1979年发表的一篇论文使计算流体解析（CFD）就为人所知，本文要讲述的是CFD的概况，其中重点讲述解算弹道（火炮外弹道）的重要解析技术。
(RDU(t,`Ur(h,z2C']MaO:T$L{
在日本出现了超大型计算机系统，它们采用日本独特的路线、追求世界一流的技术。1993年，航空宇宙技术研究所与日本企业一起开发出了“数值风洞”技术，后来这项技术得到进一步发展，1997年开发了“地球模拟器”，2002年又开发了“数值模拟器”，现在已正式运转。下面就以计算流体解析用的超大规模计算机系统为参考，谈谈CFD的发展动向。
4}wSh#P+]|2~
7}PnR7s1oQ计算流体解析应用软件，主要是计算流体支配方程式－纳维·斯托克斯方程式，它对分割成许多个很小的有限区域进行计算，用有限差分法和有限容积分析法求解。为此随着迅速发展的超大型计算机系统存储量的增大和演算速度的加快，晶格生成、差分方法、阻尼近似方法、热量和反应的配合有了明显的进步。它将一种解算者的解析评价方式输入计算机，将一部分人工解析程序交给计算机完成，解析结果用实验的时间表示，有试验临场感，更能够明确表示解析者意图。本文主要讨论软件发展动向、近几年进步显著的直接数值仿真和大涡流仿真。通过风洞、弹道靶道、实际射击试验求出炮弹弹道解析用运动系数，但是直接用纳维·斯托克斯方程式通过粘性项的模型（mode）求解的动向越来越显著。于是渐渐开始进行炮弹“数值风洞”试验的尝试。因此还要讲解关于炮弹进行基本风洞试验的最新动向，其中包括炮弹“数值风洞”试验所必需的、作用于飞行炮弹上的无法忽略的“马格努斯力、马格努斯力矩”，高马赫数飞行时显现的“轴向振动衰减、旋转衰减”，约占炮弹全部阻抗一半的“弹底阻力”。这些现象在整个炮弹外弹道中为非稳定现象。除此以外火炮内弹道、过渡弹道、终点弹道的现象大部分是非也稳定的，本文只涉及炮弹的外弹道现象。&nTQ0Yz/l
-EK'NzS.i模计算机系统的动向
pvbn_cEp$vux6zuS2T
1987年，日本航空技术研究所，在数值仿真技术的发展和普及以及航空航天器的国际共同开发中，引进超大型计算机VP400（已开始工作）确立和提高了日本国的地位，推出第1代数值模拟器NSⅠ。VP400具有1GFLOPS（FLOPS是指1秒钟进行1次的浮点演算的处理功能）的演算功能，首次使3维尾翼的纳维·斯托克斯解析和全弹外形的非粘性解析成为可能。
E3EoE7}
nDapJ1993年，通过引进“数值风洞”（NWT），第2代数值模拟器NSⅡ开始启动。NWT以开展纳维·斯托克斯方程式为基础的CFD技术的开发为目标，为弄清楚全弹的参数解算，以10进位进行1M（＝100万）栅格的计算，将VP400的性能提高百倍作为目标进行开发。NWT为由1.6GFLOPS的向量的166台计算机构成的峰值为280GFLOPS、主存储容量为44.5GB的分离并行计算机系统。通过引进NWT，武器正式进入了以100GFLOPS级的计算功率进行并行仿真的时代。NWT的处理性能别具一格，90年代中期后，日本航空技术研究所便处于日本国家计算流体力学的前列。从此纳维·斯托克斯解析被固定下来。!f!aT5y)YS
{/F\M7om5gl,u*}1997年，日本科学技术厅（现为文部科学省），开始实施通过计算机模拟来明确解释地球变暖和厄尔尼诺等地球现象，而且制定试图明确解释预测地球环境变化为目的的“地球模拟器”计划。为航空技术研究所推出数值模拟器的三好甫氏，担当了由宇宙开发集团、日本原子能研究所、海洋科学技术中心组成的地球模拟器研究开发中心主任之职。“地球模拟器”于2002年开始使用。每1CPU可将8×8GFLOPS的向量处理机作为1个节点,连接640个节点。作为最大40TFLOPS和多种用途，实现了世界最高的计算速度，完成全球大气循环仿真。目前正在使制作的这种“虚拟地球”研究变为现实。而且就在1997年，东京大学的天文仿真用超大型计算机系统“GRAPE-6”，记录了48TFLOPS的更快速度。
A#O,bb8__
gP+lF:z}0V2002年，航空技术研究所，正式启动第3代新的共用计算机形系统“数值模拟器Ⅲ（NSⅢ）。它开拓、研制和验证最先进、高可靠的计算流体力学技术，并达到利用的目的，提出了如下重点课题：（1）挑战和攻克瓶颈技术；（2）配备可靠性更高的标准设计工具；（3）构筑新一代综合仿真技术。
SEvs0@J@3Oa:wcM*bE5u$o;C*d
这并没有瞄准世界最高速的峰值性能，而是将峰值性能控制在与世界上最高速大致相同的程度，通过反馈第2代超大规模计算机系统的实际使用效果，正在集中改进方向。这些重点课题主要与软件有关，有关软件问题在第3部分再讲。&GOR+g$xrvd
En.d!|;T计算机系统称为中央数值仿真系统，就是将14个单元用开关连接在一起。1个单元内装有128个CPU，共有256GB的最大存储量。为便于使用可将1个单元分割成几个CPU群体，单元的处理性能总计为665.6GFLOPS，系统整体有9.3TFLOPS的处理性能，3TB的存储量。
U`N#VFy`}
L2e0sA9zz报告给出了高速计算机的峰值性能的发展图。从中很容易对航空技术研究所的发展历史，即NSⅠ、NSⅡ、NSⅢ的发展进行比较，开始时的NSⅠ是1GFLOPS，1993年的NSⅡ为280GFLOPS，而2003年的NSⅢ则达到了约10TFLOPS，15年间约提高了10000倍。与1980年时的预测相比，有了非常大的进步。fXqRL^3d};a
!ic2ls)]L$dG时至今日，因计算机的存储量大、演算速度的加快，能对每个要素进行的解析，同时也能够对综合相互影响的各个要素进行解算。最初解析使用简单的模型，对周边的物理量以比较明确的气流作为对象，进行边界气流、剪切气流、冲击波的“数值基础实验”。接着进行以实际风洞和相当性能为目标的“数值风洞试验/数值要素功能试验”，而且也进行对应于试验场试验的“数值飞行试验/数值全体功能试验”。报告给出了超音速飞行体的实际压力解析和航空喷气发动机内部气流解析的例子，也是最近的CFD解析的例子。0`wT,W7y4I1w
jpR]+e(IDq从上述例证看出，超音速时，也要仔细地求出飞行体和超音速空气进气口的干扰。对航空喷气发动机，利用各段不同总枚数的压缩机翼系列，求出空气被压缩的图形。实际上用实际飞行体求解时，一是计量仪器不太容易安装，二是由于安装测量仪器会改变气流特性，所以实际测量受到限制。%^?sW_.g'}
^^'w*EuyuO2x)|要想把以前不能看见的事件也做到可视化，要大幅度地改进良可视化系统。航空技术研究所推出了最新的中央可视化系统。对飞机发动机试验时，几乎可以全尺寸地进行可视化显示。^@;i/UhmN$uE@
Fya[!WVU
从此超大型计算机系统终于进入了“虚拟发动机”、“虚拟飞机”“虚拟地球”时代。
2005-08-0609:00梅克林格
软件发展动向7i~-lw4?q%w7h{
6q*_t`^(~P
作为解析瓶颈技术的代表性问题，首先列举的是复杂形状周围栅格的生成和对物理现象的建模。:HGk\y1k#m
_5k,h8mC
高速飞行的物体表面粘性引起的极薄的界面层很强，如何正确地捕捉界面层，会给整个计算精度带来很大影响。因此关系到能否正确地捕捉复杂形状表面上的界面层全部计算栅格的高效生成技术很重要。
8w*hr3Py%peL@([WwD7m!ta:x
今天雷诺平均纳维·斯托克斯（RANS）解析成为CFD的主流，在提高CFD技术的定量关系，在对物理现象建模时，必须确立高精度湍流模型。当RANS以非线性将现象作局部平均时，需另外利用实验辅助方程式。利用辅助方程式中的变量变成0EQN（0方程式模型）、2EQN（2方程式模型）、STRESS（应力方程式模型）。而且适合于不依靠实验近似的湍流狭小领域之前，求出没有变细、没有平均化的湍流，将其变成有效的水平扩张的DNS（直接数值模拟）和以稍大一些的涡流解析的大涡流仿真（LES－LargeEddySimulation）。物理现象也因流体的特性，即：粘性、压缩性、反应/燃烧、分解的出现与否，状态大不相同。所以建模的选择依赖于这些流体的特性，也依赖于与其并存的解析对象的尺寸和复杂性、计算机的存储量和运算速度、要求的计算精度、解析技术水平等。由于物理现象解析的发展和计算机技术的显著进步，建模方法按照解析年代会出现很大的不同。将代表包括解析对象在内表示流体特征的无量纲数字称为“解析次元”，把“解析次元”表示在纵轴上，对应于解析对象的复杂性的解析要素表示在横轴上，文中给出了建模简图。这是1996年记录的情况，图中虚线环绕的部分是有关弹道的解析，其中包括内弹道、过渡弹道、炮外弹道、弹道修正弹的流体特性、对象形状的复杂性。与炮弹有关的发射药、发射药燃烧的气体膨胀能量在极短时间内生成和消灭，并产生种种复杂的物理现象，它们涉及到反应、分解、固体内的冲击波现象等广泛领域。
%li?L'z2E6AWtqgxZ$p4m^(p
最近对于障碍流体仿真研究的一个难题，即对湍流的建模有重大的技术突破。即实现了对膨胀量的计算采用纳维·斯托克斯方程进行直接数值模拟（DNS），对湍流研究有很多见地，作为数值实验，对DNS的适用性有了广泛的认识。报告给出了直接数值仿真计算的实例。
{.o%UNJ/T'T
KW1G!U8Ep/d}-h6dI7H?j从中看出羽状湍流界面层的压力变化、速度造成湍流结构的变化、射流喷射的湍流结构。依此不仅可以预测湍流结构的非线性、不稳定的多个等级,也可进行前文所述的DeanR.Chapman预测，使“将来通过风洞试验中，进一步提高计算流体力学解析（CFD）数据的可靠性。但是现在是用DNS求解工程直接面对的气流的湍流结构，即使现在具有超大型计算机的发展速度，那也是将来的事，而且流体不留在通常的有限领域，要作为有限领域进行解析，必须明确而精确地给予有限区域的界面条件。非常高速的高雷诺数的湍流界面层极（非常）薄，要进行这种极薄的湍流界面层内的速度分布、变动能量频谱等的DNS解析，重要数据的取得非常不易，而遇到复杂的外形形状，目前还不可能进行DNS解析。
xNsBS;m7g&[4^h4aEv|};oP
随着DNS解析的发展，称之为DNS的近似解析模型的LES引出的湍流数值模拟，正式应用于工程学问题。例如作为从2002年度开始的日本文部科学省的研究计划（RR2002）中情报科学技术领域的重点开发研究的一环，实施了以东京大学生产技术研究所为中心的产学合作项目，即“战略基础软件的开发”，在此所完成的“LES流体解析”中，进行了广泛的解析。以热能流动、流体噪声/流体振动、多相流和反应流等复杂的气流现象作为解析对象，完成燃气轮机的预热混合状况、圆柱流产生的噪声频谱预测和计算汽车发动机周期性气流等级的解析。
2005-08-0609:00梅克林格
导弹解析的动向－炮弹用“数值风洞”试验尝试
;TZsW-[qj
Xd0|j3BL正在将“数值风洞”引进导弹研究的工作中。武器、弹药的现象是发射药产生巨大的能量，其中大约有30％用作炮弹的运动能量，剩余的大部分能量作为运动和热能形式出现，比如对炮身、炮弹、周围空气产生冲击，随后在极短的时间内扩散在大气中。所以在利用“数值风洞”解析这些非稳定炮弹的运动之前，希望今后的计算机软件有更大的进步，通过限定准稳定的范围，使其处于一种能够充分有效利用的状态。HjLvv%[y#?!hS'HAZ
1Hb#|g;s/krHID在弹道（炮弹外弹道）解析方面，首先要求出阻力、升力、倾侧力矩、纵摆力矩、侧摆衰减力矩、纵摆衰减力矩、旋转衰减力矩等运动系数。通常因为高速旋转，要求解出有关马格努斯力、马格纳斯力矩的运动系数。然后利用这些运动系数，通过求解模拟刚体弹道方程式，求解弹道。
,}'}|g%t+}B1MQt
`T9N.Z0M?GO|炮弹周围的气流特征是：（1）对弹体底部影响大；（2）对炮弹的高速旋转影响大；（3）摇摆衰减力矩、旋转衰减力矩原因还不明了。本文给出了用数值计算求得的推进器作用时，炮弹周围的气流线。从中可以推断弹体底部的气流对炮弹周围的气流有很大的影响，并且可以预测局部非常复杂的气流。\:{P\Y5d
'~XK9mVO报告给出了风洞试验中有无模型支持杆时气流的不同情况和支持杆的粗细造成阻力不同的情况。由此希望没有支持杆时的数据能更有说服力，但是大部分工作尚没开展。进行了有关边界面层的小规模剥离的造型，但是要进行有关大规模剥离的充分的定量预测很难，特别是对大规模3维剥离，还没有完成对实际机体设计能够十分适用的造型。因此为模拟弹体底部周围的气流，要求开发出能够定量的高精度测定弹体底部影响的试验。其中一种方法是对风洞模型作磁悬挂。报告给出了日本航空技术研究所的60cm×60cm磁悬挂天平装置、模型和螺旋管的配置图。可以测量风洞通风时赋予离轴角的模型3分力、后面流动压力、湍流强度，今后，期望在进行“数值风洞“试验之后能提供分量数据。Z,P_IcQl,SN(c
CF4N&];D)|x[#_炮弹大多采用旋转稳定（陀螺稳定）飞行，因此飞行中，相对前进方向，炮弹中心轴与弹道形成夹角（离轴角）一边周期性地章动，一边滚动。马格努斯力和马格努斯力矩作用于一边旋转一边飞行的炮弹上。因为远程炮弹旋转数每分钟在1万转以上，所以马格力斯力和马格力斯力矩的影响也很大。为预测这些情况，首先需要收集风洞试验的数据，然后根据收集的数据选择模型。以日本航空技术研究所为中心，大学、公司三方正在为上述目的共同开发风洞试验。文中给出了高速旋转模型在（约1万转）风洞试验的图像，风洞试验装置由磁悬挂装置和模型高速旋转装置组成。高速旋转装置采用磁力、电气、空气动力方式进行。风洞试验时通常由于模型尺寸比实际炮弹要小，使用风洞试验无法确立与实际射击等值的试验方式，至今大部分都要给出与没有系统数据的马格力斯力和马格力斯模型的重要数据，为进行炮弹“数值风洞”试验，这种试验变得非常重要。
:RW;dD0ik~}2RkD\n!P#\X#`;|ws
报告还给出了风洞试验中测量俯仰衰减力矩的装置。它可向模型施加纵摆和起伏振动，通过模型的反作用求出纵摆衰减力矩系数。实际炮弹的振动达几百赫兹，这个试验装置只有2～30Hz左右，不可能覆盖整个的频率范围，所以必须想法通过再现输入输出的相位差得到衰减的定量数据。W*RYl?1n?
s{P,J2Qk4Dl0q
要高精度地测量摇摆衰减力矩、旋转衰减力矩，必须掌握气流这个要素。从炮弹飞行中的阴影摄影结果看，由炮弹弹带发生的分层湍流再次附着在至弹底稍有倾斜的圆锥表面，这个湍流和主流发生干涉，在弹带附近可观察到冲击波和膨胀波。这在纵摆时会出现上下非对称冲击波/界面层干涉，有助于作为纵摆衰减力矩，有关涡流生成的粘性影响也很重要，在高速领域粘性影响也很明显。利用实际飞行时的炮弹引信的S/A转换、引信工作时的炮弹姿势等飞行中的振动和旋转的衰减，求解衰减效果很重要，今后，期待充实这种试验的数据。:Jpr(FIz/?b{
0a'[Cw.W
炮弹“数值风洞”试验，重点是探讨基础的风洞试验，尚没充分达到数值模拟的阶段。在试验炮弹的风洞试验中，首要的问题是，代表弹体底部和弹带周围的气流的3维大规模分层湍流和与之相随的冲击波/界面层干涉以及气流的高速旋转湍流影响的明确解析。这一点在原来的风洞试验中很难达到高精度的要求，软件也还没达到高精度要求的程度。现在炮弹“数值风洞”试验的环境越来越完备，期待今后工作者的努力和发展。
2005-08-0609:01梅克林格
结论
%U9bF9M2Jg%pl%Ip
6~@6Ty{k利用发展速度惊人的超大型计算机系统，气流的数值解析不仅可以进行实际现象的模拟，还可以给出不能实际测量的现象，出现了所谓“数值风洞”、“模拟发动机”、“模拟飞机”、“模拟地球”等等。
0CJ(GDL#GvP(Heai{
在弹道研究领域，正在做炮弹用的“数值风洞”试验的尝试。当务之急是完善作为其基础的风洞试验数据的采集，正在探索磁悬挂超音速风洞、无接触点高速旋转模型、高频强制俯仰/强制偏航试验装置等，并且也已开始对成为炮弹空气动力试验的瓶颈技术进行研究，对弹底阻力的高精度测量、马格纳斯力的测量、摇摆/旋转衰减力矩组合的测量。炮弹用“数值风洞”试验的方法，在实际射击用的机会很少，但对开发高性能、高可靠性、时间更短的炮弹最重要，认识并回顾以前开发的炮弹的空气动力特性也非常重要。炮弹用“数值风洞”试验的实用化包含着各种技术课题，必须通过很多领域中的人们共同工作才能实现。
