关于三维Navier—Stokes方程的粘性项计算

借助于张量分析和张量计算，在贴体曲线坐标系下本文讨论了不同求解变量导致了粘性项个数上的重大差异和不同大小的计算量，并提出了便于粘性计算的最佳形式。文中借助于有限体积离散技术，通过引进两个对称辅助矩阵[A]和[B]，使粘性项的计算量大大减少，这对完成三维粘性流的数值计算具有重要的指导意义。借助于上述方法，本文完成了某型真实进气道两种工况的三维粘性Navier-Stokes方程计算（即M∞=3.0,a=0°和设计工况M∞=2.65,a=0°），获得了满意的全场结果；对于M∞=2.65的设计工况。同实验数据作了比较，符合良好。由于本文的方法明显的减少了粘性项的计算量且节省了大量内存，以致于使三维流场的N-S求解能在普通微机上进行。     

Navier—Stokes方程粘性项的有限体积离散法研究

Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程粘性项的有限体积离散法研究封建湖西北工业大学应用数学系［摘要］：三维Ｎ－Ｓ方程是描述真实气体流动的非线性偏微分方程组，如何快速准确地计算其粘性项至关重要。这不仅因为粘性项的计算量非常巨大，而且粘性项对急剧变化的流动梯度的...     

有侧滑角椭圆弹身大攻角状态绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了椭圆细长体在大侧滑角、大攻角状态下的流动特性。数值模拟的出发方程为三维可压缩流的全Ｎ－Ｓ方程，数值格式为ＴＶＤ格式。通过数值模拟，研究了椭圆截面细长体在Ｍ∞＝２．５、侧滑角β＝４５°状态下，攻角从１０°￣３５°范围内流场中的分离特征。     

用空间推进法来解钝锥三维粘性绕流

本文将文献［１］中提出的方法推广应用于三维可压缩Ｎ－Ｓ方程，文中给出了钝锥超声速三维粘性绕流的结果。得到了背风面分离的流动图画，计算结果与实验相吻合。     

三维层流分离的N—S方程隐式上风格式数值模拟

数值模拟了绕半圆球柱M∞＝1．2，a＝19°的粘性分离流和涡流．用隐式LU－SGS及Roe的通量差分分裂格式数值求解了薄层N－S方程，分析计算了所得的流场结构，包括物体背风面的涡流及三维分离方式，计算结果同实验结果定性及定量吻合很好，另外，还用流动拓扑理论分析了计算所得的流场形态。     

再入飞行器迎风面边界层转捩的数值预估

基于求解三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,首先数值预估了高超声速三维流动的边界层特性;采用已有的高超声速三维边界层转捩准则,即在转捩位置Ｒｅθ／Ｍｅ＝常数,以及通过修正由ＯＮＥＲＡ提出的代数转捩模型,建立了预估三维边界层转捩的半经验数值技术并应用于三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的求解。利用ＨＡＬＩＳ模型及相关的实验数据,首次进行了在Ｍ∞＝６时不同雷诺数及迎角的验证试验。预估结果表明：在不考虑     

超声三速角翼背风区旋涡运动的数值模拟

本文采用杂交通量分裂的ＮＮＤ格式模拟了Ｍ∞＝１．９５、Ｒｅ＝９．５×１０５，α＝１０°、２０°的三角翼绕流流场，结果揭示了超声速旋涡沿其自身轴线的发展规律，当旋涡轴向速度为超声速且处于顺压区时，涡轴附近的横截面流线向外转，而由机翼前缘尖点处发出的截面流线向内卷，它们之间存在极限环。数值结果与张涵信的拓扑分析结果完全一致。     

钝体化学非平衡粘性流数值模拟

用有限差分法求解Ｎ Ｓ方程,数值模拟了二维钝楔头部和近尾迹非平衡化学反应流场。模拟条件为Ｍａ∞＝２５,飞行高度ｈ＝７０ｋｍ,半楔角θ＝２０°,钝度比为０６０;气体组分为７个组元,共１１个化学反应式。头部流场结果与已有计算结果符合较好。在Ｍａ∞＝２５条件下,底部近尾迹较大区域内具有较高的温度和较大的电子密度,且下降趋势缓慢。     

用低雷诺数k-ε湍流模型计算涡轮叶片的对流换热

考虑压力面强顺压梯度及吸力面逆压梯度对Ｓｃｈｍｉｄｔ Ｐａｔａｎｋａｒ低雷诺数湍流模型进行改善,使之能用于模拟涡轮叶片上的对流换热情况。计算了６种涡轮叶片的１８个工况。参数范围是：出口雷诺数Ｒｅ２＝０５６×１０６～２７３×１０６;来流湍流度Ｔｕ∞＝０８％～８３％;平均壁温与气流温度比Ｔｗ／Ｔ０＝０６７～０８２。结果表明,在叶片上的传热计算与实验符合得很好     

强迫振动法求解偏航阻尼导数

求解了非定常薄层近似Ｎ－Ｓ方程模拟强迫振动条件下的非定常扰动流场,并在Ｅｔｋｉｎ定义下给出偏航阻尼导数Ｃηγ－Ｃηβｃｏｓα的计算方法和数值积分公式,还给出Ｍａ＝１０,α＝９．８４７°,１９．６８°下的计算结果。     

基于黏性伴随方法的跨声速机翼气动优化设计

 进行了基于黏性伴随方法和Navier Stokes方程的跨声速机翼气动优化设计研究。分别推导了适用于三维跨声速机翼气动反设计和减阻设计的黏性伴随方程、边界条件和梯度求解表达式，并研究了伴随方程的数值求解方法。通过将网格生成、流场计算、黏性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合，发展了一种跨声速机翼气动优化设计方法。为了提高计算效率，将多重网格方法应用到方程的数值求解中来加速收敛。跨声速机翼反设计和减阻设计算例验证了本文所发展的方法的正确性。采用本文的方法进行优化设计，一般通过20~30次迭代就能得到满意的结果。     

气动静/动稳定性的相关性及粘性滞后时间的研究

风洞试验证实,物体的气动静稳定性和气动动稳定性之间,存在着反向演变现象。研究表明,它主要是绕流的粘性效应诱导的气动量和它们对物体姿态运动的时间滞后引起的,并且,该气动量中的静稳定性粘性诱导量和动稳定性诱导量之间是负相关的。本文给出了相关分析以及粘性诱导量之间的负相关模式,并用作者得到的风洞动态试验结果证明了上述负相关模式的实在性。此外,还根据上述风洞试验结果,计算了粘性动态相关因子Ｋｄ与粘性滞后的     

小振辐振荡圆柱诱导的二次旋涡流动

本文给出充满粘性不可压缩流体时同心圆柱间内柱作小振幅振荡所诱导的二次旋涡流动的解析解,对典型的柱径比给出容器外边界对二次旋涡流动流线、涡量分布和动能分布的影响。给出了等涡量线和等动能线分布的鞍点。采用数值求解非定常Stokes流动考察了二次旋涡流动的发展过程。二次定常旋涡流动的显示实验表明,解析解、数值计算和实验显示所示流谱基本一致。     

自适应笛卡尔网格超声速黏性流动数值模拟

复杂外形/流场的高质量网格的生成往往需要占用大量人力资源,而自适应笛卡尔网格方法能够自动化生成高质量网格,具有很好的工程实用价值和应用前景。基于笛卡尔网格方法,采用叉树数据结构进行数据的存储和访问,分别从几何特征和流场解特征出发进行网格的自适应加密和粗化,发展了一种二维情况下自动、高效的自适应笛卡尔网格生成方法。从浸入边界方法出发,结合虚拟镜像对称方法和曲率修正技术进行黏性物面边界条件的处理,同时建立了多值点问题的处理技术,发展了一种在笛卡尔网格下可有效模拟黏性物面边界条件的方法。针对自适应笛卡尔网格非均匀的特点,发展了悬挂网格的处理方法,并构建了适用于自适应笛卡尔网格的黏性数值求解器。通过典型算例的考核,验证了所发展的自适应笛卡尔网格生成技术和构建的数值求解器具有较高的精度和可靠性。     

考虑辐射的化学平衡流驻点线解

本文用数值方法求解了化学平衡的高超声速粘性激波层驻点线流场。考虑了辐射和质量引射对流场的影响。辐射模型采用线和连续谱模型。文中讨论了引射率、头部半径、来流速度对壁面传热的影响。与有关文献结果比较表明,本文的方法是可行的。     

粘性量子流体动力学模型的一个极限

粘性量子流体动力学模型来源于物理学,具有一定的实际意义和理论价值,是半导体研究中的重要组成部分.粘性量子流体动力学模型是由电子密度,电流密度所满足的两个守恒方程和Poisson方程所组成的.一维稳定状态的粘性量子流体动力学模型是本文的研究对象.此模型在有物理意义的狄利克雷边界条件下的一个极限(Inviscid极限)的存在性是我们的研究目标.     

翼型动失速问题研究

本文对俯仰振荡和快速上仰翼型的非定常动失速问题进行了计算研究。对绕流流场采用了高效率的分区精确数值模拟的研究方法,保证了计算结果的精度,大大节省了对非定常粘性流动至关重要的计算机时。文中单独划出前缘驻点区,对形成前缘动失速旋涡的前缘附近区域的流场进行精确计算。算例显示了动失速流场的形成、变化过程及其对气动特性的影响,计算结果和实验的比较是满意的。     

双柱振动诱导定常整流旋涡流动的实验研究

本文用流动显示实验研究圆形静止不可压缩粘性流体域内以圆心对称布置的双柱作同频同相小振幅振动时诱导的Ｓｔｏｋｅｓ层外的定常整流旋涡流动。实验表明,串列双柱当柱间距足够大时整流流谱呈八涡结构。当间距很小或为零时上涡结构。双柱的斜置有利于整流旋的合并,并柱间距接近至一定范围时,整流流动呈三维特征。振幅的减小和频率的降低使流动易出现三维现象。     

NND格式在航天飞机头部段N—S方程求解中的应用

本文采用实质上为二阶精度的无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)求解了非定常的二维和三维完全N-S方程,对类似于航天飞机头部外形的超声速粘性气体绕流流场进行了模拟。在计算中,使用了代数网格生成技术,对脱体激波采用了装配法。作为验证算例的二维圆柱绕流计算结果同文献[4]的数据进行了比较。二维凹陷外形绕流的计算结果同无粘流结果进行了对比,由于粘性流动出现了分离,二者的壁面压力是有差异的。最后,对三维外形的绕流也进行了模拟,计算结果提供了流场的细节。     

复杂外形气动力计算的阻力修正方法

基于气动力计算的位流线化理论,发展了一种亚音速附面层阻力修正方法。采用联合流场求解方法获得复杂外形的表面压力分布,在此基础上,将绕复杂外形物体沿流向面元划分为片条,在片条上,把三维附面层转换为二维附面层,对二维附面层进行数值求解,得到附面层粘性阻力修正。算例表明,该方法计算量小,与实验和N-S数值解结果吻合较好。为复杂气动外形飞行器初期设计、方案选型及评估提供了较为理想的工程设计手段。