高超声速湍流直接数值模拟技术

概述了近年来国内外高超声速湍流直接数值模拟(DNS)技术方面最新的研究进展,主要集中在高精度、高鲁棒性数值方法方面,同时也介绍了近年来典型的高超声速湍流DNS算例。在数值方法方面,主要介绍了高精度激波捕捉格式以及保持计算稳定的数值技术,重点是WENO格式及高阶保单调格式的最新进展。在高超声速湍流DNS算例方面,介绍了压缩性影响、壁温影响、真实气体效应以及高超声速转捩等方面的DNS研究。此外,还简要介绍了作者开发的可压缩高精度计算流体力学软件OpenCFD。     

NNW-HyFLOW高超声速流动模拟软件框架设计

NNW-HyFLOW在国家数值风洞（NNW）工程支持下,由风雷开源软件提供基础框架支撑,将建设成为基于结构/非结构混合网格,面向高超声速应用领域的国产自主工业CFD软件,具备高温气体热化学非平衡效应模拟及其相关气动力、气动热和气动物理特性计算分析等主要特色功能。本文从框架设计、数据结构、耦合方法、并行计算方法以及接口设计等方面对软件设计思想和框架特点进行了介绍,给出了求解器采用的理论模型、核心数值算法及其实现方法,结合HEG风洞试验、RAM-C飞行试验、Electre飞行试验以及航天飞机OV102飞行试验等典型算例开展了数值模拟。研究表明：NNW-HyFLOW具有底层代码复用、功能兼容性好、扩展能力强和接口灵活等优点,其当前测试版本已经具备了较好的高超声速非平衡流动数值模拟能力,在热化学非平衡效应及其影响的气动力特性、气动热环境和等离子体分布特性预测与评估方面,具有较高的数值计算精准度,初步满足了高超声速复杂飞行器高温非平衡流动数值模拟的需求。     

高阶气体动理学格式在湍流数值模拟中的应用

本文回顾了高阶气体动理学格式在湍流数值模拟中的应用。与传统的Riemann求解器相比,气体动理学格式可以提供时空耦合的演化过程,这对发展高精度格式十分重要。因此,基于两步四阶时间离散和高精度WENO重构,发展了具有四阶时间精度的气体动理学格式。该格式有更高的数值精度和稳定性,并且具有更好的处理复杂流动问题的能力。目前,两步四阶格式已经成功地应用到低雷诺数湍流直接数值模拟和高雷诺数工程湍流RANS模拟中,包括低速槽道湍流、超声速均匀各向同性衰减湍流、二维亚声速翼型湍流和三维跨声速翼身湍流等。数值结果表明该格式对湍流直接数值模拟和湍流RANS模拟具有高数值精度和高数值稳定性。下一步将利用高阶气体动理学格式研究更具有挑战性的可压缩湍流问题,例如超声速湍流边界层和激波边界相互作用等。     

LENS风洞试验返回器模型气动热特性模拟

国家数值风洞高超声速流动模拟软件HyFLOW的研制对打破国外同类软件的技术壁垒具有重要意义。与国外DPLR软件进行了对比研究，同时系统介绍了HyFLOW软件求解器的数值方法、物理化学模型以及壁面催化特性计算模型等主要方法，采用典型算例对有限催化模型进行了数值验证，最后基于LENS风洞试验146 mm返回器标模外形开展了高超声速气动热特性数值模拟。研究结果表明，HyFLOW软件在高超声速热化学非平衡流动模拟与评估方面的气动力计算精度高，与国外同类软件DPLR相当，同时其壁面催化条件下的气动热计算精度可靠，可信度高。     

高超声速复杂气动问题数值方法研究进展

高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。     

高超声速计算中的气体动理学格式

回顾了高超声速连续流部分的计算流体力学(CFD)方法,总结了近些年兴起的气体动理学格式。阐述了该格式的构造机制,强调了将物理规律直接用于构造数值方法的思路。结合一些应用实例,例如激波相互作用、激波边界层相互作用以及边界层分离等高超声速问题,说明了这种构造思路给数值模拟带来的优点。从高超声速的发展历程来看,气体动理学格式的构造过程包含了更基础的物理规律,而且具有多尺度的特性。这些特性有助于研究复杂的高超声速问题。介观或者微观角度直接构造数值方法的发展趋势为高超声速计算工具指出了可能的发展方向。     

高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟

对高超声速热化学非平衡钝体绕流进行研究,发展了高温热化学非平衡条件下的高超声速气动热数值模拟方法。采用二阶精度迎风TVD格式的N-S方程有限体积法多块结构网格求解器,考虑了空气5组分及化学非平衡效应的影响,对组分生成源项及振动能源项采用了点隐式的处理,提高了计算效率。对球锥模型和RAM-CII飞行实验等算例进行了数值气动热模拟,分析了不同非平衡模型在热化学非平衡条件下流场的影响。计算结果表明建立的数值模拟方法具有较高的精度。     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

一种适用于热流计算的改进WENO格式

数值格式是影响高超声速热流数值计算准确度的主要因素之一.根据高超声速流场的特性合理的控制了数值黏性,对WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式进行了改进,使其适用于高超声速热流计算.研究结果表明:改进后的格式在捕捉激波时具有良好的激波辨率,在壁面附近尽量减小了数值黏性,提高了格式的黏性分辨率.数值试验也表明了这种改进算法的有效性.      

二维过渡区喷流干扰流场的DSMC/EPS仿真

应用DSMC／EPS混合算法，数值模拟过渡区有RCS横向喷流干扰的二维有限平板高超声速流场，分析了流场结构、分离形态及物面气动系数分布等特性。结果表明，不同：Knudsen数下，喷流干扰流场存在差异，过渡区中的稀薄气体效应得以体现，证明了DSMC／EPS混合算法是研究稀薄，连续混合区域高超声速流动的有效方法。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用，以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象，采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型，空间离散采用高精度通量限制型紧致格式，时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程，并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩；通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析，获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理，为后续研究工作奠定了基础。     

高超声速飞行器界面多相催化数值研究进展

随着未来临近空间高超声速飞行器高速度、长航时新需求的提出,飞行器高温流动与热防护系统相互作用凸显,引发极端力学、热学条件下气固界面多相催化等高温界面效应。回顾了高超声速飞行器中界面多相催化理论建模和数值研究历程,重点综述了界面多相催化的给定速率系数模型、含微细观特征的唯象模型、基于微观理论模拟的跨尺度模型的研究进展。总结了作者团队在飞行器界面多相催化效应建模、机理和应用相关方面的研究结果。结合未来飞行器减重、增程、保形的设计需求,进一步提出了国内后续研究的重点方向,以期支撑热防护系统轻量化、低冗余设计。     

A survey on numerical simulations of drag and heat reduction mechanism in supersonic/hypersonic flows

Along with the survey on experimental investigations drawing attention to the drag and heat reduction mechanism, the authors simultaneously focus on the recent advances of numerical simulations on the schemes applied to supersonic/hypersonic vehicles. The CFD study has evolved as an irreplaceable method in scheme evaluation and aircraft optimization. Similar to our previous experimental survey, the advances in drag and heat reduction schemes are reviewed by similar kinds of mechanism in this article, namely the forward-facing cavity, the opposing jet, the aerospike, the energy deposition and their combinational configurations. This review article puts an emphatic eye on the flow conditions, numerical methods, novel schemes and analytical conclusions given in the simulations. Further, the multi-objective design optimization concept has also been illustrated due to the observable advantages of using CFD over experimental method, especially those performances conducted in drag reduction and thermal protection practice, and this would possess reference value in the design of aircraft system.     

燃气喷射推力矢量喷管气固两相流数值模拟

利用Euler-Lagrangian方法模拟了固体火箭发动机燃气喷射推力矢量喷管气固两相内流场,研究了固体颗粒对喷管推力矢量性能的影响.气相采用Roe格式和MUSCL (monotone upstream-centred schemes for conservation laws)插值进行空间2阶迎风离散,时间推进采用隐式时间格式;固体颗粒相采用随机轨道模型计算颗粒轨迹,并与气相进行双向耦合.结果表明:固体颗粒的存在使弓形激波强度增强,但降低了推力矢量角和推力系数;颗粒质量分数相同时,粒径越大,推力矢量角和推力系数越大;颗粒直径相同时,颗粒质量分数越大,推力矢量角和推力系数越小.      

固体发动机喷管内两相流的有限元数值模拟

本文给出了固体发动机喷管内两相流的数值模似。从非守恒型两相流甚本方程出发,采用加权积分技术,导出了离散点的流动物理量的有限元数值计算公式。数值模拟分别与JPL喷管的两相流壁面静压分布测量结果以及与差分法计算结果作了比较,比较结果表明:二者是吻合的。本文还以中型喷管为例,计算了粒子的轨迹,粒子的速度滞后和燃气的温度滞后,计算结果表明;入口粒子冲击角对粒子轨迹有明显的影响。     

单次扫描空间推进算法在高超声速流动中的适用性研究

通过高超声速流动的三个典型算例,研究单次扫描空间推进(SSPNS)算法计算高超声速流场气动力、气动热的精度以及适用范围.结果表明:①在楔角不大于15°,流动无流向分离的情形下,用SSPNS算法计算压缩楔板流动是可行的;②对绕圆锥流动的计算表明,SSPNS算法对横向分离的模拟是值得信赖的;③对于12°攻角以内的小攻角绕翼流动,SSPNS算法的精度与时间迭代法基本一致;④空间推进法计算速度较时间迭代CFD(计算流体动力学)方法提高1～2个数量级.      

基于IPDG方法的超声速混合层流动数值模拟

为了满足超声速混合层高精度模拟需求,实现了基于内罚方法的间断伽辽金(IPDG)方法数值模拟.通过将黏性通量作为辅助变量使得Navier-Stokes方程降阶,并利用间断伽辽金方法进行空间离散,最后采用Newton-Krylov隐式方法对空间半离散方程进行时间推进.相对于有限体积法数值精度提高到了 3阶.将该方法应用于对...