适于黏性计算的自适应笛卡儿网格生成及其应用

复杂外形的黏性网格生成已经成为计算流体力学(CFD)在工程应用中的主要瓶颈,高效而鲁棒的网格生成技术研究显得尤为迫切。使用基于物面外形自适应加密的笛卡儿网格方法生成计算网格,投影方法拟合壁面边界,将投影得到的柱形单元沿法向分层获得适于黏性计算的网格。应用特征恢复技术恢复凹面特征并改善凸面处的网格质量。流场解算中应用最小二乘法重构获得2阶精度,Roe格式计算无黏通量,Holmes-Connell方法计算黏性通量。加入Spalart-Allmaras一方程湍流模型以获得湍流解。上下对称高斯 赛德尔迭代(LU-SGS)格式隐式时间推进,对网格重排序保证格式的稳定性和平衡性。算例显示网格生成方法是快速的和鲁棒的,流场计算精度满足工程需求,因此该方法非常适合应用于实际工程计算。     

复杂电磁环境中智能决策对抗技术的应用

当前雷达技术的发展突飞猛进,复杂的电磁环境已经是战场必须面对的现实情况,提出了一种可适应战场复杂电磁环境的智能干扰技术,主要从分选、干扰策略和干扰效能评估等方面讨论了整个智能对抗干扰的原理,对战场指挥决策有一定参考价值。     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

物体穿越斜激波干扰特性的数值研究

当物体以超声速穿越同向运动的斜激波时，它的飞行Mach数和攻角都会发生较大的变化。穿越过程中斜激波与物体脱体激波发生相互作用，形成复杂的激波干扰波系结构，基本的干扰形式为复合Mach反射结构。不同的穿越位置时，由于不同的来流条件，使物体上尾部凹坑内的流场和波系发生很大的变化，随着物体的穿越过程，当头部和凹坑下游壁面与翼面穿越激波时，阻力系数有两次剧烈的变化，法向力基本呈线性下降，压力中心先大幅度后移，物体逐渐穿过激波后又快速前移。因此穿越过程使物体加速，给物体的姿态带来很大的扰动。翼面穿过激波也造成阻力、法向力下降，压心后移。如果对有控制的飞行器，穿越激波时气动力特性和稳定性的急剧变化，将给控制系统带来很大的困难。     

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N－S方程的数值求解方法，对回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟，其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法；N－S方程数值求解采用二阶Harten-Yee格式的差分法，得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较，得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段。     

可压涡卷对并的燃烧反应放热效应分析

通过以高精度迎风/对称紧致差分杂交算法对组元输运守恒方程和含源项流动Navier-Stokes方程的全耦合求解,在无放热、低放热和高放热三种情形下,对可压平面混合层中大尺度涡卷对并所受反应放热效应现象进行了直接数值模拟研究.对比显示,高放热下无涡并出现,亚谐扰动将基频涡卷雏形撕裂,直接形成大尺度亚谐涡卷.文中还分析了不同反应放热量对混合层厚度、产物生成率以及流场脉动行为特征等方面的影响.     

弹体穿越平面激波三维非定常流场的数值模拟

用数值方法求解三维非定常可压缩Navier-Stokes方程，计算了复杂弹体在相同马赫数、不同迎角下的流场和气动力特征，计算结果与实验结果吻合，证明本文采用的方法能够准确计算此类复杂流场；然后采用该方法模拟了弹体穿越正激波的非定常过程，得到了弹体周围流场及气动力特征随穿越过程的非定常变化，阻力特征穿越后急剧下降。     

喷流流场旋涡激波干扰的数值模拟研究

本文采用隐式CSCM格式,通过数值求解NS方程,对平板上二维超声速主流中横向喷流流场进行了数值模拟,并与实验和其它计算结果进行了分析比较,结果令人满意。