基于非结构网格的燃面推进算法

根据惠更斯波传播原理,构建了一种在通用CFD软件的非结构网格系统上直接计算燃面推进的数值方法。该方法将燃面对应的计算网格面作为一系列平面波源,利用网格几何关系对边界节点奇异性进行判定,通过所有平面波源影响区域的叠加求解新的燃面位置。数值实现过程中,根据节点奇异性和波源影响区域以三维矢量运算得到节点的推进矢量。结合网格的重分,在通用CFD软件环境中实现了燃面的推进,所用数值算法具有良好的精度。另外,对三维动态内弹道模拟中燃面计算的稳定性和精度等问题进行了研究。     

降落伞网格剖分技术研究

降落伞几何建模和网格剖分是降落伞流固耦合数值仿真的基础。文章建立了包括伞衣主体、径向带、伞顶孔和底边加强带的降落伞精细几何模型,并基于软件开发平台VS2010使用C++语言设计并实现了针对该几何模型的网格自动剖分器。该剖分器采用约束Delaunay剖分算法,具有良好的理论基础、生成的网格质量(quality)高,满足降落伞数值仿真对网格质量的要求;并提供接口可将顶点和网格信息导入到商用软件中做进一步求解分析。实验证明,使用文中网格剖分器生成的网格,不但网格单元质量优于使用商用软件生成的网格,而且在网格单元质量相似的情况下,网格单元数量相对较少。同时,该网格在数值仿真中表现良好。     

降落伞稳定下降阶段流场的数值模拟

随着计算流体力学 (CFD)和结构有限元分析法的兴起 ,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文中采用有限体积法求解不可压流的N -S方程 ,采用Spalart-Allmaras(SA)模型作为湍流模型 ,以模拟降落伞稳定下降阶段时的流场特性。流场的计算结果与实验数据基本一致 ,这表明该方法对降落伞的分析是有效并且可行的     

降落伞稳定下降阶段流场的数值模拟

随着计算流体力学(CFD)和结构有限元分析法的兴起，精确描绘降落伞力学特性成为可能。文中采用有限体积法求解不可压流的N—S方程，采用Spalan-Allmaras(SA)模型作为湍流模型，以模拟降落伞稳定下降阶段时的流场特性。流场的计算结果与实验数据基本一致，这表明该方法对降落伞的分析是有效并且可行的。     

过渡区DSMC数值模拟的一种自适应当地时间步长新方法

采用优化的DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性。对建立在流场网格和物面网格耦合基础上的三维复杂流场DSMC通用程序进行了变时间步长的优化设计,发展了一种自适应当地时间步长新方法,根据网格内仿真分子的碰撞数,自动调整网格中进行仿真分子运动和碰撞计算的时间步长,有效地提高了程序的计算效率。对比计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、热分布参数,证明了自适应当地时间步长新方法大幅度缩短了流场稳定所需的CPU时间,并且不降低流场模拟结果的精度。     

高超声速飞行器复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案

采用DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性.提出了一种对飞行器物面网格与DSMC计算域网格分别标识,进行高超声速复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案,通过判断模拟分子与表面碰撞来完成飞行器物面网格与DSMC计算域网格间的信息传递和信息存贮,对于复杂外形飞行器的精确描述的物面网格不需做进一步处理,直接应用于不依赖于飞行器外形的DSMC计算的通用子程序中.对物面网格的标识、分子的运动及与表面碰撞的判断、流场量的采集的实施方法和细节进行了分析和讨论.仿真计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、气动力矩和气动热参数,证明了采用的方案和技术的有效性.     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹快速、高精度优化

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题，提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题，从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面，引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数，提高NLP的求解效率；另一方面，提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布，使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度，从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题，仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上，研究了滑翔飞行器的再入落点区范围，进一步检验了该方法的有效性。     

轴对称降落伞稳定下降阶段的流场特性

文章根据降落伞的特点,通过3点假设(伞衣的薄膜假设、降落伞的轴对称假设和流场的定常 假设),将三维复杂流动问题,转化成二维轴对称问题,以节约计算时间。然后,建立轴对称降落伞的流体力 学计算模型,利用数值模拟手段,求解RNG(Renormalization Group)k-epsilon湍流模型下的N—S方程组,获 得与有关单位试验相吻合的计算结果。分析发现带顶孔的轴对称降落伞绕流和亚临界状态下带中心孔的 圆球绕流,在尾流区拓扑结构上几乎完全一致。结果表明建立的轴对称降落伞模型,能够揭示降落伞流场 的本质特性,为进一步研究降落伞流场的流动机理和流固耦合问题打下基础。     

基于ALE方法的开缝降落伞充气过程研究

为了解某型空投救生伞(平面圆开缝)的开伞特性,文章对其充气过程进行了数值模拟研究。建立了降落伞结构以及流场的计算力学和数值仿真模型,并利用任意拉格朗日-欧拉耦合方法计算得到了流固耦合作用下有缝降落伞的伞衣投影面积和充气过载的数值结果;同时给出了伞衣外形的三维变化结果及流场衍变特性。仿真结果验证了任意拉格朗日-欧拉有限元方法对于开缝型降落伞充气过程数值计算的收敛性和有效性,可用于降落伞试验的模拟和技术验证。     

基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型

发展了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。着重探讨了基于CFD／CSD耦合计算的Volterra核辨识方法。CFD／CSD耦合计算采用了一种简单的动网格快速生成方法，气动网格与结构网格节点间的物理信息交换采用一种改进的CVT方法。通过与CFD／CSD直接计算的结果对比，表明非定常气动力Volterra级数模型是一种效率高、精度好、能描述非线性、便于使用的降阶模型，特别适用于预测结构做非定常运动下的非定常气动力。     

喷管射流流场及噪音的数值模拟

利用大涡模拟(LES)对喷管超音速高温射流流场进行了三维非稳态数值模拟,根据流场的湍流特性确定声源,选取积分面,利用FW-H方程计算远场观测点的声强,最后与相关文献中的试验结果进行对比.结果表明,该方法得到的计算结果与试验结果较吻合,但由于网格限制,远场的高频声谱存在一定的误差.     

燃气源控制气流绝热热流数值模拟

提出了一种新的求解复杂稳态全速度统一流场的方法,即先采用PISO算法计算一假想的非稳态流场用以获得一时间点上的流场参数分布,然后将这一时间点上的流场参数作为初场,用SIMPLE算法进行稳态流场的计算,进而得到较满意的收敛结果。用这种方法计算了某燃气源控制气流在假定固体壁面为绝热边界的条件下的三维热流流场,得到了流场的各参量分布情况,并与冷流的计算结果进行了比较分析。     

轴对称降落伞稳定下降阶段的流场特性

文章根据降落伞的特点，通过3点假设（伞衣的薄膜假设、降落伞的轴对称假设和流场的定常假设），将三维复杂流动问题，转化成二维轴对称问题，以节约计算时间。然后，建立轴对称降落伞的流体力学计算模型，利用数值模拟手段，求解RNG（Renormalization Group）k-epsilon湍流模型下的N-S方程组，获得与有关单位试验相吻合的计算结果。分析发现带顶孔的轴对称降落伞绕流和亚临界状态下带中心孔的圆球绕流，在尾流区拓扑结构上几乎完全一致。结果表明建立的轴对称降落伞模型，能够揭示降落伞流场的本质特性，为进一步研究降落伞流场的流动机理和流固耦合问题打下基础。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。     

一种求解轨迹优化问题的改进多分辨率技术

针对轨迹优化多分辨率技术可能发生细化遗漏或者细化失败的缺陷，设计了一种改进多分辨率技术。该方法通过在每次网格细化迭代过程中增加两层高分辨率节点并且引入节点检测算法，确保在轨迹的非光滑区域能够高效、持续地细化网格。针对原始多分辨率技术的初始网格的节点数目存在二进限制的弊端，定义了一种新的广义二分网格，使得多分辨率技术的初始网格节点数目可以为任意奇数。采用多个轨迹优化算例验证了本文方法的有效性并且与其它方法进行了对比。此外，仿真结果还表明，网格充分细化对目标函数影响不大，但是能够更加准确地满足路径约束和终端状态约束。     

基于代理模型技术的返回舱外形优化

针对返回舱再入过程中需要满足的复杂气动力热务件,在典型高超声速条件下以升阻比和阻力系数为目标,以驻点热流和容积率为约束条件进行返回舱外形多目标优化设计。气动特性分析采用基于三维Navier-Stokes方程和结构网格的计算流体力学数值仿真（CFD）方法,采用Fay-Riddell经验公式计算驻点热流,采用NSGA－II优化算法进行全局寻优,为了增强多目标优化设计的计算效率,利用Kriging代理模型替代CFD计算,并引入改进的EI函数加点策略,大大减少了构建代理模型时所需的样本点数目。优化计算结果表明,代理模型计算结果与CFD计算结果误差可以控制在7％以内,基于代理模型技术的优化过程可以节省95％以上的计算开销。因此,该方法能够较好地满足初步设计的要求,为返回舱外形优化提供有益的借峪。     

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。     

某型超声速半流伞气动热及气动特性研究

多用途飞船返回舱将以自旋方式半弹道再入大气层。返回舱再入飞行过程中,在超声速段存在第二个配平点,有可能出现姿态翻滚的情况。为避免返回舱姿态的不确定引起减速伞的开伞故障,返回舱配备了一个稳定伞,该稳定伞采用半流伞型,开伞高度约为26km,开伞时伞船系统Ma=3.0。因此,该降落伞面临非常严重的气动加热情况。文章基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法,验证了简化模型的可靠性,并对二维模型进行仿真,得到了降落伞及流场的速度分布、压力分布、温度分布。可以看出:相同高度下,随着速度值的增大,流场的动压值也是在增大的;相同马赫数下,随着高度的降低,流场的动压值也在增大;伞衣内表面温度始终是要高于外表面温度,且伞面温度最高的区域都处于伞顶口附近的伞带内表面上。     

RBCC发动机性能分析模型改进方法研究

对已有RBCC发动机性能分析模型的改进方法进行了研究。采用最小吉布斯自由能法,建立了一次火箭燃烧室热力计算模型,并采用冻结流假设进行喷管热力计算;针对以H2O2(L)/JP-10(L)为推进剂的一次火箭进行了热力计算,并与CEA和CHEMKIN等化学热力学软件计算结果进行了对比校验,验证了所建模型计算结果的准确性。建立了采用CFD软件求解二维Euler方程的后体性能分析方法,并基于CFD软件提供的接口函数和PYTHON脚本技术设计了后体自动性能分析流程,自主实现了后体流场分析过程的几何造型、网格划分、边界定义、CFD求解器设置、CFD方程求解及性能参数计算。     

推力室三维适体网格生成

运用“抛物”化了的椭圆型方程,从推力室内壁开始迭代计算,逐层向中心推进,通过对推进方向和边界条件的约束,实现了由边界上的网格分布和推进方向直接控制内邵网格,大大缩短了网格生成所需计算机时,使生成的网格具有良好的正交性和合理性。