用粘性／非粘性相互作用法求解机翼跨声速分离流

提供了一种计算机翼的跨声速绕流的粘性／非粘性相互作用的计算方法,包括无粘流场计算,混合边界层计算及两者之间的相互作用,其中三维混合边界的计算包括了层流边界层,转捩区,湍流边界层和分离流的积分方法计算了,特别是在靠近分离的区域采用边界层反方法计算,无粘流场由全速势方程计算得到,通过粘流无粘流耦合迭代求得了Ｍ６机翼跨声速绕流的收敛解,与实验结果比较,吻合得较好,本方法能够计算出激波诱导分离泡和后缘分离     

电离非平衡粘性激波层低雷诺数钝体绕流

本文从化学非平衡粘性激波层控制方程出发,用数值法计算了高超音速钝体绕流头部区流场(包括驻点线和音速线)。考虑了电离空气的七种主要成份(N_2,O_2,N,O,NO,NO~ ,e~-)以及相互之间的七个化学反应方程式。认为化学反应的速率是有限的,非平衡扩散采用双组元扩散模型。对激波滑移、壁面滑移、完全催化壁和非催化壁等不同的边界条件进行了计算,得到了流场参数和电子密度分布情况,并与有关文献进行了比较。     

稀薄流热化学非平衡效应的DSMC研究

以钝体绕流驻点线流场为例，应用直接仿真蒙特卡罗法，模拟了五组元混合气体（Ｎ２，Ｏ２，Ｎ，Ｏ，ＮＯ）中的碰撞能松弛，离散反应，交换反应及复合反应，给出了碰撞分子各自由度间的能量交换模式及各类化学反应的选择模式。ＤＳＭＣ仿真结果与宏观粘性激波层方程计算结果，在飞行高度较低时基本相符，表明采用的热化学非平衡非模式是令人满意的，随着飞行高度增高稀薄气体效应增大，二者在激波附近有显著差异，表明高空飞行必须考     

跨声速翼型绕流计算边界层反方法的研究

本文用有限差分方法,通过有粘/无粘迭代计算了二元翼型的跨声速绕流问题。在边界层粘性区域内考虑了层流、转捩及湍流流动,当边界层内出现分离时,使用边界层反方法,采用代数湍流模型。算例表明,对激波/边界层弱干扰和强干扰情况,该方法的结果与风洞实验结果吻合良好,对于求解边界层小分离流场是一种好的近似方法。     

涡轮叶片型面换热系数计算

本文用数值方法计算了无气膜冷却涡轮叶片上包括前驻点的整个型面上的换热系数。驻点区采用相似方程计算, 并用圆柱绕流近似表示驻点附近流场。较成功地模拟了边界层转捩和过渡区的换热情况。计算中考虑了来流湍流度的影响。      

运动激波绕射过程中的粘性效应

应用 TVD格式求解二维非定常全 N- S方程 ,以研究运动激波绕射现象。考虑粘性后 ,绕凹角流动时 ,压缩拐角附近表面压力分布与实验结果更为符合 ;绕凸起物时 ,出现反射激波因边界层干扰根部加宽 ,前、后角点附近有局部分离与再附 ,并引起局部压力上升 (与无粘流场模拟相比 )等现象。结果表明 ,全 N- S方程可较好地模拟实际粘性流中复杂激波障碍物干扰流场特性     

超声速边界层内小激波的数值模拟

本文通过有限差分计算求解了NS方程,对超声速二维平板边界层的非线性稳定性问题进行了模拟.流场的来流马赫数为4.5.平板从尖前缘开始,流场在前缘处产生一道前缘激波.数值计算模拟了边界层对成倍频关系的双频扰动波的吸收问题.通过计算发现,在一定频率下边界层内可出现小激波.计算给出了小激波的发展过程.     

强粘性层流理论及在粘性流计算中的应用

对高雷诺数流动计算，为了解决部分粘性项甚至全部惯性粘性项落入误差与流动物理尺度的关系问题，本文提出强粘性流动理论。强粘性流中至少有一个粘性项与惯性项同量阶，理论包含了物理尺度各向极限、经典边界层和多层边界层理论为其特例，给出了从经典边界层向物理尺度各向相同极限演化的尺度规律和粘性惯性诸项变化的量阶关系，阐明了粘性与惯性力强相互作用将在剪切层的法向以流向同时“激发”涉尺度结构。对粘性流计算，利用强粘性剪切流尺度律重新标度NS格式的修正微分方程，给出临界网格尺度与流动物理尺度和差分格式精度的关系，得到部分粘性项落入误差和计算结果为非物理数值粘性解的二个判据。并以流场中的边界层、驻点和分离点领域计算为例说明理论的应用，对强粘性剪切流计算、证实部分粘性项甚至全部粘性惯性项落入误差的问题值得重视。     

Euler方程与边界层积分方程耦合求解跨音速翼型绕流

 应用Euler方程求解跨音速翼型特性时考虑了粘性影响,粘性影响是通过边界层动量和能量积分方程求解的,即粘流/无粘流迭代方法。其中Euler方程采用LU-ADI方法求解;边界层方程均由正解法过渡到反解法,以解决强激波干扰区出现小分离泡的计算问题。计算中使用了贴体C网格,通过一定变换使其保持基本正交。计算结果表明,压力分布、摩阻系数分布与实验结果符合较好。     

高超音速化学非平衡钝劈绕流数值计算

 自1970年Davis提出粘性激波层方法以来,用数值方法求解高超音速轴对称钝体绕流问题国内外已做了大量工作,但至今仍未见到关于平面问题的计算结果。对于平面问题,虽然方程在形式上比轴对称简单,但由于二维效应,激波层较厚,用文献[2]的方法向下游区推进有困难。另外,在驻点线上采用极限关系式虽能克服方程的奇性,但驻点解对流向步长Δξ有依赖。     

激波-边界层-分离流相互干扰三维湍流的数值模拟

本文采用数值方法求解时间相关三维可压缩雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组,模拟激波—边界层—分离流相互干扰三维湍流流动。湍流模型为Ｂａｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数模型,改进后用于三维内流问题。采用单元中心有限体积法离散流场控制方程,ＶａｎＬｅｅｒ矢通量格式计算无粘通量,中心差分法计算粘性通量,ＬＵＳＧＳ时间推进格式计算定常流场。本文以二元跨音速扩压器内三流动为算例,数值模拟较强激波—边界层—分离流相互干扰维湍流流动,并与实验结果进行了比较。数值模拟结果,在激波强度、分离点位置和再附点位置等方面,与实验结果吻合较好。     

高马赫数下激波湍流边界层干扰数值研究

应用GAO—YONG可压缩湍流方程组数值模拟了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象,计算了来流马赫数为5．0,激波入射角度分别为15．876°、23．287°两种不同激波干扰强度下的流场。计算程序中的对流项、扩散项分别采用二阶ROE格式和二阶中心差分格式离散,并用多步Runge—Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算较好地模拟了高马赫数下的激波／湍流边界层干扰的流场结构,位移边界层厚度,动量损失厚度等,也比较准确地预测了平板壁面压力、摩阻系数等气动力参数的分布。     

跨声速翼型有粘／无粘强干扰计算

本文介绍一种二元跨声速激波-边界层强干扰的计算方法。边界层计算采用湍流边界层积分反方法,它借助Whitfield和Swafford提供的既适合附着流,也适合分离流的速度剖面表达式。跨声速无粘流用全速势方程模拟。通过边界上排溢速度来考虑粘性的影响,用有粘/无粘迭代得到粘性流解。本方法计算的结果与其它方法以及实验的结果进行了比较,证明该方法可以在工程上推广使用。     

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。     

完全催化壁驻点高超声速流动加热地面模拟方法研究

在地面高焓风洞中准确模拟高超声速头部驻点区化学反应流动加热,从平衡边界层和冻结边界层驻点气动加热公式出发,分析了离解焓对不同催化特性驻点加热的影响、地面风洞非平衡来流条件下头激波后的流场参数变化规律和与天上飞行条件的差异,分析了壁面催化特性对流场参数的影响,建立了地面高焓风洞模拟完全催化壁驻点气动加热的模拟准则:只要在风洞条件下实现对驻点压力ps、驻点速度梯度βe、来流总焓hs的模拟,则能够复现天上状态的气动热载荷。针对不同半径的飞行器头部驻点开展化学非平衡流场数值模拟进行了验证,表明:地面风洞无法完全模拟飞行器头部绕流流场参数,材料的催化特性对壁面附近流场中的N、O组元和壁面热流影响较大;地面风洞采用半径1∶1的模型模拟完全催化壁驻点加热会偏低于天上状态,而根据三参数模拟准则确定的模型尺寸能够同时复现天上状态驻点区的焓、压力、热流,且随着飞行器头部半径增大头部驻点线近壁面附近的温度、组元N、O梯度与天上会趋于一致。     

直升机旋翼悬停流场的粘性数值模拟

在旋转坐标系下求解可压缩NS方程,对Caradona-Tung旋翼的跨声速悬停流场进行了数值模拟,计算中采用嵌套网格方法,并且应用了多重网格技术加速流场收敛。计算结果表明,多重网格技术显著改善了流场的收敛效率,计算量仅为单重网格的四分之一。文中同时还对无粘和粘性流场进行了对比,NS方程考虑了物面的粘性作用,能正确模拟出激波和边界层的干扰现象,计算得到的桨叶表面压力分布与实验值更加吻合。     

弦向缝隙叶栅对边界层分离的控制

本文提出了一种在Ｓ１流面上进行势流与粘性流迭代求解弦向缝隙叶栅流场的计算方法，将Ｓ１流面上势流方程组的解与经Ｉ１１ｉｎｇｗｏｒｔｈ－Ｓｔｅｗａｒｔｓｏｎ变换后的边界层方程结合起来联立求解弦向缝隙叶栅流场。计算值同实验结果相当吻合，在正大攻角时，向缝隙叶栅能效地控制边界层分离。     

高超声速再入体烧蚀流场计算分析

从化学非平衡NS方程或其简化形式(粘性激波层方程、PNS方程)出发,求解高超声速再入体的绕流和底部尾流流场。首先讨论了碳基材料烧蚀壁面条件的确定方法,计算了包含和不包含碳-碳烧蚀产物的再入体半球的化学反应绕流流场,并和文献结果进行了对比。在此基础上,计算了两个高度条件下,包含和不包含碳-酚醛烧蚀产物的再入小钝锥的绕流和尾流流场,分析了烧蚀产物对流场电子数密度、温度等流动参数的影响。     

飞船外形高超音速流场N-S方程数值解

用二阶迎风TVD格式求解N-S访方程,对简化的飞船外形高超音速粘性绕流进行了数值模拟。给出了物面压力分布及流场结构,与实验及其他计算结果符合较好。计算表明,肩部圆弧半径对后体流场影响较小,但严重影响肩部附近热流分布。当肩部圆弧半径是头部半径的20％时,肩部热流低干驻点处热流;半径为5％时,肩部热流超过驻点处热流30％。     

高超声速化学非平衡粘性激波层方程的数值解

本文讨论了高超声速粘性激波层方程数值计算时差分格式引起的物理失真问题。具体分析了全隐格式格式粘性的影响,并作了数值试验。为了验证隐式结果的可靠性。在超声速激波风洞中测量了钝锥的表面压力分布,并与计算结果作了比较,两者基本一致。 本文采用隐式有限差分法数值计算了高超声速化学非平衡粘性激波层绕细长球锥的流动。计算时采用连续方程和法向动量方程耦合求解的方法以解决细长体远后身区计算中的问题。应用网格技术和加强系数矩阵主对角元素优势的方法提高了化学非平衡流计算的雷诺数范围。文中给出了高超声速化学非平衡流的计算结果,并与其它文献的结果作了比较。