高超声速验证飞行器助推分离段流场数值研究

为了模拟有相对运动的多体非定常绕流，发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器，作为方法验证，模拟了俯爷振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形，对高超声速验证习行器助推分离段流场进行了数值研究，得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。     

用非结构动网格方法模拟有相对运动的多体绕流

发展了用于模拟有相对运动的多体非定常绕流，并计算由流场决定的外弹道的数值方法。该方法采用非结构动网格，显式NND有限体 格式，求解非定常Euler方程，并耦合了刚体动力学方程，作为例证，计算了俯仰振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果吻合，最后，整个策略用于计算二维机翼－外挂物分离流场，并确定了外挂物下落轨迹。     

非平衡流计算方法及其模拟激波诱导振荡燃烧

给出一种数值模拟高超声速化学非平衡流动的计算方法，采用流动项与化学反应生成源项解耦处理，即可以有效地解决非平衡流动计算中遇到的刚性问题，还具有公式推导简单和应用方便的优点。从薄层近似N－S方程出发，采用ENO差分格式，数值模拟了超音速H2／Air预混合气体钝体绕流场，较好分辨出流场中激波诱导振荡燃烧非定常流动现象，表明计算方法具有较高的精度。对计算方法的效率和网格数的影响也进行研究。     

高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究

脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

有关有限差分高精度格式两个应用问题的讨论

激波装配法结合有限差分高精度格式是发展全场一致高精度算法的一种途径。在对流场内的间断全部进行装配后,对高精度格式的应用研究成为发展本算法的主要研究问题。本文将有限差分的高精度格式应用于贴体坐标系时发现,对均匀流场,高精度格式因不满足几何守恒律而产生的数值误差比一阶迎风格式大,初步分析认为是由于高精度格式所用的模板比一阶格式更宽,涉及的网格点数更多,从而引入了更多的误差。而作者提出的基于离散等价方程的相容性算法可消除这一误差。此外,本文在利用激波捕捉法求解正方形均匀网格上的正激波运动问题时发现因通量分裂格式的使用,在激波处会产生随着特征线传播的非物理波动,这一波动在激波与网格不完全匹配时表现为多维波动相互干扰的虚假"数值湍流"现象,高精度格式的高分辨率特性使得这一现象更加明显。这是因为激波捕捉法假设激波为空间连续函数,用于包含激波的流场时必然得到数值解表示的过渡区,导致可信度评估困难,使用激波装配法可以避免这一问题。     

粘性极低速流动的预处理方法研究

讨论了采用预处理方法计算低速流动时遇到的参数选择、计算格式、舍入误差等问题,提出了一种适用于粘性计算的预处理参数计算方法.计算结果表明,使用高速流的计算格式计算低速问题时,即使残值收敛,也有可能得不到正确的计算结果;AUSM+-up格式适用于低速计算;马赫数小于等于10-6时,舍入误差会造成数值解无法收敛.     

有限差分法的坐标变换诱导误差

有限差分法应用于具有复杂外形的网格时需要进行坐标变换,在此过程中经常会引入坐标变换诱导误差。在柱坐标系下使用均匀网格进行均匀流场计算,计算结果表明,即使物理坐标对计算坐标的变换函数连续可导、计算过程中坐标变换系数直接采用准确的解析式、网格完全正交并且充分光滑,也无法避免坐标变换诱导误差。理论分析表明,产生坐标变换诱导误差的机理是笛卡尔坐标系下的守恒型欧拉方程变换至贴体坐标系下后增加了源项。针对该问题,目前国内外学者通常采用几何守恒律,构建与差分格式相匹配的坐标变换系数计算方法来消除源项。本文介绍了从包含源项的离散等价方程基础上直接进行离散的新算法,在此基础上针对非等距网格条件下MUSCL类格式重构过程进行误差分析,理论推导表明重构中需要考虑非等距插值公式的影响系数,将变量转换至计算空间内进行MUSCL重构才能保证该过程具有均匀网格下的插值精度。通过理论分析及数值实验证明新算法对于均匀流场完全不会引入坐标变换误差。     

化学非平衡解耦算法精度分析及其改进

模拟化学非平衡流问题涉及到流动方程和化学反应方程两部分的求解,流动方程组中包含所有组元的偏微分方程,导致求解变量成数量级增加,点隐算法和全隐算法在求解源项刚性问题时,通常会涉及到矩阵求逆运算,这些因素带来的巨大计算量限制了隐式算法在复杂工程问题中的应用。1993年刘君提出了化学非平衡流解耦算法,将控制方程组分解为流动和化学反应两部分,流动方程的求解采用冻结流假设来描述流体微团沿流线的运动过程,化学反应方程的求解描述流体微团在随体坐标系下发生绝热、定容的爆炸过程。结合解耦算法和有限体积法的特点对这种解耦算法进行改进,提出的优化算法不需要求解组元变量所对应的偏微分方程组,只求解由5个基本变量构成的,形式上与量热完全气体近似的偏微分方程组,通过对比计算结果发现优化算法可以显著地提高计算效率。同时,将精细积分方法应用于化学非平衡流问题的求解中,通过与传统的VODE方法和α-QSS方法对比发现,精细积分方法的鲁棒性更优、精度对时间步长不敏感,适当的选取时间步长,可以充分发挥精细积分方法的优势。     

跨洞庭湖大桥主梁节段定常气动力研究

采用风洞实验与数值模拟的相结合的手段,对跨洞庭湖大桥主梁节段的定常气动力特性进行了研究;流场数值模拟是采用ｋ－ε湍流模型封闭的雷诺时均Ｎ－Ｓ方程,求解方法是建立在交错网格了的压力－速度场迭代求解的ＳＩＭＰＬＥ算法;实验是在国防科技大学ＫＤ－０３低速风洞进行,研究表明实验与计算结果较为一致。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究北大核心CSCD

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。