一种新的分区重叠洞点搜索方法—感染免疫法

本文分析了分区重叠计算中洞点搜索的传统模式及春应用上的缺陷，针对凹形重叠区难以精确寻点的问题，提出了一种新的洞点搜索方法：感染免疫法。文中给出了二维和三维情况下的搜索算例作为验证，实际应用表明，方法无论是寻点能力还是在通用性方面都优越于传统模式。     

界面化、自动化的战术导弹CFD系统平台

介绍了研究、开发成功的完全界面化、网格生成和CFD计算自动化的战术导弹CFD系统 平台.该软件平台主要基于Visual Basic和Fortran的混合编程,同时大量运用了数据库集 成技术,大大方便了工程技术部门人员的使用.该平台已经在多个航天部门中得到成功的运 用,并取得了可靠的结果.      

高超声速再入钝头体表面热流计算

基于跟踪流线的轴对称比拟法,采用纯工程算法、Euler数值计算与边界层内工程算法相结合的方法,对高超声速再入钝头体的表面热流进行了计算,并将计算结果与风洞实验数据进行了对比,两者吻合较好,验证了两种工程算法在计算高超声速飞行器热环境方面的正确性.将两种工程算法与数值求解N-S方程进行对比,表明工程算法在迎风面的热流计算方面有较高的精度,节约了计算时间,很好地满足高超声速飞行器概念研究和设计的需要.      

二维DRAGON网格自动生成技术的研究

对重叠网格技术中新出现的Cut-Paste方法进行了研究和改进,结合网格洞边界标识的缝合与重组织技术,首次将其应用在DRAGON网格生成中,提出了二维DRAGON网格的自动生成方法,最后编制出通用程序,给出了多体网格的复杂示例.实际计算表明,本文方法具有自动化程度高、可靠性好、DRAGON网格质量高等特点.     

攻角振荡对高超声速进气道性能影响数值模拟

应用重叠网格计算方法对高超声速飞行器出现攻角振荡时的发动机进气道的流场特性进行了数值模拟,给出了频率为10,20,40 Hz以及3°和5°振幅对进气道气动力、总压恢复系数和流量系数的影响,比较了飞行器在Ma∞=4,H=17 km爬升阶段和Ma∞=6,H=28 km巡航阶段攻角振荡对进气道性能参数的影响。计算结果表明,攻角的动态变化会造成进气道气动力、总压恢复系数和流量系数出现较大波动。     

有限体积法中面积分离散格式的精度分析

讨论了应用顶点中心格式对欧拉方程进行有限体积离散时的精度,详细推导了顶点中心格式在平滑网格和扭曲网格上的截断误差,同时与中心格式和顶点格式进行了比较.格式精度分析采用泰勒级数展开的方法.分析结果表明:顶点中心格式和顶点格式类似,总能达到至少是一阶的精度,并且可以通过加密网格的办法减少误差,而且顶点中心格式更适合于分区计算.通过圆弧亚音速绕流和NACA0012翼型绕流流场的数值计算,验证了分析的结论.     

重叠网格技术中割补法的研究与改进

针对计算流体力学中重叠网格生成困难的问题,分析了重叠网格自动生成技术中割补法的主要特点和基本流程,指出其在洞映射单元属性的判断方法和洞边界外推过程中出现的"孤点"现象等方面的问题,提出了合理的改进方案,并将改进后的方法应用到自适应嵌入网格和DRAGON网格的生成中,最后编制出通用程序并给出了三维算例.实际应用表明,改进后的方法具有更稳定、自动化程度更高、适用范围更广的特点.     

RBCC发动机火箭出口结构热防护研究

基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究，该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入，火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点，导致该位置热环境非常严酷，为了探索火箭出口位置热防护结构，开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明，石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验，能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明，热防护材料至关重要，高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护；高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求，但其抗烧蚀性能略低，尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题，在更长时间试验中会导致热防护失效，针对这些问题，本文提出了进一步研究建议。