超声速粘性剪切流空间稳定性对称紧致差分数值分析

用一类高精度对称紧致差分格式数值离散一阶改型三维可压粘性扰动方程,对导出的非线性离散特征值问题采用二阶修正Ｎｅｗｔｏｎ－Ｒａｐｈｓｏｎ边值迭代局部解法,实现了超声速剪切流的线性空间稳定性分析。基于对流Ｍ数、Ｒｅ数、速度比、密度比等参数研究,讨论了压缩性效应、粘性效应、超声速扰动快／慢模态等,结果显示超声速粘性剪切流的弱不稳定性同多种影响因素密切相关。     

超声速大迎角条件下小展弦比弹翼压力分布计算研究

为计算超声速高M数及大迎角条件下小展弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布 ,采用面元法及非线性压缩性修正方法 ,获得了与实验数据吻合较好的计算结果     

考虑压缩性的Langtry转捩模型对双楔平板附面层复杂流动数值模拟研究(英文)

使用一种修正基于当地变量加入压缩性修正进行转捩判断的转捩模型对高超声速下的双楔平板外形的激波/附面层干扰现象进行了研究,并通过数值计算考量了激波边界层中流场特性受高温壁和前缘钝度的影响。通过与实验数据的比较发现,在第1个斜坡存在层流边界层和层流分离现象,前缘钝度和壁面温度对Kink处的分离特性有着重要的影响,并通过和实验静压分布与纹影法得到的激波附面层比较,使用转捩模型得到了不错的结果。     

某型航空活塞发动机排气门积铅机理

针对某型航空活塞发动机在含铅汽油条件下因排气门积铅而出现严重的气缸压缩性衰减问题,通过对排气门上沉积物的微观形貌及成分分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门沉积物的形成机理.研究表明:空中慢车时排气门运行温度过低是导致污染物在排气门上沉积的根本原因,而空中慢车时的螺旋桨风车因素和该型发动机燃油系统设计特性是导致排气门运行温度过低的主要原因。据此提出将螺旋桨风车转速降低200 r/min和小功率调贫控制排气温度在427 ℃以上等提高气门运行温度的方案,经实际运行测试有效。     

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

可压缩湍流边界层壁面函数方法综述

以建立工程实用的高超声速湍流边界层模拟方法为目标,从湍流壁面函数是湍流边界层方程近似解的角度,梳理了相关文献的研究工作,得到如下认识:1)壁面函数与所求定解问题数值解的相容程度决定了壁面第一层网格允许放粗的程度,在流动分离点和再附点附近区域,目前壁面函数尚需进一步完善,而“子网格”壁面函数从理论上解决了相容性问题,尽管要耗费更多计算资源,但在目前计算资源相对充裕的条件下,仍不失为一个解决问题的途径;2)对于具有强压缩性和显著气动加热的高超声速湍流边界层流动而言,常用的解析形式并未充分考虑可压缩性和传热的影响,并在文中进行了重点探讨。最后,建议基于数据驱动技术和依托“子网格”壁面函数方法来发展更加普适的壁面函数。     

沟槽型面减阻特性数值模拟研究

基于人工压缩性方法，时间项采用隐式离散、对流项采用基于Roe近似Riemann解的迎风格式，研究了三维不可压粘性流动的数值模拟方法，湍流模型采用Baldwin-Barth一方程模型，利用所发展的不可压粘性流数值模拟方法，对典型几类V型、间隔三角型和U型沟槽型面的不可压粘性流场进行了数值模拟计算研究，探索了上述几类沟槽型面参数对湍流减阻特性的影响规律，从表面摩阻、速度场等方面分析了上述几类沟槽型面的减阻作用机理。研究结果表明：上述典型沟槽的减阻效果可以分别达到7．6％，10．5％和5．0％，与国内外相关实验结果符合一致，所发展的计算方法是成功的、可行的。     

基于PSE的单股剪切混合流稳定性分析

将抛物化稳定性方程(PSE)方法应用到可压缩单股剪切混合流的稳定性研究中.采用并发展了适用于自由剪切流的高精度数值方法,包括六阶紧致格式、坐标变换以及渐近边界条件等,对PSE进行有效求解.通过求解相似边界层方程得到更准确的剪切层内基本流;求解线性稳定性理论(LST)控制方程得到扰动的初始条件,并通过流向空间推进方法对扰...     

用于可压缩自由剪切流动的湍流混合长度

抓住可压缩流动变密度特性,构造出基于有效涡量的三维von Karman混合长度。湍流模型采用仅依赖湍动能k的单方程KDO(Kinetic Dependent Only)模型,引入新构造的混合长度替换旧尺度得到CKDO模型。为了验证其描述可压缩自由剪切湍流的能力,选择无壁面束缚、密度梯度大和可压缩效应强的自由剪切混合层为算例,其对流马赫数Ma_c=0.8。计算结果表明,KDO模型对混合层的速度分布有着良好的控制和模拟,而经可压缩修正后的CKDO模型与原模型及其他可压缩修正模型相比,所计算的速度分布、主雷诺剪切力和混合层厚度与试验结果更加接近,说明了该混合长度对可压缩混合层这种自由剪切湍流有着良好的刻画能力。     

压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究

对飞行器在高速大迎角时的动态气动特性的研究是很重要的。在CARDC进行了高速风洞动态失速试验技术研究,使用专用的动态失速机构,以60°、70°和76°三角翼为模型,在M=0.4～1.0范围内,在不同振幅、不同频率情况下进行了风洞试验,分别测量了各三角翼的动态气动载荷,研究了在大振幅俯仰振荡时各三角翼的动态气动特性,重点研究了压缩性对三角翼动态特性的影响。结果表明随着M数的增加,上述三种三角翼的非定常效应减弱。