高超声速有攻角锥飞行工况下迎风面波包的演化

飞行工况下由于壁温与来流温度之比较低，Mack模态的不稳定性会得到显著增强，因此Mack模态占主导的有攻角锥迎风面相对侧面可能会提前转捩。本文采用高分辨率直接数值模拟研究了高超声速有攻角锥在飞行工况下迎风面Mack模态的演化规律，Mack模态由迎风中心线附近的一个短时局部壁面吹吸激发。波包的空间分布和不同模态幅值沿流向的演化过程表明在有攻角条件下，Mack模态的演化过程与零度攻角锥边界层中的类似，基频共振是Mack模态最可能的转捩形式。     

横向喷流干扰中的真实气体效应研究

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。     

球双锥外形稀薄过渡流区气动特性研究

采用风洞试验和工程计算相结合的方法,对球双锥类外形的稀薄过渡流区气动特性进行了研究。风洞试验在高超声速低密度风洞中进行,设计了高灵敏度的外式微量天平,解决了温度防护和高精度校准的问题,得到了球双锥外形在高度65km~75km、高超声速流动的气动力数据。在此基础上,结合球双锥细长体外形绕流的特点和DSMC数值模拟结果,从连续流粘性干扰模型、关联参数选取、过渡流搭桥函数等三个方面对现有工程计算方法进行了改进。研究结果表明:稀薄效应对球双锥外形的气动特性,尤其是轴向力系数和升阻比产生非常大的影响;计算与试验结果的对比表明,计算模型的改进效果显著,大幅度提高了预测值的准度。     

压缩拐角激波与旁路转捩边界层干扰数值研究

为了研究激波与旁路转捩边界层的干扰机理,采用直接数值模拟(DNS)方法对来流马赫数Ma∞=2.9,24°压缩拐角内激波与转捩边界层的相互作用进行了系统的研究。考察了旁路转捩干扰下压缩拐角内分离区形态和激波波系结构的典型特征。比较了转捩干扰与湍流干扰流动结构的差异,并分析了造成差异的原因。研究了拐角内转捩边界层的演化特性,探讨了转捩干扰下脉动峰值压力和峰值摩阻的分布规律及形成机制。研究结果表明:相较于湍流干扰,两侧发卡涡串的展向挤压使得分离区起始点以V字型分布,且分离激波沿展向以破碎状态为主,激波脚呈现多层结构;拐角内的干扰作用急剧加速了边界层的转捩过程;转捩干扰下的拐角内峰值脉动压力以单峰结构出现在分离区的下游,同时干扰区内的强湍动能和高雷诺剪切应力使得其局部峰值摩阻系数要高于湍流干扰。     

凹坑局部干扰热环境数值模拟研究

通过求解雷诺平均N-S方程,采用NND格式和SST两方程湍流模型,对开/闭式凹坑二维和三维流动情况进行了模拟,得到了凹坑局部压力和热流的分布,并与试验结果进行了比较。计算结果表明,凹坑局部峰值压力和热流均出现在后沿附近,且闭式凹坑局部热流较开式凹坑更为严重;在三维流动情况下,由于侧壁的影响,开式凹坑峰值热流沿后沿展向变化较小,而闭式凹坑峰值热流会离开后沿中心而出现在后沿靠近侧壁的区域。     

国家数值风洞(NNW)工程中的黏性自适应笛卡尔网格方法研究进展

相比传统的结构和非结构网格,笛卡尔网格具有自动化和高质量兼顾的优势,是未来网格技术发展的重要方向。面向笛卡尔网格生成软件开发需求,依托国家数值风洞（NNW）工程,介绍了黏性自适应笛卡尔网格技术相关课题的研究工作进展,重点从网格生成技术、自适应方法、黏性物面边界处理方法等方面展开。网格生成技术方面,基于全线程树数据结构的思想,开展了叉树数据结构的优化;针对物面离散单元信息的快速检索,构建了稳定、平衡、高效的叉树式物面网格数据结构;对于网格单元类型的判断,发展了染色方法和包围盒方法以提高效率;针对大规模网格量,发展了高性能并行计算技术。自适应技术方面,发展了基于几何特征和流场解特征的自适应方法,建立了流场结构捕捉判据,并开展了三维复杂构型的应用;为了降低全局网格规模,发展了各向异性自适应方法,构建了各向异性特征识别的综合判据;发展了边界层法向射线加密技术,以减少边界层内的网格数目。物面边界处理方面,发展了重叠笛卡尔网格方法,构建了重叠网格尺度匹配技术和数据交互方法;开展了壁面函数方法在笛卡尔网格框架下的适应性应用,以放宽壁面网格尺度限制、降低边界层网格规模,并通过典型算例验证了方法的可靠性。     

自适应笛卡尔网格超声速黏性流动数值模拟

复杂外形/流场的高质量网格的生成往往需要占用大量人力资源,而自适应笛卡尔网格方法能够自动化生成高质量网格,具有很好的工程实用价值和应用前景。基于笛卡尔网格方法,采用叉树数据结构进行数据的存储和访问,分别从几何特征和流场解特征出发进行网格的自适应加密和粗化,发展了一种二维情况下自动、高效的自适应笛卡尔网格生成方法。从浸入边界方法出发,结合虚拟镜像对称方法和曲率修正技术进行黏性物面边界条件的处理,同时建立了多值点问题的处理技术,发展了一种在笛卡尔网格下可有效模拟黏性物面边界条件的方法。针对自适应笛卡尔网格非均匀的特点,发展了悬挂网格的处理方法,并构建了适用于自适应笛卡尔网格的黏性数值求解器。通过典型算例的考核,验证了所发展的自适应笛卡尔网格生成技术和构建的数值求解器具有较高的精度和可靠性。     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

更准确、更精确、更高效——高超声速流动数值模拟研究进展

从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展。在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程重点对现阶段较为关注的高超声速边界层转捩的模式理论研究进行了介绍。在空间离散算法方面,主要介绍了高超声速数值模拟中常用的二阶精度迎风格式以及高阶精度格式的发展及其应用。在时间推进方面,主要回顾了隐式时间推进方法的发展及其应用。在误差和不确定度估计方面,主要介绍了其概念、来源以及常用的分析方法,同时给出了迭代误差估计、Richardson外插法以及敏感性导数方法等初步研究结果。最后,讨论了高超声速流动数值模拟中下一步需关注的问题。     

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法，结合激波风洞运行特点，确定激波风洞气动力试验的主要误差源，计算激波风洞13-2标模气动力测量结果的不确定度。采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度，辨析对不确定度起主要作用的基本参数。计算结果表明：皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著，皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大；降低皮托压力和总压的偏离极限，有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量。