具有复杂边界的火箭冲压发动机流场数值计算

针对实际复杂的补燃结构和计算边界,以块隐式法计算流场,用代数法生成计算网格,通过改变离散方程来处理三维定常Ｎ－Ｓ方程边界条件。算例表明,该方法正确可靠,迭代过程能够快速收敛。     

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题，计算获得了满意结果。     

火箭冲压发动机反应流场数值模拟

用偶合算法求解三维定常椭圆型Ｎ－Ｓ方程组,计算了火箭冲压发动机内部的湍流反应流场。用有限体积法离散控制方程,用块隐式法求解离散后的代数方程组。湍流流动用ｋ－ε模型描述,湍流燃烧采用掺混控制的局部瞬时不混合模型。实践表明,尽管密度场变化剧烈,仍能快速收敛。算例中网格点数为３９×１３×１８。计算出的燃烧效率符合实验结果。     

强制偏流喷管的数值仿真

采用薄层Ｎ－Ｓ方程成功地求解了强制流喷管内的三维复杂流场，对通量项和压力项用Ｖａｎ Ｌｅｅｒ发展的矢通量分裂法进行了离散，对离散方程采用线超松弛方法迭代求解，在亚音速与超音速气流共同存在的出口边界分情况进行了处理。计算结果验证了强制偏喷管具有自动补偿外界压力变化的能力，与实验结果基本吻合。     

翼柱型装药燃烧室三维非定常湍流的数值模拟

采用к－ε双方程湍流模型,以ＳＩＭＰＬＥ计算程式结合ＴＤＭＡ法求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流Ｎ－Ｓ方程。在建立翼柱型装药简化模型的基础上,采用边界标志来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法,求出了多个时间步的非稳态流场结构。计算结果表明：燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡。     

塞式喷管流场数值模拟

采用ＮＮＤ２Ｍ差分格式,从考虑к－ε湍流模型的理想气体三维薄层近似Ｎ－Ｓ方程出发,对塞式喷管内外流场进行了数值模拟。计算结果与国外文献十分一致。通过流场分析,对塞式喷管流动机理有了清楚的认识。计算表明ＮＮＤ２Ｍ差分格式及相应计算软件适合于模拟复杂喷流流场,可用于塞式喷管发动机的研究。     

火箭冲压发动机掺混流场数值方法研究

鉴于火箭冲压发动机补燃室内呈现出复杂的三维化学反应流,传统方法对这一流场的数值分析所遇到的主要困难是求解椭圆型Ｎ－Ｓ方程组极为耗时而不利于工程应用,采用先进的块隐式法求解恒温掺混流场得到了很快的收敛速度,这一尝试为快速计算化学反应流打下了很好的基础。     

固体火箭发动机内流场分区耦合数值计算

采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场，选用不可压流的Ｎ－Ｓ方程描述并用ＳＩＭＰＬＥＣ方法数值求解；对于高Ｒｅ数的喷管流场，则采用Ｅｕ－ｌｅｒ方程描述并用ＳＣＭ方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数，同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算，计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域，与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系，较好地模拟了流动中的物理现象。     

液体发动机燃烧室流场模拟的并行SIMPLE算法

用串行和并行ＳＩＭＰＬＥ算法对液体火箭发动机燃烧室内的复杂流动进行了数值模拟。控制方程组用欧拉坐标系下的Ｎ－Ｓ方程组描述。在并行虚拟机环境下研究了交错网格系统中参数的传输和接受模式, 从计算结果可以看出并行计算的效率较高, 是解决此类复杂流动大规模数值模拟问题的有效手段之一。     

火箭燃气喷流与弹体超声速绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超声速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用,在弹底部形成了复杂的干扰流场。应用四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式,求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程,对这一复杂流动进行了数值模拟,得到了流场结构随不同喷口压力比的变化规律。     

基于DES的二维和三维空腔流动特性研究

空腔流动广泛存在于航空航天工程中,对其流动特性的研究具有十分重要的工程意义。采用数值方法对比模拟了二维和三维空腔流动,控制方程采用N—S方程,空间离散采用有限体积方法,对流通量计算采用Roe格式,非定常时间离散采用双时间步长方法,湍流粘性计算采用基于SA模型的DES方法。数值计算所得的三维空腔底面压强分布与实验结果一致,所得的二维和三维空腔内的流动结构与相关文献中的分析相吻合。将二维和三维的计算结果进行比较,发现空腔底部压强分布、空腔内的压强振荡、空腔内部流线图及声压级等均有所不同,得出在空腔宽度有限时,横向流动简化了流动结构．削弱了振荡幅值．但使振荡过程复杂化．其三维效应不能忽略．     

基于非结构重叠网格的二维N—S方程求解与应用研究

本文发展了非结构重叠网格技术.通过构造任意单元类型网格重叠的网格间边界确定算法、宿主单元搜索算法以及网格间插值算法,把非结构重叠网格推广应用于求解NS方程,并结合湍流模型模拟二维湍流流场.N-S方程的求解采用有限体积法,通量计算采用Osher格式,湍流模型采用SA模型.为验证本文方法的正确性和有效性,模拟了RAE2822翼型和某三段翼型绕流湍流流场,结果表明采用非结构重叠网格模拟复杂外形湍流流场不但网格生成效率高,而且容易推广应用于具有相对运动的非定常问题,具有较高的工程应用价值.     

用有限解析法解N—S方程

本文介绍有限解析法的一种新构想,并将本方法用于求解不可压缩粘性流体流动的N-S方程,采用贴体坐标,雷诺数达1000,计算结果表明本方法是有效的。正确的。     

论有限元素理论中SUPG方法与PG方法在解高速粘流时的等效性

对流场中含激波问题,若用有限元法来数值模拟,目前较有效的方法是SUPG方法和PG方法。本文讨论了这两种方法在数值求解N-S方程组时具有等效性,并对它们的应用前景作了简单的评估。     

超音速来流中侧向喷流干扰流场的数值模拟

通过求解三维可压缩N S方程组,对尖锥/圆柱组合体模型在超音速绕流中的侧向喷流干扰流场进行了模拟,数值方法采用有限体积法,差分格式采用NND格式。分析了干扰流场的结构,研究了干扰效应对气动性能的影响,得到来流Ma∞=3 3和4 5时力放大因子和干扰力矩系数随攻角变化的规律,计算结果与实验一致。     

助推器侧向卸压喷流对尾舵气动干扰的数值研究

采用燃气/空气双组元冻结流模型,基于任意多块对接结构网格求解三维N-S方程,数值分析了导弹助推器分离前侧向卸压喷流对尾舵气动力的干扰特性。得到了助推器推力终止侧向卸压过程中,喷流与外流干扰的非定常流场结构以及尾舵气动力的变化历程。分析结果表明,卸压开始后的一段时间内尾舵受到卸压喷流的屏蔽作用,尾舵气动力不能提供足够的分离冲量,此时对其进行舵偏控制将是无效的,尾舵控制时序应该自卸压开始延迟180 ms。     

双侧进气突扩燃烧室流场数值模拟

采用有限体积法和SIMPLE算法对冲压发动机突扩燃烧室流场进行了数值模拟,湍流模型采用标准二方程湍流模型,燃烧模型采用EDM模型。给出了流场中速度、速度流函数、湍流强度以及温度的分布。分析了流场特征,并与无燃烧状态下的流场进行了比较。     

线性GMRES算法在求解全速位方程中的应用

从全速位方程出发,利用压强极小积分得到有限元方程组。采用适用于有限元法的块结构网格生成技术,给出求解有限元总体方程组的线性GMRES算法。该算法比线松弛迭代法的收敛速度快得多。对M6机翼跨音速有升力情况进行了计算,其结果与实验值符合较好。     

基于CFD/CSD的非线性气动弹性分析方法

提出了一种基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)的非线性气动弹性分析方法,并应用于切尖三角翼的非线性颤振和极限环振荡(LCO)研究。该方法将非线性有限元(FEM)和CFD计算相结合,并辅以高精度的界面插值,能够分析结构和气动非线性共存的气动弹性问题。结构部分以四边形平板壳元为基础,采用更新的拉格朗日(UL)方法分析结构大变形引起的几何非线性问题。气动部分以Navier-Stokes(N-S)方程作为控制方程,采用CFD方法计算跨声速气动力。机翼的非线性颤振计算表明了方法的有效性。最后应用该方法研究了切尖三角翼的LCO现象,其计算精度明显优于已有结果。     

基于有限元方法的复合材料层合板自由振动分析

利用有限元分析方法分别研究了正交各向异性、对称角和反对称角铺设的正方形复合材料层合板的线性和非线性自由振动问题.结合一阶剪切变形理论推导出层合板自由振动的有限元方程,构造了三维有限元模型,并对其基频进行计算.数值结果与其他的文献的结果对照表明,用有限元方法求得的基频与用各阶剪切变形理论求得的结果非常接近,但对于厚板结果与经典Kirchhoff的结果有一些差距,对于其他理记是一致的.