超音速流动中侧向喷流干扰特性的数值模拟

通过与实验结果的比较验证Fluent软件可以用于超音速流动中侧向喷流干扰特性数值研究.使用Fluent软件对超音速流动中不同喷流压力和攻角下侧向喷流干扰特性进行的数值研究表明,超音速流动中,随喷流压力和负攻角增大,喷流前的高压区明显增大,喷流的控制效果更好.喷流包裹作用的影响范围在90°弹面内.喷流压力增大,喷流包裹作用加强,影响范围增大.     

高超声速气动热数值计算壁面网格准则

首先对高超声速气动热数值模拟中的3种壁面法向网格准则(平均自由程(MFP)、自由来流参数网格雷诺数和壁面参数网格雷诺数准则)进行了分析.随后,提出了壁面参数预估方法,使得壁面参数网格雷诺数和MFP两种准则无需进行试算即可直接预估壁面法向网格尺度.其次,运用提出的壁面参数预估方法结合不同网格准则,在同一实验条件下确定多个壁面法向网格尺度,通过与实验数据对比研究各网格准则确定的壁面法向网格尺度是否满足热环境模拟精度要求,并对提出的壁面参数预估方法进行验证.最后,开展了高超声速二维完全气体及真实气体效应算例、三维钝双锥算例的数值模拟.研究表明,壁面参数预估方法是可靠的;自由来流参数网格雷诺数准则随来流静温变化所确定的网格尺度变化趋势与物理推理相悖;基于壁面参数网格雷诺数和MFP两种准则主要受壁面温度影响,其在同一条件下所确定的网格尺度基本一致,并满足热环境模拟的精度要求.      

战术导弹横向喷流数值模拟

为了研究喷流对导弹不同升力面的干扰影响,通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格.通过几种升力面和弹身组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,计算的马赫数为2和4.5,计算结果显示具有升力面的喷流干扰比光弹身的喷流干扰大.研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将导弹喷流干扰力放大因子及喷流引起的压心变化的计算结果与目前国外公布的试验值进行比较分析,二者显示了良好的一致性.     

超声速场中的反向喷流数值模拟

采用了高分辨率的N-S(Navier-Stockes) 方程数值模拟方法,对钝头体头部反向喷流进行研究.计算并分析了头部反向喷流现象中喷流马赫数、来流马赫数、攻角等因素对流场细致结构的影响,并对反向喷流减少阻力和减少气动加热的原理进行了深入分析和探讨.研究分析表明这些因素通过决定弓形激波、马赫盘的强度和位置,来影响回流区的大小和位置,从而使有反向喷流时阻力系数所受到的影响比无喷流时更大.      

某高空螺旋桨气动特性数值模拟与风洞试验

以某高空螺旋桨为研究对象,利用k-ε湍流模型,采用三维Navier-Stokes方程,并通过数值计算模拟该螺旋桨的复杂绕流,分析其气动特性.按照等雷诺数等前进比准则,进行了该螺旋桨地面缩比风洞试验.经过比较发现,计算结果与试验结果吻合良好.验证了数值模拟计算高空螺旋桨气动特性的正确性,为高空螺旋桨的设计和试验提供参考依据.     

喷流粘性数值模拟中的混合型出流边界效应

数值模拟了三维粘性半球柱喷流流场，数值格式为Ｊａｍｅｓｏｎ的显式中心有限体积方法．针对喷流下游出流边界出现的亚音速外部绕流与超音速喷流的相互作用的问题，重点对比研究４种下游出流边界条件的处理方法：①Ｒｉｅｍａｎｎ不变量关系法；②内点外差法；③依边界当地Ｍａ数，亚音速时采用Ｒｉｅｍａｎｎ不变量关系法，超音速时采用内点外差法；④特征变量法．     

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流/矢量喷流之间干扰特性的影响.实验结果表明:在亚音速中小迎角下,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性,只是改变飞机的零升力矩系数m_z0和零升力迎角α₀,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态,减缓机翼涡及边条涡的破裂.此外当飞机处于失速状态时,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用,对飞机的气动特性产生了较大的影响,其干扰区域不仅局限于飞机后体,而且还延伸至前机体,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的10%以上.     

DES方法对返回舱气动热环境数值模拟

脱体涡模拟方法(DES,Detached Eddy Simulation)由于结合了湍流模型(RNAS,Reynolds Averaged Navier-stokes)和大涡模拟(LES,Large Eddy Simulation)两者各自优势,是模拟非定常大分离流动的有效方法.采用基于SA (Spalart-Allmaras)湍流模型的DES方法,对高超声速返回舱外形进行数值模拟,计算所得的返回舱表面压力及热流分布与实验结果吻合,证实了DES方法的优越性.最后,在DES方法中加入可压缩修正,结果证实在高超声速流动中,可压缩修正方法在一定程度上能够提高原始模型的预测性能.     

DES方法对返回舱气动热环境数值模拟

脱体涡模拟方法(DES,Detached Eddy Simulation)由于结合了湍流模型(RNAS,Reynolds Averaged Navier-Stokes)和大涡模拟(LES,Large Eddy Simulation)两者各自优势,是模拟非定常大分离流动的有效方法.采用基于SA(Spalart-Allmaras)湍流模型的DES方法,对高超声速返回舱外形进行数值模拟,计算所得的返回舱表面压力及热流分布与实验结果吻合,证实了DES方法的优越性.最后,在DES方法中加入可压缩修正,结果证实在高超声速流动中,可压缩修正方法在一定程度上能够提高原始模型的预测性能.     

新型三阶TVD限制器性能分析

在计算流体力学(CFD)方法中,限制技术是影响计算精度和计算稳定性的重要因素,目前应用较广的经典二阶总变差衰减(TVD)限制器虽能较好地满足计算要求,但性能差异大且分辨率和耗散的性能间并未得到良好权衡。对一种新型的三阶TVD插值限制器(T-3限制器)进行了研究并将其与3种经典限制器进行对比。首先通过一维黎曼问题,得出T-3限制器兼顾较高间断分辨率和良好稳定性的特点;接着通过高超声速双锥绕流和X-33外形飞行器的数值实验,得到T-3限制器具有刻画复杂流动的能力以及较优的气动热计算性能。     

加热器喷管热-流耦合传热分析

针对加热器喷管中复杂的气、固、液多相流动传热问题,建立了三维热流耦合换热计算模型,分别对燃气、冷却剂和喷管室壁建立不同的控制方程,将辐射热量作为源项加入到方程中,进行流动和传热的耦合计算.采用此方法对美国AEDC(Arnold Engineering Development Center)喷管的流动传热过程进行了计算,数值计算结果与试验结果吻合较好.在此基础上对某超燃冲压发动机试验台水冷式加热器喷管的换热问题进行了三维数值模拟,并定量分析了辐射换热对加热器喷管壁面温度分布的影响.结果表明:冷却水流量取2.0 kg/s时,加热器喷管气壁最高温度为660K,膜温度为430 K,加热器能可靠冷却,其热效率满足试验要求,对于含有H2O和CO2这样的高温燃气,辐射热量对喷管壁面温度分布有较大影响,必须引入到温度场的求解之中.     

贮箱内低温推进剂汽化过程的CFD数值仿真

为研究贮箱内低温推进剂相变对推进剂温度和贮箱压力的影响,对贮箱内的传热传质过程进行了仿真.仿真涉及的物理过程包括贮箱与外界环境的换热、推进剂的自然对流、推进剂与贮箱内壁面的换热以及低温推进剂的相变过程等.根据热力学平衡原理建立了低温推进剂相变模型,使用CFD(Computational Fluid Dynamic)方法对处于地面常压停放状态的液氢贮箱进行了450 s的仿真.研究表明随着贮箱壁面传热过程的稳定,推进剂的温度分布、流动状态以及相变情况会趋于稳定;通过仿真获得了推进剂单位时间的汽化量;影响相变的主要因素是贮箱壁面漏热以及推进剂自身的对流运动.     

龙卷风维持特性的探索

利用计算流体力学（CFD）方法建立了模拟龙卷风的装置模型。基于龙卷风在平面上的速度型,拟合成函数关系式,在三维CFD程序中设置初始速度场以及相关的边界条件,匹配不同的初始温度场进行了关于龙卷风维持和发展的一系列数值模拟。重现并利用漩涡管的Ranque-Hilsch效应以及汇流换热原理分析了本文2种不同的温度型对龙卷风内部流场变量随时间推移所发生的变化,同时揭示了龙卷风产生并维持下去的一种可能性,即冷热气流汇流换热生成温度场可能是产生和维持龙卷风的直接原因,并在此基础上提出使龙卷风削弱甚至消亡的方法,即破坏温度场。      

TVD格式与高超音速气动加热数值模拟

为了在化学非平衡流动中获得准确的流场解以及表面热流分布,将总变差减小TVD(Total Variation Diminishing)格式中的熵修正函数,由各向同性分布改为各向异性分布,同时让熵修正函数中的参数与流场中的压力梯度分布相关.将改进后的熵修正函数运用到高超音速化学非平衡绕流流场的数值模拟中,获得了较使用原有熵修正函数更为准确的流场参数和表面热流分布.采用改进的熵修正函数,可以提高壁面附近的粘性分辨率,降低热流计算结果对壁面附近法向网格尺度的敏感性.      

直升机吊挂流场数值模拟与尾鳍设计分析

根据已知的直升机吊挂的几何尺寸,利用CAD软件建立了两种吊挂的三维模型.利用图像测绘的方法对第1种吊挂尾鳍进行了初步设计,通过计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)方法对带尾鳍的吊挂模型进行了计算与分析,气动力计算结果与理论计算结果吻合较好.此外,对第2种UH-60黑鹰直升机带尾鳍吊挂进行了CFD计算,考察了尾鳍对吊挂流场的影响.通过对两种带尾鳍的直升机吊挂情况的计算分析,证明了尾鳍对保证吊挂在飞行过程中的航向稳定性具有关键的作用,进而提出了一种基于无空气阻尼力假设的直升机吊挂尾鳍尺寸的设计方法,并对第2种吊挂状态下的尾鳍尺寸进行了计算设计.计算所得到的尾鳍面积对航向稳定性的影响结果与国外风洞实验结果保持一致.     

PANS方法在双圆柱绕流数值模拟中的性能分析

PANS方法以传统的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为模板,引入控制参数对原方程进行修改,是一类能够有效模拟分离湍流流动的混合方法.采用基于Menter 剪切应力输运(SST)湍流模型的PANS方法,选取双圆柱绕流作为研究对象, 分析双圆柱流动结构,验证方法的准确性与可靠性,考察PANS方法中模型参数选取对于计算结果的影响,评估不同类型PANS方法的性能.研究表明:模化湍动能比例这一模型参数对计算结果有显著影响,且计算域内统一的模型参数取值难以处理复杂流动问题.在此基础上使方法中模化湍动能比例取值随流场物理信息和网格尺度变化,所得结果与SST DES计算结果及实验结果吻合较好,表明该方法适用于复杂湍流数值模拟.      

涡旋微槽流动与传热特性数值模拟

涡旋微槽散热器具有传输高热流密度的潜力,在解决航空航天高功率密度器件热控制方面具有广泛应用前景.在实验研究的基础上,采用有限体积法对不同体积流量和槽道结构的涡旋微槽中的流动与传热特性进行了数值模拟研究.对涡旋微槽流动的稳定性进行了分析,给出了摩擦因子和Nu数沿流动方向的变化曲线,并采用场协同原理对涡旋微槽强化传热的机理进行了探讨.计算得到的微槽平均传热系数和摩擦阻力系数与实验数据进行了对比.结果表明:涡旋微槽中二次流的出现是涡旋微槽强化传热的机理所在.     

高超声速热流计算湍流模型性能评估

采用计算流体力学方法,通过对高超声速来流下双椭球热流计算,综合分析了影响壁面热流预测精度的因素.针对工程上4种常用的湍流模型:BL(Baldwin-Lomax)模型、SA(Spalart-Allmaras)模型、k-ω模型及SST(Shear-Stress Transport)模型,评估了其在高超声速热流预测中的性能,获得了湍流模型下壁面法向网格雷诺数对热流计算的影响规律.此外,对高马赫数下不同后掠角钝舵模型进行热流计算,获得了后掠角对钝舵前缘热流峰值的影响规律.研究表明,两方程湍流模型相比一方程和零方程模型更适合高超声速气动热计算,其中SST模型对热流预测精度更高,总体性能更为优异;钝舵驻点线最大热流随后掠角增大呈非单调变化,在后掠角约为22°时热流达到峰值.