Rankine涡作用下激波变形和分叉的数值研究

数值模拟了激波和Rankine涡相互作用,重点研究了波涡相互作用引起的激波结构的变化过程.应用非结构化适应网格下的二阶精度Godunov型的PLM格式来求解Euler方程,对一平面激波与不同涡强Rankine涡相互作用下瞬态激波的运动、发展进行了研究.漩涡与激波间相对强度的大小对激波结构的影响明显,弱相互作用诱导激波变形,强相互作用诱导激波变形并产生分叉.计算结果表明,应用非结构化适应网格的PLM格式所得到的数值解较好地反映了瞬态激波结构的有关特征和信息.     

高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究

以平板上直立平无限谪圆柱体为研究对象，采用和Ｒｏｅ三阶通量差分分裂格式求解雷诺平均Ｎ－Ｓ方程，数值模拟研究了高超声速且壁面有传热条件下三维流流场的激波边界层干扰特性，物面压力分布计算值与值吻合良好，数值模拟结果可见圆柱上游分离区流场是一个马蹄形五涡结构且存在有二次分离激波，这是一种值得深入研究的流动新现象。     

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

残量分布格式初步研究与应用

介绍了一种新的流场计算数值格式——残量分布格式。它是一种多维迎风格式,适于三角形网格和四面体网格。给出了该格式的标量方程和Euler方程。算例显示:该格式能处理稳态与非稳态问题,计算精度高,有较强的捕捉激波能力,且结构紧凑,易实现编码。     

激波干扰对发汗冷却影响的数值模拟研究

基于宏观表征体元(REV)的数值模拟方法开展了激波干扰对异质发汗冷却影响的数值模拟研究,获得了外部激波干扰与引射气体边界层耦合相互作用流场特征.研究结果表明,不同冷却介质对于冷却效率有显著的影响,冷却介质比热容越大,相同注入率条件下的冷却效果更好;入射激波干扰会显著影响多孔材料表面的压力分布,使得多孔材料内部冷却介质会...     

冲压发动机进气道流场数值模拟

采用有限体积法对积分形式的Navier-Stokes方程组进行空间离散，所获得的常微分方程用多步Runge-Kutta方法求解。数值模拟了某导弹冲压发动机进气道的三维流场，给出了不同反压条件下该进气道的内外流场结构和表面压强分布，并分析了进气道内激波与附面层的相互作用现象。     

燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟

采用基于Favre平均的三维N-S方程,对燃气推力矢量控制发动机全内流场进行了数值仿真,研究了燃气引流、燃气二次喷射及与发动机内主流相互作用等复杂流动。研究结果表明,流场内包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。通过数值模拟,对试验中的异常现象进行了定性分析,得出了与试验一致的结论。     

喷管分离流流动-热-结构顺序耦合数值模拟及试验研究

针对大膨胀比喷管气流分离状态下喷管所受的复杂载荷,采用数值方法分析喷管结构.利用有限体积二阶迎风插值格式及SST涡耗散湍流模型,结合二层增强型壁面函数,求解N-S方程、热传导方程.采用流固耦合的流动与换热模型,流场与结构温度场互为边界条件交互数据,实现了流场解算与温度场解算的耦合数值分析.应用有限元方法对给定的温度场及压力载荷作用下的结构进行了瞬态静力分析,实现了流动-热-结构的顺序耦合.采用此计算模型对轴对称拉瓦尔喷管进行了数值模拟,发现在大膨胀比下喷管发生气流分离,经分离处的斜激波后气流温度梯度及压力梯度变化较大,导致该区域应力较大.为验证模型的准确性,开展了试验研究,测得的气流分离位置和计算得到的分离位置很好的符合,说明了计算方法的有效性.     

高超声速进气道等直隔离段的反压特性研究

为了研究高超声速进气道等直隔离段的反压特性,对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下的等直隔离段内流场进行了数值分析。研究了不同来流马赫数下等直隔离段在不同反压作用下的流动特征,分析了激波串的变化规律以及激波串长度与反压的关系,明确了激波串名义长度与激波串长度的概念。结果表明,随着反压的增加,激波串起始位置前移、名义长度增加,计算值与Waltrup-Billig经验式吻合很好;激波串长度逐渐减小,并给出了激波串长度与反压比的拟合关系。当接近最大承受反压时,激波串由斜激波串逐渐变为正激波串,其对气流的压缩作用接近于正激波的压缩效果。当来流非均匀时,隔离段内形成不对称的单边激波串结构,且最大承受反压下无正激波串出现。     

单喷管火箭自由喷流噪声数值模拟

利用非定常燃气流场数值模拟方法，研究超声速喷流核心区及其外围亚声速区燃气流动态分布和流动特性，在此基础上利用欧拉方程条件的伽辽金有限元方法以及FWH方法，实现并完成喷流噪声传播特性、辐射特性数值模拟。喷流噪声数值模拟结果显示：燃气流推进初期，强喷流噪声区域紧随燃气流前锋；燃气流场相对稳定后，强喷流噪声区域主要位于燃气流等能区末稍，一些小尺度试验的燃气流激波系附近也存在较强喷流噪声。这些强喷流噪声主要由燃气流前锋带动的大涡动态卷吸、燃气流强湍流脉动以及激波扰动引起。受数值模拟网格分辨率影响，当前仅能保持中低频段声压级数值模拟结果与实测结果总体接近。     

计算尖锥迎面干扰的一种新方法

本文从运动气流的二维激波动力学方程组出发,提出了一种计算平面运动激波和尖锥头激波迎面干扰问题的新方法。该方法可以计算穿透激波的强度和形状,马赫反射时三波点的轨迹,马赫杆的强度和几何形状,以及锥面峰值压力的大小。计算结果与数值模拟、其它计算方法以及实验数据进行了比较,结果表明本方法不仅精度较高,而且保持了简捷,省机时的优点。     

物体穿越斜激波干扰特性的数值研究

当物体以超声速穿越同向运动的斜激波时，它的飞行Mach数和攻角都会发生较大的变化。穿越过程中斜激波与物体脱体激波发生相互作用，形成复杂的激波干扰波系结构，基本的干扰形式为复合Mach反射结构。不同的穿越位置时，由于不同的来流条件，使物体上尾部凹坑内的流场和波系发生很大的变化，随着物体的穿越过程，当头部和凹坑下游壁面与翼面穿越激波时，阻力系数有两次剧烈的变化，法向力基本呈线性下降，压力中心先大幅度后移，物体逐渐穿过激波后又快速前移。因此穿越过程使物体加速，给物体的姿态带来很大的扰动。翼面穿过激波也造成阻力、法向力下降，压心后移。如果对有控制的飞行器，穿越激波时气动力特性和稳定性的急剧变化，将给控制系统带来很大的困难。     

星箭分离减冲击环结构优化设计

针对星箭分离过程，建立了减冲击环结构模型，并分析了该结构的减冲原理。利用冲击响应谱的时域合成算法计算获得符合冲击谱规范的时域载荷，并以此作为结构优化设计中动力学模型的输入载荷工况。以减冲击环的连续层数、单层支撑块数、连续层厚度、支撑块层高度以及环的外半径和内半径6个结构参数为设计变量，以减冲效果和结构强度、刚度为约束，以质量最轻为目标，建立减冲击环的结构优化设计模型，这是一包含离散变量和连续变量的混合优化问题。为了在跨平台下求解该混合优化问题，采用代理模型策略和自适应模拟退火算法求解，并在最优点处开展结构性能对设计变量的敏度计算，对计算结果进行了分析评估。本研究对强冲击动力学环境下的航天器结构分析与设计有一定的指导意义。     

“人字形小肋”对激波/边界层干扰的影响研究

在曼彻斯特大学跨声速风洞开展激波/边界层干扰及“人字形小肋”对其影响的实验研究。在马赫数1.85流场条件下,应用高速纹影、油流、皮托压力测量和基于压敏漆的壁面压力测量技术,研究“人字形小肋”流动控制方法对激波/边界层干扰的流动分离结构与尺寸、压力分布特性与波系特征等影响。结果显示激波/边界层干扰诱发流动分离,分离区呈现三维特征,在“人字形小肋”的作用下,分离线呈现“波浪”形且整体向上游移动,干扰区流向尺寸增大,分离区高度减小且长度略增大,再附区的压力极值降低,这些特征与叶片、尖楔等微涡发生器的影响趋势相反。下一步工作中,拟针对“人字形小肋”开展参数优化研究,“人字形小肋”可能成为降低激波/边界层干扰诱发的高热流载荷的有效方法。     

前向空腔的弓形激波特性研究

在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究,应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值,利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体距离预测方法,结合国外的试验测量结果与Organ-pipe理论,验证了这种方法的有效性和适用性,且该方法对激波脱体距离的预测结果与FD-14A风洞试验结果一致。此外,基于这种方法讨论了空腔振荡频率预测方法存在的争议。最后,研究了Ma=10流场下球锥体-前向空腔构型的脱体激波振荡幅值与平均速度的规律。     

火星进入舱开伞弹伞载荷动力放大系数研究与试验验证

首先推导了单自由度系统在矩形和半正弦波形脉冲冲击下响应谱动力放大系数与脉冲作用时间的理论解析公式,然后采用有限元显示冲击动力学分析方法,分析了火星探测器进入舱进入过程中开伞弹伞低频大冲击载荷的载荷波形、脉冲作用时间以及结构阻尼对进入舱主结构动力放大系数的影响;最后介绍了开伞载荷悬吊冲坠模拟冲击动载试验和弹伞载荷真实弹伞筒冲击动载试验。分析与试验结果表明:冲击作用时间在1 ms以下时,结构衰减效应明显,冲击作用时间大于5 ms后,动力放大系数同波形下趋于稳定;开伞载荷由于指数型前沿上升时间较长,动力放大系数基本为1;弹伞载荷上升前沿较陡,矩形前沿波放大倍数在1～2倍之间。上述研究可为火星探测器进入舱结构载荷条件的确定提供参考。     

高超声速混合流动的粒子模拟耦合算法

通过采用基于三维非结构网格的子网格技术,对适用于高超声速混合流动的自适应时间步长粒子模拟耦合算法(Improved Hybrid Particle Simulation Method,IHPSM)进行了改进,在保证算法计算效率的同时降低数值误差。通过对三维双曲钝锥外形的数值仿真及与DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算结果的对比分析,证明改进的IHPSM算法具有较高的计算精度,且能较大幅度提高计算效率。基于改进的IHPSM算法,文中针对双曲钝锥外形进行了稀薄气体效应和飞行马赫数对高超声速流动影响规律的研究。结果表明,气体稀薄程度的增加会减缓双曲钝锥前端流场宏观物理量的变化梯度,使流场激波结构变厚;来流马赫数的增大会使激波明显增强,但对激波厚度与结构的影响较小。     

超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究

采用Euler-Lagrange方法对来流马赫数为1.94的超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程进行数值研究。计算给出的射流穿透深度、液滴Sauter平均直径(SMD)及液滴速度分布均与实验吻合较好。仿真结果较详细地揭示液体射流喷雾与气流之间的强烈相互作用过程。受液雾影响,射流前形成较强激波,气流依次经过激波及液雾区域,气流速度存在两次下降过程。计算结果揭示,超声速来流可以与射流的液滴轨迹相交,气流经液雾前沿进入液雾区域后,流向往壁面偏折。本文首次发现并提出,由于气液相互作用诱导形成两组反向反转漩涡对,这对于理解两相混合过程具有重要意义。气液相对滑移速度的分析表明,液滴在穿透自由来流并开始转向时受气流作用最为显著,完成转向后气液相互作用逐渐减弱。