可压缩流向涡与激波轴对称干扰的数值模拟

用ＮＳ方程数值模拟了可压缩流向涡和激波轴对称相互作用现象．数值模拟包括定常和非定常两种情况,计算结果分别与相应的实验进行了比较．结果表明数值模拟成功地捕捉到了激波和旋涡相互作用过程中发生的激波波面变形,激波振荡,涡核变大以及激波波后出现驻点、回流区等流场特征．提出了判断流向涡与运动激波相互作用中旋涡破碎的准则     

不同初始磁场对激波冲击R22重气柱过程影响的数值模拟

基于磁流体动力(magneto-hydrodynamic,MHD)方程,采用CTU+CT方法,对在不同初始磁场作用下的平面入射激波与磁化R22重质气柱作用过程进行了数值研究。数值结果清晰地描述了不同初始磁场条件时激波诱导R22气柱界面不稳定性的过程,揭示了磁场控制界面不稳定性的机理。另外,还分析了磁感应强度对界面不稳定性的影响,发现在磁场较小时,涡层附着于界面,但随着磁感应强度的增大,平均涡量随之增大,涡层与界面逐渐分离,最终更好地抑制了界面不稳定性。同时,还发现平均涡度拟能随着磁感应强度的增大而减小,而垂直磁场比平行磁场更能降低平均涡度拟能,因而平均涡度拟能可较好地反映磁场对不稳定性的影响效果。     

横向喷流对低速大攻角细长旋成体非对称气动特性影响研究

采用风洞试验和数值模拟相结合的方法,对雷诺数Re=55 000条件下细长旋成体有、无横向喷流时大攻角非对称特性进行了分析.通过风洞试验发现了旋成体在法向和侧向进行喷流时其大攻角非对称气动特性与无喷流时的区别,通过数值模拟方法对几个典型工况下旋成体有、无横向喷流时的非对称气动特性进行了分析,揭示了喷流对旋成体非对称流动分离的影响.通过风洞试验发现当细长旋成体进行法向控制时无喷流、喷流位于迎风区和喷流位于背风区的旋成体表现出了不同的非对称流动特性:首先喷流位于迎风区时攻角范围在20°～40°之间有喷流和无喷流旋成体所产生的侧向力方向相反,攻角大于40°之后侧向力系数的方向发生了改变,与无喷流时的侧向力系数方向相同,但是其绝对值要比无喷流时的侧向力系数小.其次喷流位于背风区时攻角在15°～35°之间有喷流时的侧向力系数绝对值要明显比无喷流时大,在随后的40°～70°之间旋成体侧向力系数变化规律与无喷流的趋势相似.当细长旋成体进行侧向控制时由于沿侧向的喷流所产生的直接力使得攻角范围在0°～20°之间和大于45°时有喷流的旋成体侧向力系数绝对值要比无喷流时大,但是攻角在25°～40°之间时旋成体...     

二维湍流与弱激波相互干扰的数值模拟研究

数值研究了二维各向同性湍流与弱激波相互干扰的问题。得到了当湍流马赫效不同时,弱激波在湍流中的传播所发生的变化;给出了激波之后湍流速度脉动的方差随时间变化的趋势,并且通过其增幅在不同空间方向上的差异,揭示了激波之后湍流场的各向异性;同时分析了激波之后湍流动能的增幅和密度脉动方差的增幅对于湍流马赫效和激波马赫效各自的依赖情况。研究表明：湍流马赫效和激波马赫效在湍流与激波相互干扰的过程中起到了决定的作用。通过数值研究,初步得出了二维各向同性湍流与弱激波相互干扰问题的某些规律和特性,这对于进一步理解和研究湍流与激波相互作用的规律及其内在机理具有重要意义。     

正向爆轰驱动高焓激波风洞的数值模拟

对充满氢氧可燃气体、带扩容腔的正向爆轰驱动的激波风洞进行了数值模拟。计算采用了欧拉方程,频散可控耗散差分格式（DCD）和改进的二阶段化学反应模型。在扩容腔附近采用二维轴对称计算模型,而在驱动段和被驱动段的直管道部分则采用一维计算模型。本文分析了爆轰波在管道中的传播、反射和绕射过程。计算结果表明扩容腔的尺寸对爆轰波的传播、反射、汇聚等起着决定性的作用;带扩容腔的正向爆轰驱动的激波风洞能够得到平稳的持续时间较长的气流,提高了实验的精确度和可重复性。     

空化、超空化流动的数值模拟方法研究

基于结构化网格,运用可压缩流N—S方程及k-ε湍流模型对流场进行求解,在低压区域引入一种基于混合密度函数的空化模型对轴对称体的空化、超空化流动进行了数值模拟．通过将半球圆柱的计算结果与实验数据和前人的计算结果进行对比,验证了所发展的数值方法的可靠性．最后,采用非定常的数值方法,研究了钝头体射弹的空化、超空化流动特性,并模拟了其超空泡的发展过程．     

跨音速翼型反设计的一种大范围收敛方法

求解跨音速翼型的反设计问题时,传统的梯度型方法一般均为局部收敛. 为增大求解的收敛范围,依据同伦方法的思想,通过构造不动点同伦,将原问题的求解 转化为其同伦函数的求解,并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率,进而构造 出一种具有较高计算效率的大范围收敛反设计方法. 数值算例以RAE2822翼型的表面压力分 布为拟合目标,分别采用B样条方法, PARSEC方法及正交形函数方法等3种不同的 参数化方法,并分别以NACA0012, OAF139及VR15翼型为初始翼型进行迭代计 算. 计算结果证明,该方法适用于多种参数化方法,且具有较好的计算效率,从多 个不同的初始翼型出发,经较少次数迭代后, 均能与目标翼型很好地拟合,是一种高效的大范围收敛方法.     

激波诱导燃烧流场模拟的无网格算法

发展了基于无网格方法的激波诱导燃烧流场数值模拟算法. 该算法采用二维多组分Euler方程,在点云离散的基础上采用曲面逼近计算空间导数,引入多组分HLLC （Harten-Lax-van Leer-contact） 格式计算无黏通量,运用四阶Runge-Kutta 法进行时间显式推进,化学动力学采用有限速率反应模型. 对不同预混气体中的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟,结果同相关文献吻合较好,验证了算法的正确性.     

三维内埋式弹舱流动特性及形状影响数值分析

采用多块结构化网格生成方法,基于三维雷诺平均 N-S 方程和 SST k-ω湍流模型,模拟了三维内埋式弹舱的流动特性.通过改变弹舱各壁面的倾角及宽深比,分析其对弹舱流动特性的影响,并研究了前缘锯齿对气动特性的影响.计算结果表明,在适当范围内:增大弹舱后壁倾角、减小侧壁倾角、增大宽深比可以改善弹舱流动特性;舱门前缘增加锯齿,有明显的减阻效果.     

射流元件控制通道流动的三维数值模拟

针对一种射流元件控制通道的复杂结构 ,采用分块对接技术和网格“融合”技术生成计算网格 ,并运用五步显式格式的 Runge-Kutta法和多重网格法对含全 N-S方程、RNG k-ε湍流模型和两层分区壁面模型的流动模型进行数值求解。通过对控制通道内部流动的数值模拟和流场特性分析 ,提出了改进方案     

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.     

脱体涡流型的数值计算

本文在回顾空气动力体大迎角脱体涡流场数值计算的发展过程之后,详细讨论了各种势流计算模型。      

钝锥三维粘性绕流背风面分离的数值模拟

本文将作者在文献[1]中提出的方法推广应用于求解三维可压缩 N-S 方程和简化 N-S 方程,并对近似因式分解法应用于三维问题的稳定性进行了分析。指出,对二维问题原无条件稳定的格式,经近似因式分解后仍是无条件稳定的;对于三维问题,原无条件稳定的格式经普通近似因式分解后所得到的格式可能是不稳定的或条件稳定的。利用系数矩阵分裂法所得到的近似因式分解格式可仍是无条件稳定的,只要适当加大分裂后的系数反差即可。 文中给出了钝锥超音速三维粘性绕流结果。得到了背风面分离的流动图像,物面压力值与实验值吻合。     

大迎角细长体绕流背涡结构与气动特性分析

结合实验成果，对大迎角细长体绕流结构及其气动特征进行了分析。利用势流理论，探讨了大迎角下非对称侧向力沿物体轴线的变化特征与分离背涡结构之间的关系，得出截面侧向力系数沿轴向呈现正弦型曲线的变化特征是由轴向旋涡不断脱落所形成的多涡系统诱导的结果。对于三涡以上的多涡系统中，对称的物面压强分布并非一定对应对称的涡结构。     

翼型大攻角状态下表面吸气驻涡增升的数值模拟实验

用数值模拟方法给出了翼型大攻角状态表面吸气后绕翼型流动的某些新现象并对流场的特性进行了机理性研究,其中包括吸气对翼型背风面分离涡的驻涡增升作用;吸气孔位置对流场的影响;不同吸气强度以及间歇式吸气的增升效应。数值模拟的出发方程为N-S方程,差分格式为Beam-Warming格式。数值实验表明:(1)吸气可有效地提高翼型大攻角状态下的升力;(2)在一定吸气强度下吸气可使翼型背风面上涡的非定常脱落现象消失从而起到驻涡作用;(3)吸气孔位置在翼面的中部附近增升效果较好;(4)在一定范围内吸气强度越强其升力越高;(5)间歇式吸气也可提高平均升力,但引起升力的波动。     

平面可压基频涡卷非线性演化行为数值研究

采用高精度迎风/对称紧致混合差分算法,对可压自由剪切层转捩区中的几种典型展向大尺度涡作用型态进行了直接数值模拟,通过施加给定来流条件下的线性最不稳定黏性基频扰动及其亚谐扰动,以被动守恒标量技术给出了基频涡卷的饱和、撕裂、融合以及三涡对并等细节结构。分析显示,亚谐振动相差是促生基频涡卷不同非线性演化过程的重要因素之一,可对扰动量的发展变化,以及剪切层厚度和混合效率产生直接影响,计算结果同实验流动显示图像十分相似,表明了主导线性扰动的非线性耦合效应与一些实际涡作用行为间的内联系。     

三角翼大迎角不可压粘流的数值模拟

研究了人工压缩法拟压缩性系数β的选取，采用函数形式的β有效地加速了收敛过程．采用求解不可压Ｎ－Ｓ方程，对三角翼大迎角绕流进行了数值模拟，得到了与实验吻合很好的结果．分析和讨论了大迎角旋涡流动的复杂物理现象     

三角翼的双襟翼控涡作用的数值模拟研究

对装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的７４°后掠三角翼的不可压缩流场作了数值模拟,以研究襟翼的旋涡控制作用．数值模拟是用拟压缩性方法求解一般曲线坐标系下的三维不可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,时间离散用向后Ｅｕｌｅｒ差分,空间无粘项的离散用二阶迎风ＴＶＤ格式,所得的离散方程用对角化形式的近似隐式因子分解格式求解．湍流模型用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数模式．计算了三种平面形状的机翼在迎角范围为１０°～５０°的绕流和气动特性．计算和实验的比较表明,襟翼向下偏转可以推迟旋涡破裂,且对提高机翼的减阻能力、升阻比和改善失速前后的气动特性有明显效果,双襟翼具有更佳的控涡效果．     

跨音速大迎角绕流的Euler方程数值模拟

采用保角变换与代数方法相结合，生成全场统一的贴体、正交Ｏ－Ｈ型网格．采用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，模拟具有歼击机外形的全机及翼身组合体大迎角跨音速绕流．计算表明，法向力系数、气动中心位置及压力分布的计算结果与实验结果吻合良好