CO2中速度5~7 km/s自由飞圆球流场参数的实验测量和数值模拟

为研究火星进入条件下的非平衡流动特性，在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所弹道靶上测量了CO₂中针对火星探测器进入速度范围5~7 km/s条件下的自由飞圆球的激波脱体距离。实验数据基于阴影法测量，并将其与数值计算结果进行对比，进一步计算了实验流场温度和组分分布等流场参数。一般认为激波脱体距离随来流速度升高而呈单调减小趋势，但研究结果表明:实验状态下，圆球飞行速度约5.5~7.0 km/s的范围内，圆球激波脱体距离随飞行速度升高而增大；采用Park的双温度非平衡模型和5组分6反应的CO₂化学反应动力模型可基本再现本文自由飞圆球激波脱体距离的实验测量数据；根据计算结果推测，本实验状态下自由飞圆球波后靠近激波一侧区域的流场主要处于热化学非平衡状态；当来流速度在约5.5~7.0 km/s的范围内时，流场组分CO开始发生显著离解，是引起圆球激波脱体距离在该速度范围内随速度升高反而增大的可能原因。     

CO2中激波脱体距离的弹道靶实验测量和数值计算

在中国空气动力研究与发展中心超高速所超高速弹道靶进行了CO₂条件下圆球和火星着陆巡视器模型的激波脱体距离测量实验，为数值模拟提供验证依据。实验模型为φ10mm圆球和头部半径12.5mm的着陆巡视器模型。圆球模型的飞行速度为2.122~4.220km/s，靶室压力为2.42~12.30kPa；着陆巡视器模型的飞行速度为2.802km/s，对应靶室压力为1.836kPa。实验数据与采用双温度非平衡模型计算的结果进行了对比。得到以下结论:采用双温度非平衡模型能够较准确地再现模型头部激波脱体距离；根据计算结果推测绕模型流动主要为非平衡流动；需补充更高模型飞行速度（>5km/s）的实验数据，验证CO₂中更高流速状态下双温度非平衡模型的适用性与准确性，并进一步研究多温度模型和不同化学反应动力模型对CO₂下非平衡流数值计算准确性的影响。     

基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）模型与飞行动力学模型相结合， 建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率，CFD模型使用Euler方程作为主控方程，并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代，并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程，最终求得平衡参数。应用所建立的方法，首先进行了算例验证，以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析，为直升机着舰飞行提供参考。     

氮气辐射强度的激波管测量与验证

超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量，需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管，发展辐射强度标定技术，针对富氮气环境，开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试，掌握辐射特征，为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构，数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型，得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度，计算结果和实验数据符合很好，验证了数值模拟方法。     

高焓非平衡气动热环境的试验模拟及影响

在电弧风洞中开展材料特性考核试验时,一般根据部分相似模拟理论,通过模拟飞行条件的总焓和表面压力模拟气动热环境.分析了部分相似模拟的适用条件,并通过数值求解二维轴对称热化学非平衡粘性激波层方程,计算了两种不同尺度球头模型的流场特性,分析了试验状态对飞行条件热环境的模拟程度和对材料性能评价的影响.研究表明,对于热化学非平衡流场,特别是对于表面催化系数较低的热防护材料,采用部分相似模拟理论开展试验,气动热环境模拟程度下降,并且由于热焓比例偏小,对高温耐烧蚀材料的考核程度偏低.     

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.     

DSMC算法气体壁面相互作用模型

研究了二维非结构网格高超声速稀薄流DSMC方法中气体与壁面相互作用的数值模型。发展了一种基于辐射平衡的壁面温度边界条件,与恒温壁面边界条件相比,该温度边界条件可以克服恒温壁面边界条件的自身缺陷并且能够在流场模拟中适时给出更贴近真实情况的壁面温度;采用了由完全漫反射和纯镜面反射模型组合而成的Maxwell壁面反射模型,该壁面反射模型能够更好地描述气体模拟分子在壁面散射的真实情况。采用本文方法对钝头体外形进行了数值模拟,结果表明本文采用的气体壁面相互作用模型能够提高钝头体背风面后部流场对温度变化的敏感度,并且随着飞行高度提升,敏感度有减弱的趋势。     

HLLE+格式在高超声速热化学非平衡流场中的应用

对HLLE+格式进行了讨论,并将其应用于高超声速热化学非平衡反应流场的数值模拟.本文控制方程为带化学反应源项的多组元轴对称Navier-Stokes方程,为了保证数值模拟的精确度,空间分裂采用基于结构网格的有限体积迎风格式HLLE+方法,时间推进为隐式的LU-SGS方法.化学反应模型采用经典的Dunn-Kang反应模型,并且采用Park的双温模型模拟流场的热力学非平衡效应.对高超声速条件下的RAM-CII模型进行了数值模拟,得到了与实验以及文献相符合的结果,验证了对HLLE+格式扩展的正确性.     

用形态图方法绘制圆柱与圆球相贯图谱

基于形态图的计算理论和方法 ,提出了绘制圆柱体和圆球相贯图谱的方法。建立了圆柱体和圆球相贯的几何模型和数学模型 ,分析并确定了投影空间的维数为 4维 ,给出了投影空间的表示。分析并确定了圆柱体和圆球相贯的三面投影图中所产生的视觉事件类型 ,得到了圆柱体和圆球的相贯图谱     

激波绕楔形物体的流场分析

使用数值计算方法和数值干涉技术并结合实验干涉图片,分析了激波过拐角绕楔形物体运动的流场.并采用数值彩色干涉技术,将数值计算结果转换为彩色条纹编码的数值干涉图,并与实验干涉图比较,可以辨识过激波发生跳跃后的干涉条纹的位移数,从而确定实验干涉照片的密度场.数值计算采用显式二阶迎风TVD格式.采用数值干涉技术将计算密度场转化成数值干涉图与实验干涉图进行了比较,检验了数值结果的可靠性.数值计算结果显示了包括激波、接触间断和旋涡在内的详细的流场结构,与实验相比,更为细致地刻画了流场演变过程的细节.通过数值计算结果观察到激波传播到旋涡中心附近并没有发生明显耗散,旋涡上半部的激波得到减速,下半部分的激波得到加速.     

高精度混合型格式的构造及数值模拟

在守恒变量形式的无波动无自由参数耗散(NND)格式的基础上,引入样条插值的思想,并采用具有一致二阶精度格式的限制器函数,构造了一个在光滑区具有四阶精度,在激波附近降为二阶精度的混合型格式。在计算中采用具有总变差减少(TVD)性质的四阶R unge-K u tta方法进行时间离散,通过对多个典型算例的计算,并与NND格式作了比较,分析结果表明:混合四阶格式引起的耗散和波动较小,并且能够高精度地分辨间断。     

不同类型惰气对飞机燃油箱可燃性影响理论研究

以低温可控耗氧型催化惰化技术为背景,采用微元计算法,建立了使用混合惰气的油箱气相空间平衡氧浓度数学模型。在考虑燃油温度、载油率、气体组分等因素的情况下,通过模型计算了平衡氧浓度随高度的变化关系,同时与使用富氮气体的油箱进行了对比。研究结果表明:在地面采用混合惰气惰化油箱后,平衡氧浓度随着飞行高度增加而降低,而采用富氮气体惰化的油箱则完全相反。油箱载油率越大,气相空间氧浓度变化幅度越大。燃油温度增加,对采用混合惰气的油箱不利,但是对采用富氮气体的油箱有利。总体而言,使用混合惰气惰化油箱可有效抑制油箱气相空间可燃性随飞行高度而增加的不利趋势,该研究结果可为混合惰气地面惰化和预洗涤技术提供理论基础。     

含化学反应流动的TVD格式及其在燃气射流中的应用

以Harten标准TVD格式为基础，结合固体火箭燃气射流的特点，以数学方法系统地推导了适合于高温、高压和高速流体流动的数值格式，给出了压力偏导数的合理计算公式；利用化学动力学知识，对火箭燃气射流流场中存在的多组分、含有限速率的化学反应问题进行了论述，阐明了化学反应质量源项的求解方法。以12组分9反应方程模型为例，利用编制的计算程序，对某火箭燃气自由射流流场进行了模拟。通过对结果的分析，肯定了数值格式的正确性。     

从壁面脉冲到湍流相干结构演化的数值模拟

发展了高效求解基于Navier-Stokes方程的扰动方程高阶紧致差分方法，研究了壁面强脉冲到湍流相干结构的复杂演化过程。该方法采用高精度、高分辨率的三维耦合中心差分格式，以及和高阶时间分裂法相结合因而更为有效，比一般谱方法更适用于较为广泛的流动区域和边界条件的湍流相干结构研究。中模拟了槽道流动中壁面强脉冲诱导的湍流相干结构的产生、发展和演化过程，显示了湍流相干结构的基本特征和发展规律．计算结果表明，所用壁面强脉冲模型比共振三波模型更有效．     

非结构网格高超声速绕流数值模拟及涵道构型减阻特性分析

在非结构网格上对二维高超声速化学非平衡粘性绕流进行了数值模拟，并应用此方法对涵道构型高超声速减阻特性进行了数值分析。空间离散采用VanLeer逆风通量分裂格式，时间推进采用显式的Runge—Kutta格式。化学非平衡动力学模型为五组元五反应模型，对化学反应源项进行了点隐式格式处理，温度场的计算采用牛顿迭代法。分别对二维类弹头体涵道构型、二维半圆柱模型的高超声速绕流流场进行了数值模拟，得到了数值结果，并与完全气体绕流计算结果进行了对比分析。结果表明本文方法可以应用于高超声速绕流计算，并且涵道构型具有高超声速减阻特性。     

CSP结构半导体激光器二维稳态数值模拟

采用二维有限差分法对一个GaAs／GaAlAsCSP结构半导体激光器在稳态条件下的电、光特性进行了数值模拟。在电模型的分析中，以静电势、电子浓度和空穴浓度为基本变量，采用Gummel方法迭代求解三个电方程。利用与电方程求解中同样的差分网格，运用有限差分法对光波动方程进行求解，其中模式传播常数采用广义横向谐振法和变分原理结合的方法求取。通过电、光方程的完全自洽迭代过程，得到了完整的光、电特性。在此基础上．对因制造工艺不完善带来器件特性的变化进行了分析。数值结果与有关文献的结果一致，验证了数值模拟的正确性。本文提出的二雏模拟器可用于半导体激光器的计算机辅助优化设计。     

高精度ENO格式的有效实现

基本无振荡（ＥＮＯ）有限差分格式是近几年出现的一类高精度差分格式，重构多项式的形成是ＥＮＯ格式构造的核心部分，一般均以网格平均值作为插值点。文中由通量值作为插值点，构造了一个简单的高精度格式，在求解高维欧拉方程时，较节省计算时间。引入三 阶ＴＶＤＲｎｇｅＫｕｔｔａ时间离散，就二维欧拉方程的激波反射与双马赫反射问题进行了数值试验，试验结果表明格式所具有的高精度和基本无振荡性质，能够满足实际计算的需要     

模型燃烧室中两相化学反应流动的大涡模拟

对带V型火焰稳定器的模型燃烧室中气液两相化学反应流动进行大涡模拟(LES),研究中采用了欧拉一拉格朗日方法。利用大涡模拟来研究气相流场,k方程亚网格尺度模型来模拟亚网格涡粘性。化学反应速率由亚网格EBU燃烧模型来确定,两步亚网格紊流燃烧模型被用来确定CO浓度,NO亚网格污染物生成模型被用来评估NO生成速率,辐射热量传递采用了热通量辐射模型。并在交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相在拉格朗日坐标系下采用PSIC算法对其进行求解。通过大涡模拟,能得到气相和液相之间的质量、动量和能量交换。通过计算值和实验值的比较可知,出口温度和污染物成分浓度实验结果与计算结果吻合较好。因此采用大涡模拟方法来模拟两相化学反应流动和污染物生成过程是可行的。     

空天飞机的真实气体效应

本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例，说明研究真实气体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上，根据典型的空天飞机上升段轨道，分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离。进而，讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响，其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术，重点介绍了Ｐａｒｋ提出的确定化学反应速率系数的双温度模型。最后，对今后空天飞机真实气体效应的研究工作提出了建议。     

Roe格式在多组元燃烧流场数值模拟中的应用

对Roe通量分裂格式进行了详细讨论，并将其推广应用到基于非结构网格的高超声速多组元燃烧流场的数值模拟中。控制方程采用三维多组元Euler方程，重点针对Roe格式开展研究；考虑到燃烧流场求解过程中出现的刚性问题，对化学反应源项采用点隐式方法处理。对超声速条件下钝头体激波诱导燃烧流场进行了数值模拟，比较分析了3种经典化学动力学模型对流场结构的影响，获得与数值模拟、试验数据相符的结果。结果表明发展的方法可以用于多组元燃烧流场的数值分析，且化学动力学模型的选取直接影响激波诱导燃烧流场中诱导区厚度。