胞格自分裂的四個主要演化模式。
（5）通過平面爆轟波反射與繞射傳播過程的研究，觀測到了在維持恆定壓縮或者膨脹驅動的條件下，對於給定的可燃混合氣和初始熱力學狀態，爆轟波能夠以超臨界或者亞臨界狀態穩定傳播的現象。提出了胞格爆轟波在熱點與反應帶相互作用支撐下的傳播物理機制。
3、成果套用情況
根據統一框架理論，理論分析提出的CJ模型依據爆轟波的臨界傳播狀態，是胞格爆轟運動的平均度量；ZND理論模型建立依據臨界傳播狀態和化學反應帶加速這個基本物理過程，是爆轟波的平衡運動狀態；計算模擬的二、三維胞格爆轟和實驗觀測到的胞格爆轟傳播表現為在熱點與化學反應帶相互作用支撐下圍繞臨界狀態作周期性的運動，其胞格特徵受制於臨界胞格尺度。爆轟波的起爆受制於IWPCR機制和臨界起爆狀態，熱點與化學反應帶兩個基本物理過程可以在起爆過程中共存，也可以獨立起作用。套用構架理論能夠成功地統一解釋目前由實驗、計算和理論分析獲得研究結果依據的物理機制，對於爆轟理論研究與探索具有指示性意義。
五年來，實驗室發表統一框架理論相關的學術論文32篇，其中14 篇為SCI收錄。
