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。     

用空间推进算法模拟高超声速进气道流场

在有限体积法框架下，采用空间推进算法SSPNS（Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）求解抛物化NS方程（即PNS方程），在流向采用LU—SGS隐式积分，而横向无粘和粘性通量则分别采用AUSM系列格式和中心格式计算。用该方法对1个二维高超声速进气道和2个三维高超声速进气道流场进行了数值模拟，得到的流场波系结构、壁面压力及传热系数分布与文献中相关数值解和实验数据基本一致，表明SSPNS法能够准确地模拟超燃冲发动机进气道内的高超声速流动。对比研究表明，SSPNS法与求解FNS（Full Navier＼lStokes Equations）方程的传统时间迭代法相比，二者计算精度相当，而SSPNS计算速度快1～2个量级，存储量至少低1个量级。本文的研究为CFD在超燃冲压发动机部件及一体化优化设计中的集成，以及大型高超声速工程流动的高效计算，打下了良好的基础。     

高超声速飞行器外形热流密度分布计算的高精度方法研究

为提高高超声速条件下飞行器表面热环境的计算精度,发展了高精度算法WCNS-E-5,并开展了热流密度分布的数值计算研究.该算法采用的是五阶精度加权显式非线性格式,结合四阶精度的二阶偏导数差分近似、四阶精度的边界格式,同时还对网格偏导数及温度梯度也离散为四阶精度.通过求解三维Navier-Stokes方程,数值研究了高超声速飞行器外形如钝锥和双椭球体的物面热流密度分布.模拟结果表明,这种保证全流场高精度的WCNS-E-5得到的流场图像清晰、真实.与通常的二阶算法MUSCL对比,WCNS-E-5具有更高的流线分辨率,获得的热流密度更接近于实验测得分布.     

吸气式高超声速飞行器动力学特性分析

吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。     

再入三维高超声速粘性流场的数值模拟

基于三维可压Favre质量加权平均N-S方程，采用B-L湍流模型模拟了高超声速条件下，球头双锥再入体周围的流场特征。利用一种改进的时间、空间二阶精度的NND格式，再现了超声速／高超声速条件下再入体周围的复杂流动现象，分析、对比了层流和湍流流场流动现象的差别。     

大钝体三维粘性流场数值模拟

本文用有限差分法数值求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了高超声速绕大钝头倒锥体的三维粘性流场。来流Ｍ∞＝７．０，Ｒｅ∞４．５×１０５，差分格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。给出了包括复杂三维分离流动现象在内的流场结构，及其整体物面压力分布。研究了攻角对流场的影响，发现在一定攻角以后，流场结构发生很大的变化。     

高超声速化学平衡流辐射流场数值解

本文用数值方法研究了高超声速大钝头体绕流辐射流场。采用粘性激波层控制方程和平衡化学反应气体模型。辐射部份包括连续辐射和线辐射。采用切平板辐射输运模型解决了空间推进的问题，计算结果表明：辐射传热与飞行器再入飞行速度，高度及头部半径密切相关，在计算的条件下，当再入速度小于７．６公里／秒时，辐射传热的影响可以忽略，当再入速度为１１公里／秒左右时，辐射传热可以与对流传热相比拟。当再入速度更大时，辐射传热远     

基于响应面模型的二维高超声速进气道优化

建立了二维高超声速进气道的响应面模型,样本点设计矩阵采用拉丁超立方试验设计法构造,样本数据通过二维粘性NS方程计算高超声速进气道流场来获得。基于进气道响应面模型,对进气道进行了多目标优化,优化后进气道在设计态和非设计态时均提高了总压恢复系数、流量系数和压升比,但也增大了阻力系数,总体上进气道综合性能有明显改善。计算表明,基于响应面模型的优化策略,能够满足进气道流道优化对计算精度和计算量的要求。运用多学科设计优化软件框架iSIGHT作为建模和优化的辅助工具,提高了优化设计的实现效率。     

机身头部构型对高超声速飞行器气动-推进性能的影响

采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器内外流场进行了数值仿真研究.离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,对飞行器机身头部进行了改型研究.分析了机身头部长细比对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火3种不同的工作状态下气动-推进性能的影响.结果表明,当飞行器机身头部长细比较大时,飞行器的气动.推进性能较好,为下一步的改进工作提供了参考.     

高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究

以平板上直立平无限谪圆柱体为研究对象，采用和Ｒｏｅ三阶通量差分分裂格式求解雷诺平均Ｎ－Ｓ方程，数值模拟研究了高超声速且壁面有传热条件下三维流流场的激波边界层干扰特性，物面压力分布计算值与值吻合良好，数值模拟结果可见圆柱上游分离区流场是一个马蹄形五涡结构且存在有二次分离激波，这是一种值得深入研究的流动新现象。