高超声速化学非平衡绕流分布式并行算法

讨论了非结构网格高超声速化学非平衡绕流流场的分布式并行数值模拟方法。控制方程采用带化学反应源项的N-S方程,数值离散格式采用Jameson有限体积法。化学反应模型为五组元五反应模型,没有考虑电离效应,对化学反应源项进行了点隐式处理,温度场的计算采用牛顿迭代法。通过调用METIS库函数将整体计算区域进行分裂,使用PVM并行机制在PCs-Cluster机群上对二维钝头体高超声速化学非平衡绕流进行了分布式并行计算,得到了结果,并对算法的加速特性进行了对比分析。     

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。     

辐射及化学非平衡流耦合场计算方法

把一种新的三维热辐射计算方法应用到高超声速非平衡流场的数值模拟过程中:在非结构网格上对高超声速化学非平衡流场的数值模拟过程中,耦合了辐射输运方程来求解辐射热流。控制方程为含有化学反应源项和辐射源项的三维N-S方程,数值离散格式采用了Jam eson有限体积法,辐射输运方程采用有限体积法求解。化学反应模型为7组元7反应模型,并采用了化学反应特征时间步长。本文分别对RAM C-Ⅱ和MU SES-C模型进行了计算,计算结果与参考文献的结果吻合。     

HLLE+格式在高超声速热化学非平衡流场中的应用

对HLLE+格式进行了讨论,并将其应用于高超声速热化学非平衡反应流场的数值模拟.本文控制方程为带化学反应源项的多组元轴对称Navier-Stokes方程,为了保证数值模拟的精确度,空间分裂采用基于结构网格的有限体积迎风格式HLLE+方法,时间推进为隐式的LU-SGS方法.化学反应模型采用经典的Dunn-Kang反应模型,并且采用Park的双温模型模拟流场的热力学非平衡效应.对高超声速条件下的RAM-CII模型进行了数值模拟,得到了与实验以及文献相符合的结果,验证了对HLLE+格式扩展的正确性.     

非结构网格的高超声速粘性MHD流场数值模拟

应用数值方法在非结构网格上对磁场干扰下的二维高超声速钝头体粘性绕流进行了数值模拟。控制方程为N-S方程耦合Maxwell方程的粘性MHD方程组,空间离散采用有限体积方法,对流项用AUSM格式计算,粘性项用中心格式求解,时间推进用显式5步Runge-Kutta格式,引用双曲型散度清除技术加强▽.B=0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,分别对有、无均匀磁场干扰下的流动进行了数值模拟。计算结果表明,在均匀磁场干扰下,激波脱体距离显著增加,物体表面压力急剧下降。对比表明文中发展的计算方法可以准确地进行二维粘性MHD流场的数值模拟。     

基于混合网格上的高温非平衡流的数值模拟

新一代再入飞行器及空间传输系统需要了解其飞行时的气动问题及热力学问题。数值模拟高空、低密度、高熵及非平衡流动是一具有挑战性的问题。本文针对带座舱飞船高超声速再入大气过程中存在的严重气动加热现象,利用混合网格及Osher逆风格式,数值求解了三维化学非平衡Navier-Stokes方程,其中化学模型是5组分1 7个化学反应的空气化学模型,对带座舱飞船再入高度为40 km和马赫数为2 0 ,1 0的化学非平衡流场进行了数值模拟,给出了迎角为0°和2 0°情况下的各个组分的密度分布、压力等参数,并与量完全气体的计算结果进行了比较。     

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.     

Roe格式在多组元燃烧流场数值模拟中的应用

对Roe通量分裂格式进行了详细讨论,并将其推广应用到基于非结构网格的高超声速多组元燃烧流场的数值模拟中。控制方程采用三维多组元Euler方程,重点针对Roe格式开展研究;考虑到燃烧流场求解过程中出现的刚性问题,对化学反应源项采用点隐式方法处理。对超声速条件下钝头体激波诱导燃烧流场进行了数值模拟,比较分析了3种经典化学动力学模型对流场结构的影响,获得与数值模拟、试验数据相符的结果。结果表明发展的方法可以用于多组元燃烧流场的数值分析,且化学动力学模型的选取直接影响激波诱导燃烧流场中诱导区厚度。     

三维典型超声速燃烧室流场数值模拟

超声速燃烧是实现以吸气式冲压发动机为动力进行高超声速飞行的关键技术之一.本文对三维超声速燃烧室流场进行了基于有限体积方法的并行数值模拟,还对JPNal三维典型超声速燃烧室内的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟.控制方程为三维多组元带燃烧反应模型的Euler方程,空间离散采用二阶精度VanLeer迎风通量分裂格式,时间推进为考虑了化学反应特征时间的5步Runge-Kutta方法,燃烧反应为氢气/空气十反应模型.为提高计算效率,采用了基于区域分裂技术的并行计算.最后对比分析了单、双气态氢气喷流对燃烧室内流场结构及燃烧特性的影响.     

弹射座椅系统外高速流场的数值模拟

对绕弹射座椅系统的高速流场进行了数值模拟.控制方程为雷诺平均的Navier-Stokes方程,空间离散为Osher逆风格式和五步龙格库塔格式,湍流模拟采用了基于M-SST两方程紊流模型的DES方法,计算中采用了区域分裂的并行技术.对来流马赫数分别为0.6,1.2的流场进行了计算,计算结果表明该方法可以较好地模拟弹射座椅系统外的高速流场.     

超声速化学反应流场迎风格式数值模拟及并行计算

基于有限体积迎风格式对超声速燃烧流场进行了的数值模拟.由于超声速燃烧流场绕流的复杂性,要求对多组分Euler/N-S方程求解的数值模拟方法应具有较高的计算精度及效率.本文引用辅助点方法建立了具有空间二阶精度的van Leer迎风矢通量分裂格式,并应用于超声速燃烧流场绕流的数值模拟.化学反应为氢气/空气十反应模型,采用考虑了化学反应特征时间的当地时间步长显式Runge-Kutta时间推进格式.对钝头体模型爆轰现象、后向台阶氢气喷射及二维内外流超声速燃烧流场模型进行了区域分裂技术的并行计算.计算结果与参考文献作了对比,得到了满意的结果.     

高超声速小钝锥尾流转捩规律与光电特性

显式有限差分方法用于求解小钝锥高超声速化学非平衡尾流的轴对称边界层方程。该方法既适用于层流也适用于湍流。应用 Goldburg 转捩准则确定转捩初始位置。详细地计算了小钝锥尺寸、飞行速度、高度对尾流转捩和光电特性的影响。从计算中得到转捩和光电特性变化的一些有用规律。对湍流亚密部分的雷达散射截面进行了规律性分析。计算结果具有实用参考价值。     

热化学非平衡流场辐射特性数值计算

设计了耦合辐射的三维热化学非平衡流场计算方法,以适用于任意形状的网格。采用Jameson有限体积法求解耦合辐射源项的三维N-S方程。化学模型包含11个组元,20个化学反应。辐射源项通过直接求解辐射输运方程RTE获得。在空间和方向上分别离散后,利用有限体积法求解不同方向上的辐射输运方程,精确计算了波长为100-1500nm所有主要组元的吸收系数,逐条计算了目前已观测到的空气组元的原子谱线,而对分子的带状谱采用了带模型计算,并最终得到了驻点处辐射密度随波长变化的分布情况。     

高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证

对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟 ,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡 1 1组元气体模型求解非定常轴对称N -S方程组。使用有限差分时间相关法捕捉激波 ,得到了定常流场的解。差分方程隐式部分采用了LU -SGS方法以避免矩阵运算 ,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题。由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析 ,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态。     

基于预处理和网格自适应的风力机翼型气动力计算

用预处理后的Navier-Stokes方程数值模拟低马赫数下风力机翼型的静态和动态绕流流动。为了提高计算的精度,运用了网格自适应技术:初始网格的流场计算收敛后,采用流场速度的紊乱度捕捉湍流区域;采用直接分裂初始父单元的H型网格加密方法对湍流区域进行局部加密。基于初始网格与自适应网格的计算结果与实验结果的对比表明,网格自适应方法提高了计算的精度。     

基于γ-Reθ转捩模型的高超声速复杂构型转捩模拟

在大规模并行可压缩Navier-Stokes求解器AHL3D框架上,搭建了γ-Re_θ转捩模型。在该模型基础上,通过高超声速二维进气道构型算例,加入了可压缩性修正,使其能够模拟可压缩性对转捩位置的影响,同时通过修改分离诱导转捩关键参数,增加了模型对粗糙颗粒诱导强制转捩的敏感性,最后对耦合关系式也进行了适当的修改。为了验证修改后的模型对高超声速自然转捩和强制转捩的预测能力,对Ma7.4 Ames全尺寸模型和单个粗糙颗粒诱导Ma6的平板转捩进行了模拟。结果表明:与原始模型相比,修改后的模型的转捩位置被大大推迟,并且粗糙颗粒诱导转捩的作用被加强,与实验结果吻合良好。采用此模型对X-51A的20%缩比进气道模型在普渡大学Ma6静音风洞中的试验状态进行了模拟,模型不仅能够反映来流湍流度对转捩的影响,也能反映转捩带对转捩的促进作用。结果显示修改的转捩模型在高超声速复杂构型的转捩预测及研究中具有很好的应用潜力。     

收敛形进气道数值研究的验证

介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。