防热试验用高温超声速燃气流场热环境分析

对用于防热系统试验考核的高温超声速燃气流场的流场结构和热环境特性进行了计算和分析.将CFD模拟方法与工程计算方法相结合,对两类锥形喷管形成的燃气流场进行了数值模拟计算和流场结构分析,并与试验过程中高速拍摄的图片进行了比对.利用模拟得到的流场气动参数,计算了沿流场轴向位置球头驻点模型的热流和压力,并与试验测量数据进行了对比,结果吻合较好.锥形喷管形成压缩波和膨胀波交替的流场结构,导致流场气动参数与模型热流和压力形成正弦变化的特点.     

固体火箭发动机喷管入口和喉部内型面对比冲的影响

本文介绍一种火箭喷管入口和喉部处燃气—颗粒混合物流场的计算模型。定常状态燃气流场按长时间的渐近解计算,颗粒流场则假设为准定常流。然后,将这个模型与超音速燃气-颗粒流场特征线解方法结合。本文介绍了计算方法,说明了喷管入口角、喷管喉部曲率半径比、喉部尺寸和颗粒大小对发动机比冲的影响,并且将计算结果与少量发动机的点火试验数据作了比较。     

超音速多圆弧(MCA)叶型叶珊的研究

本文提出了含脱体激波的叶栅有旋超音速流场的特征线起始线计算方法。采用激波嵌入法解完全的欧拉方程,计算了含脱体激波的多圆弧叶栅的超音速进口流场。本文发展了一种将超音速流场计算与亚音速扩散损失计算的尾迹法相关联的计算超音速叶栅损失的方法,可分别确定激波损失和亚音速扩散损失。      

基于本征正交分解的流场快速预测方法研究

对于飞行器气动设计,通过实验或CFD计算获得所有设计状态处流场信息成本高、耗时长,难以满足工程应用要求。利用基于本征正交分解(POD)降阶模型结合相应的插值方法,只需要通过实验或CFD计算获取有限个数的采样流场,可以快速预测出具有满足精度要求的设计状态处流场信息。首先,证明对POD基系数插值获取预测流场与对采样流场直接插值获取预测流场的等价性,并分析采样流场分布的要求。然后,以三段翼型流场作为研究对象,POD降阶模型分别与三次样条插值和径向基插值结合,实现设计状态处流场信息快速预测。最后,通过将流场预测结果与相同条件下的流场CFD计算结果对比,表明了POD降阶模型结合两种插值方法的各自特性。     

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。     

增程制导航弹绕流场数值模拟

研究某增程制导航弹绕流场的结构,为气动特性分析和外形改进提供依据。以三维N-S方程为主控方程,引入S-A一方程湍流模型,对某增程制导航弹的绕流场进行了数值模拟,给出了流场图像和气动特性计算结果,并将CFD计算结果与试验结果进行了比较分析。CFD计算结果与试验结果吻合良好,验证了所采用CFD方法的准确性和有效性,数值模拟结果已得到应用。     

涡轮盘腔内流动和传热的数值模拟

将实际涡轮盘腔简化为转子系统, 并用混合长度模型、N-S方程和能量方程模拟了该系统的流场和温度场, 采用SIMPLE法数值计算了自由转盘周围的温度场;封闭转子-静子腔内的流场和温度场;有入流和出流的转子-静子腔内的流场。计算结果与实验值符合较好, 因而为数值模拟涡轮盘腔内的流场和换热打下了基础。      

球锥细长体等离子体鞘套分析

在高速飞行器再入大气的过程中,将出现严重的通讯中断问题。了解飞行器周围等离子体鞘套特性,是解决通讯中断问题的前提。为此,本文从简化Navier-Stokes方程出发,采用差分方法计算了小钝头锥体二组元扩散、化学平衡层流流场,给出了流场参数、电子密度、碰撞频率以及表面热流和阻力系数的分布。本文结果与边界层理论计算结果和无粘流场计算结果进行了比较。     

基于动网格的涡轮流场仿真方法及特性分析

为提高涡轮流场仿真计算的收敛性和结果的精度,基于动网格的流场仿真技术,探讨了涡轮瞬态流场仿真的 2步方法——先稳态后瞬态计算。计算结果表明:在转子—静子间滑动界面上出现了计算方程守恒引起的流场参数阶跃,流场参数变化趋势与一维等熵流动理论分析结果一致。     

基于致动线方法的风力机气动数值模拟

致动线方法是通过引入体积力代替叶片的致动线技术与三维Navier-Stokes方程相结合来获得风力机周围流场信息的一种方法。该方法避免了花费大量网格与计算资源去求解风力机叶片的附面层,从而可以把更多的网格与计算资源用于风力机尾流流场的模拟,非常适合用于风力机尾流流场的研究。以NH1500叶片为计算模型,从叶片载荷分布和功率系数两个方面,将引入高斯分布的致动线方法的数值模拟结果与BEM理论、CFD方法以及风洞实验进行了系统的比较,验证致动线方法用于风力机气动数值模拟的可行性,并且对致动线方法计算出的尾流流场进行简要的分析。     

机动飞行器中等攻角高超声速无粘绕流数值模拟

本文采用ＮＮＤ差分格式，利用推进－迭代方法，数值模拟了机动飞行器的中等攻角高超声速无粘绕流流场，发展了一种适用于处理中等攻下背风面流场的技术，大量计算表明，结果准确、可靠。气动力力系数和壁面压力分布与实验数据一致，流场波系结构模拟正确。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

燃气源开槽导管三维流场的数值模拟

为了解某火箭弹控制系统燃气源开槽导管内的气流流动特性,通过ＳＩＭＰＬＥ方法对其复杂流场进行了数值模拟。采用隐式时间分裂格式、幂函数方案及交错网格修正压力等方法,获得了燃烧室后部和导管内气流的速度、压力、密度和温度的三维分布,计算结果与实验现象的规律一致     

翼型动失速问题研究

本文对俯仰振荡和快速上仰翼型的非定常动失速问题进行了计算研究。对绕流流场采用了高效率的分区精确数值模拟的研究方法,保证了计算结果的精度,大大节省了对非定常粘性流动至关重要的计算机时。文中单独划出前缘驻点区,对形成前缘动失速旋涡的前缘附近区域的流场进行精确计算。算例显示了动失速流场的形成、变化过程及其对气动特性的影响,计算结果和实验的比较是满意的。     

多段翼型低速流场与气动特性数值计算研究

在结构化网格求解RANS方程的基础上,将嵌套网格技术应用在低速绕流气动特性计算中,并以NLR-7301两段翼型和某运输机5段翼型在起飞构型下对低速绕流流场进行数值模拟,将气动特性及流场特性的数值模拟数据与对接网格计算以及风洞实验数据进行了比较.结果表明,该气动特性计算方法有着较高的精度和可靠性.     

Recent experience with different turbulence models applied to the calculation of flow over aircraft components

An evaluation of ten turbulence models is made for compressible flows encountered in current aircraft applications. The Baldwin–Lomax and P.D. Thomas algebraic models, the Baldwin–Barth and Spalart–Allmaras one-equation models, five low-Reynolds-number k– models and the Menter SST blended k–/k–ω model are examined. A zonal, upwind, implicit, factored algorithm is used to solve both the mean flow equations and the turbulence model equations for three-dimensional, compressible turbulent flow. Calculations are presented for both internal and external flowfields including a two-stream mixing layer, a supersonic flat-plate boundary layer, a transonic supercritical airfoil, a shock wave/turbulent boundary layer interaction, an ejector nozzle, a highly offset diffuser, and a twin impinging jet flowfield. The influence of two modifications to the production of turbulent kinetic energy for the low-Reynolds-number k– models is evaluated, a vorticity-based strain rate and a production limiter. A compressibility correction for high speed shear layers is also examined. Comparisons of the results of the various turbulence models are made with experimental measurements. Significant differences are observed in the model predictions when applied to the same problem using the same computational mesh and mean flow solver. The algebraic models are unable to capture the physics of these complex flowfields, particularly for the internal flow calculations. The performance of each model is dependent on the application. No universal model is found for all flowfields examined. Each one-equation and two-equation model has specific strengths and weaknesses and the performance of each model is assessed.     

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。     

PVM平台下通量守恒的嵌入自适应网格解激波和底部流

运用嵌入式自适应网格技术来提高结构网格求解复杂流场的分辨率。该方法根据流场的形成,将密集网格嵌入到物理量剧烈变化的区域,使求解精度得以提高的同时,避免较大的计算开销,从而达到求解效率和求解精度之间的平衡。 Ｐ Ｖ Ｍ 平台使得被嵌入的网格可以在网络中不同的机器上完成,大幅度降低了墙上时间。原始网格与被嵌入网格之间数值通量守恒的实现增强了该方法在捕捉间断时的有效性和可靠性。     

机翼－机身－吊架－短舱的跨声速流计算

本文通过使用多块网格的嵌合体技术，计算了机翼－机身－吊架－短舱的跨声速流场。将机翼－机身－吊架－短舱流场分为机翼－机身和吊架－短舱两个子区域，根据嵌套网格结构建立机翼－机身－吊架－短舱的组合网格，分别对这两个子区域根据相应的边界条件独立求解，然后采用嵌合体技术传递两个子区域的干扰信息，通过两个流场的耦合迭代得到机翼－机身－吊架－短舱流场的计算结果，数值模拟结果与实验结果进行了比较，两者吻合较好。     

超声速前机身及翼－身组合体的全速势方程数值计算

通过数值求解全速势方程，计算了超声速来流的前机身及翼－身组合体。当流场存在亚声速区时，在此区域内采用中心差分格式，迭代求解，并引入多重网格技术，加快收敛；当流场中某一区域沿某一方向是超声速时，在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明，本文的方法可靠，结果准确，可以向工程应用方面推广。