非定常欠膨胀射流的间断有限元模拟

采用间断有限元方法对非定常欠膨胀射流进行了数值模拟,将二维守恒方程的间断有限元方法发展到轴对称Euler方程,对欠膨胀射流问题进行了数值计算。计算结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉到包括激波、滑移线、涡环和多级马赫盘等复杂流场结构,与实验照片反映的流动特征吻合较好。此外,两个马赫盘的位置与其他数值结果和实验测量结果吻合很好,表明该方法具有很好的鲁棒性,对非定常欠膨胀燃气射流的数值模拟是有效的。     

超声速化学反应流场迎风格式数值模拟及并行计算

基于有限体积迎风格式对超声速燃烧流场进行了的数值模拟.由于超声速燃烧流场绕流的复杂性,要求对多组分Euler/N-S方程求解的数值模拟方法应具有较高的计算精度及效率.本文引用辅助点方法建立了具有空间二阶精度的van Leer迎风矢通量分裂格式,并应用于超声速燃烧流场绕流的数值模拟.化学反应为氢气/空气十反应模型,采用考虑了化学反应特征时间的当地时间步长显式Runge-Kutta时间推进格式.对钝头体模型爆轰现象、后向台阶氢气喷射及二维内外流超声速燃烧流场模型进行了区域分裂技术的并行计算.计算结果与参考文献作了对比,得到了满意的结果.     

纹影流动显示技术在超声速射流数值模拟验证中的应用

为了研究总压探针测量方法在欠膨胀超声速射流中的可行性,论文采用非结构网格有限体积法对含探针和不含探针的射流流场进行数值模拟,并通过对两个计算结果的比较,给出这种测量方法的参考性评价。为了证明数值方法及计算结果的可靠性,给出了口径6mm的喷嘴、粗1.3mm总压探针在压比4的流动条件下纹影流场显示和总压探针测量等实验结果。     

AUFS格式在多组分反应流场模拟中的应用

对AUFS格式进行了讨论,并将其应用于高超声速多组分化学反应流场的数值模拟.超声速燃烧流场复杂性使得发展基于非结构网格的高精度逆风格式数值求解方法成为必然.本文中控制方程为轴对称多组分Eu-ler方程,空间分裂采用基于非结构网格的有限体积逆风格式AUFS方法,时间推进为考虑了化学反应特征时间效应的显式5步Runge-Kutta方法.化学反应模型采用经典的H2/Air的7组分8反应模型.对钝头体激波诱导亚爆轰及超爆轰流场进行了数值模拟,得到了与实验及文献相符合的计算结果.     

利用三角形突片改善冲击换热特性的计算与实验

运用数值计算方法对射流孔上加三角形突片和不加突片的射流冲击冷却在不同的冲击间距、不同的射流雷诺数下的流动和传热过程进行了三维数值模拟,并采用红外热像仪测试技术对加装突片后的射流冲击冷却进行了热像显示试验,揭示了突片对改善冲击换热特性的影响.研究结果表明,本文的计算结果与实验特征是基本吻合的.     

基于WENO-分段线性格式的旋翼流场数值模拟

为了降低二阶JST(Jameson-schmidt-turkel)格式导致的数值耗散,发展了一套适合于格心格式的基于加权本质无振荡(Weighted essentially non-oscillatory,WENO)-分段线性格式的旋翼流场数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕旋翼的网格系统,主控方程选择Navier-Stokes(N-S)方程。为了更加有效地对桨尖涡等流动细节进行捕捉,在笛卡尔背景网格上采用七阶Roe-WENO格式计算对流通量;在桨叶贴体非结构网格上采用二阶精度的Roe-分段线性格式计算对流通量。时间离散采用了高效的双时间隐式LU-SGS(Lower upper symmetric Gauss-Seidel)方法进行时间推进。最后,应用上述方法对悬停状态的C-T(Caradonna-tung)旋翼和Helishape 7A旋翼进行了数值模拟,将数值计算结果与实验数据进行了对比,计算值与实验值吻合较好;并将桨尖涡模拟效果与二阶JST格式的模拟效果进行了对比。对比结果表明:本文方法能有效对旋翼流场进行计算,且在相同计算条件下,WENO-分段线性格式能够更有效地捕捉旋翼涡流场的流动特性,表明在计算旋翼涡流场时WENO-分段线性格式相比传统二阶JST格式具有更低的数值耗散。     

超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题（包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等）,以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果（包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等）。     

边界条件对三维空腔流动振荡的影响

基于全隐式无分裂方法,数值求解三维非定常雷诺平均的N av ier-S tokes方程,紊流模型采用修正的B-L代数模型。运用此方法,本文数值模拟了三维开式空腔的超声速、跨声速、亚声速流动。研究了空腔口处剪切层的非定常运动现象,着重探讨了入口边界条件对三维空腔流自持性振荡的影响。数值计算结果表明,与层流速度型相比,入口条件为紊流速度型和特征边界型得到的结果能够吻合。     

不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔 斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好。     

环形激波聚焦流场特性的间断有限元方法(英文)

针对环形激波聚焦时产生的高温、高压特性,采用间断有限元方法对环形激波在同轴圆柱形激波管内的聚焦流场进行了数值模拟。为了验证采用方法的有效性,首先对经典激波管问题进行了求解,计算结果与解析解吻合很好。其次,对入射激波马赫数为2.0到5.0的环形激波聚焦流场进行了计算,获得了环形激波在圆柱形激波管内聚焦过程的气动特性。模拟结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉激波聚焦过程形成的绕射、反射和聚焦等主要流动特征,而且在聚焦点附近,数值解具有较大的梯度变化,表明该方法对间断解具有较强的捕捉能力。最后比较了网格尺度对聚焦点峰值压力的影响。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5~7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

爆炸波与超声速运动物体相互作用的数值研究

针对在弹道靶及爆炸波装置上完成的实验,用数值方法来研究在比热为常数和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用.为了准确模拟爆炸波,首先通过有限体积法求解轴对称N-S方程计算了爆炸波流场,分析比较了数值干涉图和实验干涉图以及数值计算和实验得到的三个截面的密度分布曲线.其次以获得的轴对称流场为爆炸波初场,采用重叠网格技术,通过有限体积法求解三维层流N-S方程数值计算了在比热为常值和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用,得到了数值干涉图并与实验得到的干涉图进行了比较,分析了爆炸波对飞行物体表面压力的影响.     

轴对称进气道外罩跨音速非守恒型全位势流AF3算法

本文针对轴对称进气道外罩跨音速绕流问题的特点,采用了贴体坐标网格;并对这类网格拓扑构造了三种Baker的隐式近似因式分解AF3有限差分迭代算法。通过理论分析与数值实验,找到了既能计算亚临界情形,又能计算超临界情形的AF3格式;并就此格式讨论了适合于进气道绕流特性的AF3迭代格式中间变量的提法,具体提出了格式实施的相应方法,研制了可供分析任意轴对称进气道外罩跨音速特性的计算程序。由于采用了任意曲线坐标系上的轴对称非守恒型全位势方程适合于用不同方法生成的计算网格,因此,本文的工作还有可能进一步推广到计算更复杂的轴对称进气道跨音速绕流问题。计算表明,本方法收敛快,结果好。     

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。     

非正交曲线坐标湍流族流的数值模拟

对锥形燃烧室的冷态流场进行了数值模拟，采用Ｔｈｏｍｐｓｏｎ的非正交贴你坐标系统，用坐标变换的方法处理锥形燃烧室曲线壁面边界，用ＳＩＭＰＬＥ算法求解连续方程和Ｎ－Ｓ方程。亲流模型采用工程上常用的ｋ－ε模型。还运用贴体坐标系统数值研究了不同旋流数和不同进口紊流动能对湍流旋流流动的影响，并与实验结果相比较获得较满意的结果，对新型燃烧室的设计提供了理论依据。     

下击暴流出流段非稳态风场的大气边界层风洞模拟

为在风洞实验室中实现大尺度下击暴流出流段风场模拟，基于平面壁面射流方法，设计制作了一套下击暴流出流段非稳态风场的模拟装置。通过增加壁面射流喷口及风机，得到下击暴流的水平平均风速竖向剖面。采用快开阀门形成非稳态的突变风场，与安德鲁斯空军基地下击暴流实测数据对比，对模拟装置进行了验证。结果表明:设计的基于壁面射流的下击暴流模拟装置能够有效模拟下击暴流出流段风场；在稳态条件下，装置能够形成较为均匀的二维平面壁面射流流场，在完全发展区域，能够得到与典型下击暴流竖向平均风速剖面较为吻合的结果；采用非稳态的壁面射流装置，能够得到非常接近实际下击暴流的时变平均风速。     

高频射流噪声测量及修正方法研究

为了提高射流远场噪声高频测量的精度，基于严格的射流噪声模拟试验装置，采用试验测量的方法，对影响射流噪声高频测量的因素进行了系统研究。具体研究包括传声器指向性、传声器频率响应特性、传声器保护罩、传声器本底噪声以及空气吸声效应等因素对射流噪声高频测量的影响。对各影响量进行了试验对比及量值分析，给出了射流噪声高频测量及修正的建议和方法。通过试验对比研究，给出了射流噪声远场测量边界的建议。     

气固两相自由射流的瞬态流场研究

为深入了解气固两相流的瞬态特性，对出口内径为10mm的气固两相自由射流流场进行了PIV实验研究，同时应用Fluent软件对其进行了数值计算加以对比。对实验和数值计算的气固两相速度场和固相浓度场的分析发现，气固两相射流中，固相的分散度小于气相，两相间存在明显的滑移速度；固相粒子集中在射流轴线附近，在射流中的扩散小于气相。