热源厂房通风有效性的数值分析

采用k-ε紊流模型,利用ANSYS计算软件,对某热源厂房的自然通风进行数值计算,将生产线上的散热量作为能量方程的附加源项,预测厂房内的速度场和温度场。预测结果表明:降低进风口的标高以及减少通风障碍物对风流的影响,可增加作业区的有效风量,从而提高厂房的通风效果。厂房的通风改造实施后,验证了数值模拟的结果。热源厂房通风的有效性可以采用能量利用系数来衡量,也可以采用有效风量率和有效空间的速度不均匀性系数来衡量。     

隐身式飞机进气道的气流特性研究

近20余年以来,世界上一些航空工业先进国家都以极大力量关注着隐身技术发展。尤其是美国已率先投入了可观人力和物力,研制成功了多种隐身式飞行器。其中F-117A隐身侦察/攻击机被世人誉为“看不见的飞机”,在1989年入侵巴拿马和1991年轰炸伊拉克的海湾战争中,让人们看到了隐身技术在现代战争中所表现出的巨大威摄力量,引起国际间广泛关注。不少人士指出,隐身技术是继喷气技术之后最具革命性的军事航空技术。     

收一扩喷管内二维紊流的数值研究

本文应用隐式有限差分理论对喷管内二维紊流流动进行了数值求解．采用了贴体曲线坐标系统，代数紊流方程模化紊流，整个流场用时间推进迭代方法获得．研究表明，控制方程右端粘性项矢是主变量欠的一个线性函数．文中所提供的计算方法与计算结果将为三维非定常计算打下基础．     

二维网格快速生成的一种方法

本文提出一种快速生成二维贴体曲线网格的方法，即几何生成法．通过由区域边界简单代数插值得到预网格的节点坐标，建立起一一对应关系．然后根据网格疏密要求重新调整得到最终结果．与求解Ｐｏｉｓｓｏｎ方程得到坐标网格的ＴＴＭ法进行比较，用本法生成快速、布局较为合理，且能任意地调节疏密，这为流体力学中应用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程进行数值计算提供了方便．     

低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验

在上海市应用数学和力学研究所SIAMM400 低速低湍流度风洞中, 对自行设计的GA-1060 机翼在低雷诺数下复杂三维绕流的气动性能进行了相关的实验研究, 并与NACA0012 翼型形成的矩形机翼绕流气动性能进行了比较. 结果表明: 在低雷诺数下GA-1060 机翼前缘较为钝厚, 有一定弯度, 厚度较小的外形使其具有更好的综合气动特性; 在较大攻角情况下, 升力系数和升阻比等参数均有较大提高, 6° 攻角时升阻比可增加到27%; 流动分离与翼尖涡的相互作用在一定程度上影响了翼尖涡的生成和发展.     

浓雾天气气溶胶颗粒物的输运和转化特性

近年来,随着城市建设和经济的发展,气溶胶颗粒物污染问题日益严重,尤其是城市浓雾天气,颗粒物成为首要污染物.因此,消除雾污染,净化空气,引起人们的关注.介绍了气溶胶颗粒物和雾的基本特征,以及雾层内气溶胶颗粒物的湍流扩散、化学转化特性及动力学特性,阐述了有关气溶胶颗粒物输运问题的国内外研究概况,展望了未来研究的方向.     

基于混合重构高阶间断伽辽金方法的二维层流和湍流数值模拟

为了提高间断伽辽金方法的计算效率, 解决 least-squares 重构方法无法满足 2-exact 的缺陷, 发展了基于 recovery 重构和 least-squares 重构相结合的三阶混合重构方法, 用于求解可压缩层流和湍流流动. 将 Navier-Stokes 方程和修正的一方程 Negative Spalart-Allmaras 模型方程耦合成为系统方程, 采用三阶重构间断伽辽金方法进行求解. 时间推进采用基于半解析精确 Jacobian 矩阵的上-下对称高斯赛德尔 格式(lower-upper symmetric Gauss-Seidel scheme, LU-SGS)预处理广义极小剩余(generalized minimal residual, GMRES)方法和四阶隐式 Runge-Kutta 方法; 空间对流项离散采用 Haten-Lax-van Leer 接触(Haten-Lax-van Leer contact, HLLC) 格式; 黏性项离散采用第二Bassi-Rebay (second Bassi-Rebay, BR2)格式, 并对 BR2 局部和全局提升算子开展三阶重构, 达到提高计算精度的目的. 通过典型算例验证了发展 rDGP₁P₂方法的准确性和计算效率. 研究结果表明: 重构的 rDGP₁P₂方法不仅具有较高的计算精度, 而且还具有较高的计算效率.     

不同飞行高度下超声速来流/射流及其相互作用的数值模拟

采用高精度格式求解二维Navier-Stokes方程, 研究了不同飞行高度下超声速来流和射流在后台阶相互作用的流场基本结构. 时间推进采用三阶精度Runge-Kutta格式, 分别应用五阶精度加权本质无振荡(weighted essentially non-oscillatory, WENO)格式、六阶精度中心差分格式来离散对流项和粘性项, 并应用MPI非阻塞式实现并行化. 采用两步后台阶模型分别研究了不同高度下超声速后台阶流动、 射流的基本结构特征; 并进一步组合两种流动, 研究了超声速来流/射流组合流动下相互作用的流场结构. 通过改变后台阶上方来流条件, 模拟了不同飞行高度的环境, 研究了其对流场中涡、剪切层、激波等结构的影响. 研究结果发现, 超声速来流和射流发生相互作用后, 在后台阶附近产生回流区, 超声速来流的存在会对射流的流场结构产生影响.     

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求. 涡轮作为航空发动机核心部件之一. 其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题. 随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制, 涡轮噪声逐渐凸显. 并日益受到关注. 为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用, 首先. 以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问题为主线. 分别阐述了旋转盘腔、旋转叶片流动及换热问题数值模拟的研究现状; 其次. 对航空发动机涡轮噪声研究现状进行分析. 总结了常用涡轮噪声预测方法和存在的问题. 在此基础上. 面向工程实际需求. 对航空发动机涡轮流动、换热与噪声数值模拟进行了展望.     

复杂钝体附近三维非定常流动可视化实验

本文就复杂钝体周围的三维流动进行了可视化实验研究．通过改变水流速度和简化飞行器机模型的俯仰角，以及摄制照片和录象等水洞模拟实验技术，初步观测和分析了钝圆体附近的复杂流动形态．为进一步气动试验研究提供参考．