激波-边界层-分离流相互干扰三维湍流的数值模拟

本文采用数值方法求解时间相关三维可压缩雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组,模拟激波—边界层—分离流相互干扰三维湍流流动。湍流模型为Ｂａｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数模型,改进后用于三维内流问题。采用单元中心有限体积法离散流场控制方程,ＶａｎＬｅｅｒ矢通量格式计算无粘通量,中心差分法计算粘性通量,ＬＵＳＧＳ时间推进格式计算定常流场。本文以二元跨音速扩压器内三流动为算例,数值模拟较强激波—边界层—分离流相互干扰维湍流流动,并与实验结果进行了比较。数值模拟结果,在激波强度、分离点位置和再附点位置等方面,与实验结果吻合较好。     

管内正激波/湍流边界层干扰的数值模拟

本文采用时均Ｎ－Ｓ方程和Ｂａｌｄｗｉｎ／Ｌｏｍａｘ代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。计算与实验结果的比较表明，方法可准确地预测激波结构，激波与边界层干扰区流动特征，激波位置、激波前马赫数和壁面压力分布等。     

高速粘性绕流的有限体积TVD格式

本文通过求解Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,解决二维超声速及高速声速流动问题。通过采用坐标交换技术,可以方便地将有限体积ＴＶＤ格式应用到各种形状的流动问题中,各种典型算例的计算表明该方法数值计算稳定,捕捉激波分辩率高,能很好地模拟超声速和高速超声流动中激波反射及激波与边界层的干扰等各种复杂流动现象。湍流计算中采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ湍流。数值结果与实验结果及理论解的对比令人满意。     

三维湍流高速进气道内外流场的高效高分辨率解

本文提出一种高效、高分辨率求解三维复杂流场的隐式算法，并成功地用于求解高速进气道内外流场的三维、可压缩、雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组，获得了三个工况五种流场的三维数值解；与有关实验数据比较，结果令人满意。这种算法由Ｊａｍｅｓｏｎ－Ｔｕｒｋｅｌ的ＬＵ分解法和张涵信ＮＮＤ格式的数值通量耦合而成，湍流采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ模型。大量数值计算表明，该算法能捕捉到复杂的激波系，有较好的激波     

运用GAO-YONG湍流模型对扩压器内跨声速流动的数值模拟

运用GAO-YONG可压缩湍流方程组,采用同位网格SIMPLE算法,对扩压器跨声速流动中的二维激波/湍流边界层干扰现象进行了数值模拟。将计算得到的流场的时均参数与实验值进行比较,数值模拟结果在激波强度、壁面压力分布以及分离点和再附点位置等方面,与实验值吻合较好,表明GAO-YONG可压缩湍流方程组能够比较准确的模拟较强激波/湍流边界层干扰流动,从而进一步为GAO-YONG湍流模型的正确性及其在可压缩流场模拟方面的适用性提供了佐证。     

扩压器内跨音速湍流的数值模拟

采用Johnson-King非平衡代数雷诺应力湍流模型(J-K模型)和Baldwin-Lomax零方程湍流模型(B-L模型),数值模拟较强激波/边界层相互作用时扩压器内的分离流动。计算结果与实验值进行了比较,表明J-K模型比B-L代数湍流模型可较好地计算出分离流动的再附点位置,并且可更好地计算出激波强度和沿流程的压力分布,仅增加很少的计算量,并更易推广应用于三维湍流问题的数值模拟。      

块结构的MUSCL算法求解三维进气道流场

本文将ＭＵＳＣＬ格式扩展为三维算法,并用于湍流流场的数值模拟。通过求解超声双斜楔压缩面流动,得到了含有激波、嵌入激波、剪切流和湍流边界层等流动特征的复杂流动结构,数值解与实验数据吻合得很好。文中将此算法与块结构网格技术相结合,使之能求解具有三维复杂几何形状的流场。并应用该算法模拟了Ｆ－１６战斗机进气道在５种典型飞行状态下的三维湍流流场,计算结果清楚地揭示了这些情况下的三维流动现象,得出了进气道的性     

火箭燃气喷流的数值和实验研究

通过数值计算和实验,研究了２１和９火箭发动机燃气喷流流场。数值计算采用激波高分辨率、二阶精度ＴＶＤ格式,得到包括射流边界、桶形激波、反射激波、Ｍａｃｈ盘和滑移线的清晰的流谱。实验测试应用Ｆ－Ｐ激光干涉仪和自动测压系统,得到流场Ｆ－Ｐ干涉照片和压强分布。计算结果与实验结果符合较好     

激波（爆炸波）与物体相互作用的数值模拟

给出了在二维和三维条件下激波（爆炸波）与物体相互作用的一些典型计算结果，概括总结限激波管中实验的有效性正加 提出了改进数值方法（包括差分格式，网络系统），发展三维光学定量可化技术和进一步非定常湍流的建议。     

数值模拟二维喷管激波/湍流附面层干扰流动

采用可压缩性修正两方程湍流模型,数值模拟了3种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波/湍流附面层干扰流动,对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波/湍流附面层干扰流动的时均参数和脉动参数,无分离和有分离的激波/湍流附面层干扰流动的基本规律。      

二维非均匀射流遇障碍时波系的变化

本文研究了非均匀射流在二维管道内的钝头体绕流问题。所采用的Godunov格式适合于不规则区域上双曲守恒系统的流场计算,数值计算的结果给出该流场的主要特征和激波结构,对于认识这一物理现象和了解波的运动规律是有帮助的。     

高超声速球锥粘性激波层压力分裂法数值求解

本文将压力分裂法引入细长钝体高超声速粘性激波层数值求解中,较好地解决了这种流场远后身部分的推进求解问题。针对非解析球锥体绕流数值求解的困难,作者提出了实用型初始激波形状计算方法,达到了简化数值求解步骤,提高数值计算效率的目的,数值求解结果与实验结果相符合。     

轴流压气机特性计算及激波模型研究

为快速准确预估轴流压气机特性和激波损失,基于轴流压气机S2流面流线曲率法,分别采用正激波模型和改进的双激波模型,对某型2级跨声速风扇特性进行数值模拟计算,得到了100%设计转速近设计点与99.76%设计转速近堵塞点的总体性能和气动参数,以及95%、100%和110%设计转速的特性曲线。通过将计算结果与试验数据进行对比,分析研究了各激波损失模型在激波损失预估和风扇/压气机特性计算方面的差异。分析结果表明:在跨声速风扇/压气机近设计点激波损失和特性参数的计算中,正激波模型损失径向分布计算结果接近试验值,总压比和总效率计算值分别较试验值约低1.96%和2.54%,模型能够满足工程需要。而在近堵塞点,改进的双激波模型总损失计算值更接近试验值,总压比计算值和试验值很吻合,总效率计算值比试验值约高7.28%。改进双激波模型的不同转速线效率特性曲线也明显更接近试验值,模型能够较准确地预测远离设计点激波损失和特性参数。     

一种修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性

将一种基于多维修正的Osher通量运用于高阶加权紧致非线性格式(WCNS)中,该修正通量主要在垂直于激波面的界面上增加耗散,能够改善Osher通量的激波捕捉稳定性,同时对边界层和接触间断的分辨率影响非常小。对修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性进行研究,通过数值模拟测试了基于Osher通量的WCNS的激波稳定性、热流预测精度、边界层模拟能力、激波边界层干扰模拟能力,并与Steger-Warming通量和Roe通量进行了对比。结果表明修正后的Osher通量比Harten修正的Roe通量具有更好的激波捕捉鲁棒性,而边界层、驻点热流值和激波边界层干扰的模拟则明显优于Steger-Warming通量。上述结果说明了基于修正的Osher通量的高阶WCNS具有较好的激波捕捉特性、热流预测精度和边界层计算能力。     

超临界碳氢燃料的射流特性研究

针对未来先进航空发动机的超临界燃油喷射混合问题,采用纹影法对超临界正十烷(n-decane)/正戊烷(n-pent ane)混合物在静止环境中的射流激波结构进行试验,同时采用理论分析的方法研究了射流的相变途径和流量特性。纹影照片显示,在试验工况下射流在喷口附近呈现出马赫波等激波结构,燃料的压力是激波结构的主要影响因素。理论分析表明:在混合物的临界点附近,燃料压力较高时更有可能导致相变。由于物性的不同,大分子与小分子碳氢燃料的相变途径存在一定的差异,小分子燃料在喷射过程中更容易发生冷凝。采用1维等熵计算方法可以较精确地计算高温高压碳氢燃料的流量。     

超临界翼型跨声速激波振荡数值模拟

应用DES(detached eddy simulation)方法研究了SC(2)-0714超临界翼型跨声速自维持激波振荡现象.使用的DES方法预测了激波在翼型上表面的周期性运动,分析了雷诺数对激波运动的减缩频率、平均激波位置、脉动压力系数等非定常特性的影响.结果表明:雷诺数对激波振荡运动特性的影响呈非线性关系;而雷诺数为6×106时的激波振荡运动特性与雷诺数分别为15×106及30×106时的特性存在明显差异.      

联合使用激波捕获—拟合法求解激波间断的跨声速流场

吸取激波捕获和激波拟合两种方法各自的优点,发展了一种求解有激波的跨声速流场的方法,并对回转叶栅中定常跨声速流场做了计算。计算中,通过捕获法确定初始激波位置,然后经反复修正,拟合出确定的流场通道激波。计算表明,这种方法可自动获得清晰的激波,流场中气流各参数分布合理。这一方法可适用于复杂边界和不同进口M数,计算时间仅比势函数方法多一倍左右。     

压气机叶栅中的激波附面层相互作用

压气机叶栅中激波附面层相互作用是十分复杂的问题,由于相互作用引起分离是决定跨音速压气机性能的重要因素之一。然而迄今为止,尚未深入进行过压气机叶栅激波附面层相互作用的研究,发表的文献极少。作者经过计算和分析,说明压气机叶栅流中主要的相互作用形式是叶栅槽道中激波和湍流附面层的相互作用。作者通过分析指出,研究压气机叶栅激波附面层相互作用,不能直接应用Pearcey分离准则。作者并提出了适用于压气机叶栅的分离准则的函数关系为f(M_1,p_1/p_(L.E.),P_(r.E.)/p_2,Re_0)=O。     

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。     

几种超声速非常规压缩系统的研究

根据斜激波和膨胀波理论,数值计算得到给定非常规压缩型面所形成的弯曲激波型面和壁面静压分布,同Fluent计算结果进行比较。应用Fluent软件,计算了等压力梯度设计非常规曲面压缩二元进气道、常规等熵压缩二元进气道和三楔压缩二元进气道设计点性能。研究结果表明:数值计算得到的弯曲激波型面与Fluent计算结果吻合较好。等压力梯度设计的非常规压缩型面壁面静压均匀上升,有利于防止壁面附面层分离;其压缩面长度比等熵压缩面缩短21.6%,减轻了进气道的重量。