激波诱导燃烧模拟中轴对称边界数值异常研究

对钝体激波诱导燃烧模拟中引起对称轴附近出现数值异常现象的几个影响因素进行了细致讨论.在飞行速度低于爆轰速度情形的模拟中,在一定条件下靠近对称轴的位置会出现明显的数值异常——燃烧阵面扭曲.分别从边界处理方法、计算格式、化学反应机制和计算网格等4个方面对该异常产生的原因进行了详细地讨论.研究表明4个因素都会导致数值异常产生,深入的分析表明计算格式是其中最根本的因素,而这种燃烧阵面扭曲的数值异常应该与粉刺问题(Carbuncle)类似.针对如何克服轴对称边界数值异常提出了一些合理的措施,并给出了验证算例的对比与分析.      

基于基因算法与博弈论的气动高升力优化(英文)

讨论了基于基因算法与博弈论的组合优化算法在高升力气动优化问题中的应用。引入基因算法与博弈论相结合的分布式组合算法 ,可以将复杂的优化问题分解为几个简单的局部优化问题。文中论述了组合优化算法的构造方法 ,并应用于高升力多段翼型气动优化。与传统基因算法的数值计算结果进行了比较 ,表明本文构造的方法具有高效收敛性及强的鲁棒性 ,可广泛应用于先进气动设计问题。     

三维非结构混合网格区域分解及数据处理

讨论了三维非结构混合网格区域分解技术及子分区显示技术。在三维复杂外形的流场计算中,为了得到较高的计算效率及保证数值模拟的准确性,经常要采用混合网格及并行计算技术。本文针对三维非结构混合网格的自动分区及子网格的数据处理进行了细致的讨论,编写了相应的软件。对三维实际外形非结构混合网格的处理结果表明,本文发展的方法及软件系统具有通用性强、人为干涉参数少、自动化程度高等特点,可作为通用软件推广使用。     

非结构网格高超声速绕流数值模拟及涵道构型减阻特性分析

在非结构网格上对二维高超声速化学非平衡粘性绕流进行了数值模拟，并应用此方法对涵道构型高超声速减阻特性进行了数值分析。空间离散采用VanLeer逆风通量分裂格式，时间推进采用显式的Runge—Kutta格式。化学非平衡动力学模型为五组元五反应模型，对化学反应源项进行了点隐式格式处理，温度场的计算采用牛顿迭代法。分别对二维类弹头体涵道构型、二维半圆柱模型的高超声速绕流流场进行了数值模拟，得到了数值结果，并与完全气体绕流计算结果进行了对比分析。结果表明本文方法可以应用于高超声速绕流计算，并且涵道构型具有高超声速减阻特性。     

钝体外形气动加热与结构传热一体化数值模拟

为了提高气动加热与热防护结构传热多物理场数值模拟的稳态计算效率与计算精度,发展了一种基于有限体积法的气动加热与结构传热一体化数值计算方法。该方法将高速流场与结构温度场统一到同一物理场,基于统一的控制方程组,采用基于LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长的有限体积方法进行求解,避开了传统气动加热与结构传热耦合求解方法在时间域内的所需繁琐数据交替迭代策略。对二维/三维钝体进行一体化数值计算分析,计算结果表明:二维钝体非稳态下,得到2s时圆管驻点温度最高达到390.2K,驻点热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,证明了方法的可靠性和可行性。同时分析了三维钝体应用算例的流-固-热稳态计算特征,计算得到稳态时钝头体结构外壁表面最高温度达到535.6K,表明一体化计算方法可用于长航时飞行条件下的气动加热-结构传热多物理场耦合计算分析,为高速飞行器热防护结构设计与选材提供一定的理论与技术支持。     

三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。     

CALCULATING METHOD OF AERODYNAMIC HEATING FOR HYPERSONIC AIRCRAFTS

A new calculating method of aerodynamic heating for unsteady hypersonic aircrafts with complex config- uration is presented. This method, which considers the effects of high temperature chemical non-equilibrium and the heat transfer process in thermal protection structure, is based on the combination of the inviscid outerflow solu- tion and the engineering method, where the Euler solver provides the flow parameters on boundary layer edge for engineering method in aerodynamic heating calculation. A high efficient interpolation technique, which can be ap- plied to the fast computation of longtime aerodynamic heating for hypersonic aircraft, is developed for flying trajec- tory. In this paper, three hypersonic test cases are calculated, and the heat flux and temperature distribution of thermo-protection system are shown. The numerical results show the high efficiency of the developed method and the validation of thermal characteristics analysis on hypersonic aerodynamic heating.     

基于电子束电离的磁流体力学进气道流动控制数值模拟

采用基于电子束电离的磁流体力学(MHD)控制系统,对高超声速流场附面层,以及非设计状态下的高超声速进气道流场的磁流体控制进行了深入研究.控制方程为低磁雷诺数Navier-Stokes方程,采用等离子体动力学模型与电子束模型模拟空气电离过程.研究结果表明:①电子束电离能有效提高流场的电导率,增强磁场对流场的控制效率;②基于电子束诱导电离的MHD控制系统能有效地控制高超声速流场的附面层,但其控制效率跟电子束能量大小相关;③基于电子束诱导电离的MHD控制系统能有效地改变非设计状态下高超声速飞行器的斜激波结构,使进气道重新满足Shock-on-lip(SOL)条件,但进气道的总压恢复系数以及流量将会降低.      

AUFS格式在多组分反应流场模拟中的应用

对AUFS格式进行了讨论,并将其应用于高超声速多组分化学反应流场的数值模拟.超声速燃烧流场复杂性使得发展基于非结构网格的高精度逆风格式数值求解方法成为必然.本文中控制方程为轴对称多组分Eu-ler方程,空间分裂采用基于非结构网格的有限体积逆风格式AUFS方法,时间推进为考虑了化学反应特征时间效应的显式5步Runge-Kutta方法.化学反应模型采用经典的H2/Air的7组分8反应模型.对钝头体激波诱导亚爆轰及超爆轰流场进行了数值模拟,得到了与实验及文献相符合的计算结果.