三维Euler方程非结构自适应网格投影和光顺技术研究

研究了三维Euler方程非结构自适应网格的投影和光顺技术.以ONERA M6机翼为计算模型,非结构网格为计算网格,守恒变量的范数为自适应加密准则,对采用一般自适应计算策略得到的网格和数值结果进行了分析,并发展了一种考虑网格投影和光顺的自适应计算策略.数值试验结果表明:通过对自适应所生成网格的投影与光顺,实现了自适应计算过程中的几何保真性,获得了相对光滑的压力分布曲线.     

非交错网格求解传热及流体流动

在非交错网格系统上提出了一种新的以控制容积为基础的有限差分方法，来求解传热及流体流动问题。为了避免压力棋盘问题，压力梯度采用偏迎风压力离散格式进行处理，以保持压力－速度的耦合。利用本算法对数值传热的典型问题进行计算，并将计算结果与采用交错网格的PHOENICS通用程序所得结果相比较，二者吻合甚好。     

叶片安装角槽式轮毂处理的三维数值模拟

采用三维定常不可压Ｎ－Ｓ方程对叶片安装角槽式的轮毂处理的叶栅通道进行了数值模拟,分析了叶片安装角槽式的轮毂处理的扩稳机理,在计算中采用了非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ算法,并解决了因使用非交错网格离散方程而带来的压力场振荡的抑制问题,紊流模型采用ｋ－ε两方程模型。     

三维分块非结构化网格上的可压缩流计算方法

提出了分块非结构化网格生成方法,通过子块划分、子块网格划分、整体网格拓扑连接生成可局部加密的分块非结构化网格,既具备了非结构化网格对复杂区域的处理能力,又避免了分块结构化网格块间信息传递的复杂计算过程.通过将密度修正值引入压力修正方程,发展了非结构化网格上可压缩流动的SIMPLE算法.对孤立翼型及透平叶栅的流动进行了数值计算,压力系数、速度、折转角的数值结果与已有的实验值吻合较好,验证了数值方法的精度.      

加权梯度限制器在节点DG格式中的应用

在使用节点间断Galerkin (DG)方法求解存在激波的流动问题时,为抑制Gibbs效应导致的非物理振荡,对一种加权梯度限制器进行研究,在二维非结构网格上对定常欧拉方程求解.限制器以原始变量作为限制对象,对其梯度进行限制,以加权形式进行重构.对翼型的跨音速流场、超燃冲压发动机内流场和前台阶模型流场进行模拟,结果表明限制器能很好抑制间断解附近的非物理振荡,有效避免计算中断,体现了DG格式精度高、对间断捕捉敏感的特点.     

基于浸入式边界法的振荡转子叶片数值模拟

对于流固耦合问题,传统的数值模拟方法由于需要不断的网格重构使得问题变得复杂,本文通过利用浸入式边界法建立了在单一坐标系和网格下求解振荡转子叶片的快速计算模型,从而避免了传统方法中由于需要不断地重构贴体网格造成的数值模拟的复杂性。为了验证该方法的正确性,分别对低KC(Keulegan-Carpenter)数下的振荡圆柱和两自由度振荡圆柱进行了数值模拟,计算结果与以往的试验结果和数值结果吻合得很好,证明了浸入式边界方法的可靠性。在此基础上,对振荡转子叶片进行了数值模拟。结果表明折合速度和叶栅稠度是影响振荡转子叶片的重要因素。并且,值得注意的是这种耦合过程并没有生成贴体网格,因此大大减小了计算时间,这样可以更加快速、准确地模拟真实的叶栅流动情况。     

消除粘性项高阶离散数值振荡的半结点-结点交错方法

通常的粘性项处理方法是连续两次采用结点型中心差分格式求得.但是,通过两次采用高阶结点型中心格式求得的粘性项易在流场中的"间断"附近产生数值振荡.本文采用多种格式,通过求解一维Burgers方程来充分展示了这种振荡现象.为了消除这种数值振荡,一种半结点型的高阶紧致格式被用来求解粘性项.Fourier频谱分析表明,这种格式具有非常优越的保频谱性能.一维和二维的数值计算结果表明,通过"半结点-结点"交错采用这种半结点型格式的方法可以非常有效地避免粘性项高阶离散可能导致的数值振荡.     

高阶精度间断Galerkin有限元方法研究

在二维非结构网格上,对高阶精度间断Galerkin有限元方法求解跨音速欧拉方程进行研究。运用间断有限元理论,采用施密特正交化多项式基函数对流场解进行近似描述,使用HLLC近似黎曼解方法计算网格单元边界处的数值通量,积分项通过高斯积分求解,时间推进采用经典四步Runge-Kutta方法,并引入斜率限制器,抑制数值振荡。对NACA0012翼型跨音速无粘流动进行数值模拟,数值结果表明：间断Galerkin有限元方法具有较高的精度,较小的数值耗散和较强的激波捕捉能力。     

自燃推进剂火箭发动机稳态燃烧过程的数值模拟

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧过程的流场参数。     

基于非结构网格的不可压N-S方程多矩有限体积法

提出了一种基于三角形及四面体非结构网格的有限体积法(FVM),用以鲁棒且精确地求解不可压粘性流动问题.与传统的FVM方法仅将体积分平均值(VIA)作为计算变量的做法不同,本文提出的方法将VIA及点值(PV)同时作为计算变量并在每个迭代步进行计算更新.VIA以通量形式进行计算以确保数值守恒,PV可以通过控制方程的不同形式进行求解更新,无需守恒,因此可以采用非常高效的方法进行求解.将PV作为增加的变量使得紧致网格模板得以实现更高阶精度的重构,而且由此获得的数值模型对于非结构网格变得更鲁棒.本文针对二维/三维的三角形/四面体非结构网格提出了数值格式,给出了几个基准测试算例,验证了本文提出的数值方法在采用非结构网格求解不可压粘性流动问题时的精确性和鲁棒性.     

应用流固耦合数值方法研究机翼的射流减振技术

采用流固耦合的数值计算方法研究了NACA 0 0 15翼型在大迎角 ( 15°～ 6 0°)范围的颤振 ,以及在翼型背部部分引入射流的减振技术。在流体区域用高精度、高分辨率算法求解Farve平均的Navier Stokes方程 ,在固体区域用四阶Runge Kutta法求解振动方程 ,并且每一个时间步后都在两个区域之间传递边界条件。计算结果表明在翼型背部引入适当射流会降低翼型的振动 ,并提高升力。但如果引入射流的速度过高 ,会在叶背处形成新的分离流 ,升力反而会下降     

一种包含运动边界的高精度流场数值计算方法

为了准确快速地模拟运动边界的流场,提出一种反馈力源形式的包含运动边界的非定常流场数值计算方法。该方法采用完全正交的网格,以反馈力源作用点的运动来模拟边界的运动。采用物理量及其各阶导数在边界两侧的突跃修正中心差分格式,使之达到二阶精度,以此离散求解二维不可压Navier-Stokes方程。并且提出了与运动边界相适应的反馈力源构造方法及对边界上速度进行插值的方法。基于此数值计算方法,对低雷诺数的圆柱绕流、静止流体中的振荡圆柱以及昆虫振翅运动的二维非定常流场进行了数值计算,计算结果与以往的数值及实验结果非常吻合,表明本文方法与Peskin的浸入式边界方法在处理运动边界问题时具有同样的高效率,且精度高于浸入式边界方法。     

中心线偏置隔离段内激波串振荡特性

采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性,分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明:出口总压最大值对应激波串前缘最小位移,出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡,在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下,中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时,在同一反压条件下,大扩张比（如37%）隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段.      

动态畸变下轴流压缩系统失稳判别的统一准则

对动态畸变条件下多级轴流压缩系统气动失稳判别进行了详细的数值分析。基于动态压缩系统模型，发展了一种动态畸变下轴流压缩系统失稳判别的统一准则。应用新准则分别对进口动态温度、动态压力及动态动力—温度组合畸变下的多级轴流压缩系统的气动稳定性进行了预测分析。通过与实验结果的定性比较，给出了相应进气条件下压缩系统可能失稳的首发级。     

Self-sustained shock oscillations on airfoils at transonic speeds

Self-sustained shock wave oscillations on airfoils at transonic flow conditions are associated with the phenomenon of buffeting. The physical mechanisms of the periodic shock motion are not yet fully understood even though experiments performed over fifty years ago have demonstrated the presence of oscillatory shock waves on the airfoil surfaces at high subsonic speeds. The unsteady pressure fluctuations generated by the low-frequency large-amplitude shock motions are highly undesirable from the structural integrity and aircraft maneuverability point of view. For modern supercritical wing design with thick profiles, the shock-induced fluctuations are particularly severe and methods to reduce the shock wave amplitudes to lower values or even to delay the oscillations to higher Mach numbers or incidence angles will result in expanding the buffet boundary of the airfoil. This review begins with a recapitulation of the classical work on shock-induced bubble separation and trailing edge separation of a turbulent boundary layer. The characteristics of the unsteady pressure fluctuations are used to classify the types of shock-boundary layer interaction. The various modes of shock wave motion for different flow conditions and airfoil configurations are described. The buffet boundaries obtained using the standard trailing edge pressure divergence technique and an alternative approach of measuring the divergence of normal fluctuating forces are compared to show the equivalence. The mechanisms of self-sustained shock oscillations are discussed for symmetrical circular-arc airfoils at zero incidence and for supercritical airfoils at high incidence angles with fully separated flows. The properties of disturbances in the wake are examined from linear stability analysis of two-dimensional compressible flows. The advances in high-speed computing make predictions of buffeting flows possible. Navier–Stokes solvers and approximate boundary layer-inviscid flow interaction methods are shown to give good correlation of frequencies and other unsteady flow characteristics with experiments. Finally, passive and active methods of shock oscillation control show promising results in delaying buffet onset to higher Mach numbers or incidence angles, thus enhancing the transonic performance of airfoils.     

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

某型航空发动机环形燃烧室火焰筒声学模态分析

燃烧不稳定不仅影响航空发动机的工作稳定性,而且还是造成燃烧室火焰筒薄壁结构声振耦合疲劳破坏的重要原因.燃烧不稳定性的非稳态运动与燃烧室火焰筒的固有声学振型密切相关,因此对燃烧室火焰筒进行声学特性分析具有重要意义.为此建立了航空发动机环形燃烧室火焰筒声学有限元模型,分析了燃烧室火焰筒的声学特性.分别对常温常压下和高温高压下燃烧室火焰筒的声学模态进行了分析,获得了相应的声学固有频率和振型,为发动机燃烧室结构抗疲劳设计提供了参考.     

基于HLLC格式的理想MHD方程数值模拟

针对理想MHD(magnetohydrodynamics)方程数值求解困难的问题,基于原始的HLLC (Harten-Lax-Van Leer Contact wave)近似黎曼解方法,发展出一种新的适用于理想MHD问题的通量计算格式。控制方程采用有限体积法离散,时间推进采用隐式的LU-SGS（lower-upper symmetric Gauss-Seidel）格式,并且采用双曲型散度清除技术来抑制磁场散度的累积。通过一维激波管问题的数值模拟表明,HLLC-MHD格式能准确的分辨并捕捉复杂的磁流体力学波系结构,保证数值计算的精度,最大的数值计算误差不超过10%;通过二维的Rotor问题的数值模拟研究表明,HLLC-MHD格式能够应用于多维理想MHD问题的数值模拟,并且能够准确捕捉多维情况下磁流场中的阿尔文波;通过对比有、无散度清除的Rotor问题计算结果表明,双曲型散度清除技术可以将磁场散度峰值从50降低到2,有效抑制高磁场散度区域的散度累积,同时也会将误差传播到低散度区域,并且引起边界处散度的累积,影响计算的稳定性。      

汽心泵特性分析与计算方法

本文给出汽心泵压头特性、汽心变化、泵内水力损失、集流器内压力分布和径向力等主要特性的计算法和程序,可估算新泵初始设计的特性、亦可对现有泵的特性近似计算。     

粘性不可压流动压力修正的有限元计算

将ＳＩＭＰＬＥ方法压力修正思想应用于有限元方法，对粘性不可压缩流动的ＳＵＰＧ有限元方程，建立将压力与速度分离，进行压力修正迭代的计算格式；对典型算例进行多个Ｒｅ数的层流，湍流计算，显示此方法具有良好的收敛性和精度。