带尖针杆的钝体粘性绕流的数值模拟

用无波动、无自由参数耗散的差分（ＮＮＤ）格式数值求解了Ｎ－Ｓ方程,模拟了尖锥柱与球头组合体的高超音速粘性流动;清晰地给出了激波、膨胀波、剪切层和旋涡等流动图象。计算给出的定常流场与实验图象甚为一致。通过数值模拟研究了激波、旋涡的形成和发展过程以及相互作用情况。发现分离区中的旋涡存在分叉、合并及二次分离等演变历程。钝体主激波和分离激波从开始形成到相互撞击;发展到在与分离区相互干扰下向前、向后运动和变形;最后趋于定常状态。     

非定常旋涡-翼型相互作用问题数值模拟研究

针对直升机旋涡-桨叶相互作用问题,以其二维简化模型旋涡-翼型相互作用问题为研究对象,发展了基于雷诺平均Navier-Stokes方程和自适应混合笛卡尔网格的流场数值模拟方法,通过给定合适的自适应判据,动态网格自适应技术能够准确捕捉旋涡位置和保持旋涡强度。通过两类旋涡-翼型相互作用问题的数值模拟研究,揭示了旋涡与翼型相互作用过程中产生的复杂流动现象和非定常气动力变化。数值模拟结果与相关文献中的试验数据和数值计算结果吻合,且对三维桨叶的气动载荷研究和振动分析具有指导意义。     

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析

针对马赫数为1.95的欠膨胀超声速喷流声辐射特性,采用高精度计算格式的大涡模拟（LES）方法进行数值研究。通过对喷流平均流及湍流脉动统计结果的对比,确定数值方法的精确性。细致分析了超声速喷流流动特征,特别关注了其中激波胞格和湍流相互作用现象。基于流动与声场辐射间的关联性,分析了超声速喷流马赫波、宽频激波噪声辐射特性及形成机理。数值结果表明超声速喷流的剪切层演化及激波胞格与湍流间的相互作用构成欠膨胀超声速喷流的主要噪声源。     

矩方法及其在水凝结研究中的应用与发展

矩方法(Method of Moments,MOM),又可以称作内部坐标矩方法,通过求解液滴尺寸分布函数对内部坐标的各阶矩的输运方程,反映粒子数量及尺寸分布的演化。在各种有关伴随凝结流动的数值方法中,矩方法兼顾了计算效率和液滴分布信息,因此被广泛应用于水凝结的研究。本文首先介绍了经典矩方法,综述了矩方法的最新发展。然后应用经典凝结矩方法,研究了伴随同质凝结的Prandtl-Meyer膨胀流动问题,计算发现随着来流水蒸气饱和度的提高,凝结诱导的激波由定常状态向非定常状态转变,出现自激振荡现象;进一步,将经典凝结矩方法推广到异质凝结领域。通过引入"瞬间活化"假设,简化了异质成核模型,将此方法应用到伴随异质凝结的激波管问题中,进行了参数研究,加深了对异质凝结和流动相互作用的认识;最后针对经典矩方法无法处理相间相互作用的问题,将经典矩方法中的矩方程改写为基于液相平均速度的形式,发展了一套考虑相间质量、动量、能量交换的矩方法,应用此方法研究了伴随同质凝结的旋涡运动问题,分析了旋涡中凝结的产生过程,以及凝结与流动相互作用对液相分布的影响,计算结果显示了凝结生成的液滴在离心力作用下离开旋涡中心的现象。     

数值模拟中的边界处理方法研究

为适应于模拟超声速流场中的一些特殊物理现象,研究了不同物理现象对边界处理的要求。针对激波、旋涡和声波等流场中典型的流动现象,采用常用的外推、特征和缓冲三类边界处理方法分别进行数值模拟。计算结果表明超声速流场边界采用外推技术,只适于计算带有激波的边界。特征方法还能适于旋涡运动的计算。声波的计算只能采用缓冲层技术。     

激波与旋涡对干扰研究:激波动力学特性及声波产生机理

采用五阶WENO格式,通过数值求解二维非定常Navier-Stokes方程,系统模拟了激波与旋涡对的干扰过程.我们研究了强度为1.05和1.2两个典型的激波同不同强度的旋涡对的干扰过程.根据激波动力学特性,我们把激波与掠过型旋涡对干扰分成四类,而碰撞型干扰分成七种不同的类型.研究表明,激波与旋涡对干扰过程中,声波产生有三种机制,激波与涡对的干扰,涡对之间的耦合以及激波与声波的干扰.     

激波作用下粉尘卷扬,点火与燃烧的数值研究

根据本文给出的守恒方程和计算方法，对激波与沉积可燃粉尘的相互作用进行了数值研究，讨论了激波作用下的颗粒的上扬、点火与燃烧的基本特征以及波后燃烧粉尘云的内部结构。     

一种高阶精度大涡模拟技术用于激波/火焰相互作用

基于Smagorinsky亚格子模型和增厚火焰技术,开发了一种高阶精度的反应流大涡模拟求解器,运用于数值研究边界层对激波与火焰相互作用的影响。该求解器的核心在于加入了基于超黏性的激波捕捉技术和时空三阶精度的两步Taylor-Galerkin紧致（TTGC）有限元格式,并通过对一维Shu-Osher问题和二维激波/气泡相互作用问题的计算,验证了求解器对激波、接触间断和湍流脉动等流动细节的捕捉精度,计算结果与实验数据吻合良好。通过对激波管内激波、火焰与边界层相互作用问题的数值模拟,发现由于激波与边界层的相互作用会产生不稳定的激波分叉现象,激波三分叉点传播速度的发展经历了水平匀速运动、小斜率线性增长和大斜率迅速增长3个阶段,由此揭示了激波分叉促进火焰加速的机理。当火焰面传入激波分叉区后,流场不均匀的回流区起到了稳定火焰的作用,一方面分叉结构内火焰面能够为激波的运动持续地供应热量,另一方面局部超声速区域为火焰的快速传播提供动力,使其能紧跟激波。通过对比相同条件下甲烷和乙烯燃烧的数值结果,发现两者爆震点触发的位置都出现在马赫杆后面,热量释放率的变化趋势也大致相同,但乙烯出现爆震的时间比甲烷早。     

用解析离散法构造 WENO-FCT 格式

本文利用解析离散法的导数计算公式构造高精度ＷＥＮＯ格式,并引入ＦＣＴ通量修正技术以消除非物理解振荡。通过激波－边界层干扰,激波－旋涡相干结构的数值模拟证明方法既能够有效地捕捉激波间断,又对边界层分离及旋涡结构有很好的分辨率,是一类有效的高精度计算格式。     

平面激波绕矩形障碍物后的绕射与反射

本文通过激波管二维光测模型实验和采用矩形网格的FLIC方法进行数值计算两种手段针对平面激波绕矩形障碍物后的绕射与反射的问题进行了分析和研究。文中给出了绕射波的波形以及平面激波绕过矩形障碍物后与地面相互作用而产生的从规则反射到马赫反射的波系图案。本文考虑了入射激波马赫数M_i及不同矩形障碍物高度H的影响,并将二维光测模型实验同数值计算的结果进行了比较。     

CPR方法与高分辨率二阶格式的混合算法

重构修正方法（correction procedure via reconstruction,CPR）具有紧致高效的优点,但对较强激波的捕捉能力还相对较弱,而加权紧致非线性格式（weighted compact nonlinear scheme,WCNS）具有很强的激波捕捉能力。将基于高阶WCNS插值的二阶格式引入到高阶CPR方法中,构造了一种高效高分辨率的混合激波捕捉格式。首先,基于非线性权偏离线性权的程度的激波侦测器侦测出问题单元,并在问题单元附近引入缓冲单元,其余单元则标记为光滑单元。然后,针对问题单元和缓冲单元采用二阶格式计算,光滑单元采用CPR方法计算,构造混合格式。通过对等熵涡问题、含激波的问题以及激波旋涡干扰问题的数值模拟,测试了混合格式的精度、激波捕捉能力和计算效率。数值模拟结果充分说明了该混合格式具有很强的激波捕捉能力,同时在光滑区具有高分辨特性,可以应用于高超声速流动问题的高效数值模拟中。相比于基于高阶WCNS插值的二阶格式,此格式具有更高的计算效率和更高的分辨率。     

运动激波和旋涡相互作用的实验观察

本文介绍了平面运动激波和单个旋涡二维相互作用的实验。实验在方截面激波管中进行，实验中拍摄了激波和旋涡相互作用全过程的纹影照片，实验结果发现，运动激波通过涡核时发生激烈变形并在波后流场中产生圆柱形声波。     

高马赫数来流条件下斜激波与流向涡对相互作用

针对斜激波入射流向涡对形成的复杂流动干扰现象,在来流马赫数6条件下,利用后掠斜坡式涡流发生器生成流向涡对,采用数值模拟结合激波风洞实验,研究了斜激波与流向涡对相互作用引起的激波变形和旋涡演变。结果表明,斜激波与流向涡对相互作用的剧烈程度大致分为强、中、弱三种。在强相互作用下,激波面向上游凸起的程度最剧烈,呈现类“T”字型特征,其对称面处接近于一道正激波,波后出现回流区和局部流动滞止,使得流向涡对发生破碎;在中等相互作用下,对称面处存在局部正激波,但没有出现回流区;在弱相互作用下,不再出现局部正激波。进一步地分析发现,斜激波与流向涡对相互作用产生的流向涡对破碎现象,不符合经典的激波作用下单个流向涡破碎理论的预测。采用流向涡对对称面处的气流参数,对经典的流向涡破碎理论进行修正后,能够预测本文流向涡对在斜激波作用下是否发生破碎。本文为掌握激波作用下流向涡对破碎现象的规律,提供了重要参考。     

旋涡对翼型的气动干扰

用数值模拟方法研究了旋涡对翼型的气动干扰。出发方程是N-S方程。数值格式为Beam-Warming格式。结果表明,旋涡位置改变,其对翼型的气动(激波和升力)干扰随之有显著变化;涡的有利干扰可使翼面上流动分离受到一定程度的控制,导致翼型升力增大;涡的位置和强度的合理组合能有效地提高升力。计算还表明,单一旋涡扫过翼型时平均升力将提高50％左右。     

SFD方法模拟高超声速进气道中激波与边界层干扰

采用ＳＦＤ方法,在ＥＸＣＥＬ软件上利用ＮＮＤ格式数值模拟了激波与平板边界层之间的相互作用以及激波与管道壁面边界层的相互作用,即高超声速进气道隔离段内激波串流动现象。该方法的特点是简单、直观而且不用常规编程,计算结果基本反映了流场的基本结构,表明ＳＦＤ方法是一种具有潜力的计算方法。     

超声速来流与侧向射流作用下的三维流场结构

研究超声速流动与侧向射流作用下的三维流场结构对飞行器表面流体分离控制以及超燃发动机燃料混合等具有重要作用。基于大涡模拟(LES)方法和高阶TCD/WENO混合格式,对来流马赫数Ma=4,平板上侧向射流的流场结构特性进行了数值模拟。模拟结果表明,流场内的主要波系由弓形激波、分离诱导的激波以及桶形激波组成,这与相关实验结果相符。同时,计算结果还清晰显示了射流与主流相互作用下,射流上游的分离区流动呈现高度瞬态特性,分离区内旋涡结构不断变化,数目由2个到4个再到6个不断发展,平板表面流线复杂。射流尾涡摆动,涡管上扬,呈现非定常特性。     

涡扇发动机缩尺风扇管道声学试验数据分析

降低噪声是民用飞机适航性的要求,降低飞机噪声必须控制飞机的主要噪声源发动机噪声向外辐射。飞机的主要噪声源为发动机,对于高速发动机,离散噪声占主导地位,在管道内以模态形式传播。对于超声速风扇,除了离散噪声,还有叶片与超声速来流相互作用形成的激波噪声,主要分布在叶片轴频率及其谐波处。本文主要通过在风扇试验件上开展声学测试获得声源的模态信息和管道内激波噪声轴向衰减特性,用于验证声模态和激波噪声分析工具。试验是在几种不同风扇工况下进行的,用布置在进气道中轴向不同位置的两圈传声器进行测量,周向各均布40个传声器,得到周向模态信息。在同一周向位置沿轴向布置10个传声器,用于获得激波轴向衰减。为能在试验中准确地量化各个测量值,并真正反映风扇管道声源特征,需要规范频谱处理的方法以及对高速风扇管道的声源有深刻的了解。本文阐述了管道声模态的基本理论,对管道内声模态的测量值进行了分析,最后跟数值结果进行对比,得到了较一致的结果。根据经验模型,激波主要分布在1BPF以内的轴频处,对试验数据展开分析,获得激波声功率级,与数值计算结果进行了对比分析,发现了试验中存在的问题,同时分析了幅值差异产生的原因。     

高超声速计算中的气体动理学格式

回顾了高超声速连续流部分的计算流体力学(CFD)方法,总结了近些年兴起的气体动理学格式。阐述了该格式的构造机制,强调了将物理规律直接用于构造数值方法的思路。结合一些应用实例,例如激波相互作用、激波边界层相互作用以及边界层分离等高超声速问题,说明了这种构造思路给数值模拟带来的优点。从高超声速的发展历程来看,气体动理学格式的构造过程包含了更基础的物理规律,而且具有多尺度的特性。这些特性有助于研究复杂的高超声速问题。介观或者微观角度直接构造数值方法的发展趋势为高超声速计算工具指出了可能的发展方向。     

激波绕射方台的非定常流场研究

本文以数值方法研究了运动激波绕射矩形突台的非定常流场发展过程。计算中采用ＴＶＤ格式，得到了清晰的流场变化图谱。从流场图中可分辨出旋涡的形式过程及分离域形态。研究结果表明，本方法可以很好地描述激波绕射方台形成的复杂流动过程，对流场间断有较高的捕获力。     

脉冲激光能量降低高超声速波阻机理研究

高超声速飞行器面临较高的波阻问题。为揭示基于脉冲激光能量沉积的减阻机理,并为激光减阻新方法提供科学指导依据,在马赫数为5.0的高超声速激波风洞内开展了单脉冲激光与弓形激波相互作用过程的实验研究。结合数值模拟结果,揭示了单脉冲激光的减阻机理。通过数值模拟研究了高重频激光与弓形激波相互作用的减阻机理。结果表明:在脉冲激光引致的激波与弓形激波相互作用的特定时刻,钝头体表面附近形成了低压低密度通道,这是钝头体阻力降低的原因。高重频激光引致的激波串可在高超声速流场中追赶合并形成锥形的准静态波,准静态波与弓形激波相互作用增大了弓形激波的脱体距离,弓形激波后压力和温度重新分布,形成相对稳定的流场结构,减阻率达到19%。