舰载直升机-舰船耦合流场数值计算研究综述

舰载直升机舰面起降是海上舰载直升机最危险的作业之一，而舰船表面的复杂气流干扰是造成该问题的主要因素之一。本文从孤立舰船舰面流场主要特征分析出发，分别总结了航空母舰与非航空母舰类舰船的主要流动特征，以及舰载直升机-舰船耦合流场的主要流动特征。在此基础上，根据舰船表面流场计算采用的数值方法分类，从无黏流场到黏性流场计算、从定常数值计算到非定常数值计算，系统介绍了国内外的发展情况与主要研究工作。对舰载直升机-舰船耦合流场数值研究，根据采用的模型与耦合方法分类，从动量盘简化耦合模型到完整直升机模型、从单向耦合到双向耦合，介绍了国外的发展历程及主要相关工作。期望舰面流场以及机-舰耦合流场数值计算主要方法的探讨，能为后期机-舰耦合流场研究及机-舰适配性研究提供参考。     

运八飞机尾部压力场的测试与研究

介绍了运八飞机尾部压力场的测试与研究，填补了运八飞机在尾部流场研究中的空白。绘制出的压力分布曲线和等压线为运八飞机停机坪建设，提供翔实、可靠的技术支持，同时为研究飞机在地面试车、滑行过程中尾部流场对环境的影响提供了理论依据。     

通道中有稳定器的湍流流场分区计算方法

采用任意曲线坐标系对含有Ｖ型稳定器的通道内湍流流场进行数值计算。对含有Ｖ型槽的复杂流场中网格分区方法作了详细的分析,提出一个新的网格划分方法。数值计算采用曲线坐标系下非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ方法,计算时对整个流场进行分区迭代,直到得到收敛结果。文中对一含有Ｖ型稳定器的直通道湍流流场进行了数值计算,结果合理。     

高超声速钝头双锥体高温流场辐射研究

研究再入高温绕流及尾流流场的辐射特性对高超声速飞行器突防和识别技术的发展具有重要意义。本文基于Navier-Stokes方程和辐射传输方程,建立了沿任意视角方向的再入体全目标区流场(包括绕流及尾迹流场)辐射特性计算方法,计算分析了在0.4~12.0μm光谱范围内钝头双锥体高温化学反应流场辐射在不同视角(0°~180°)方向以及不同再入高度(40~60km)下的变化特征。     

风能模型的发展及CFD在风资源开发利用中的应用

风能科学的发展一个很重要的方面就是从大气运动到风力发电机尺度流场的不同时空尺度运动的研究。随着计算能力的发展，计算流体力学（computational fluid dynamics, CFD）已经广泛应用于风能开发领域，使得风能模型从应用于较平坦地形的线性模型，发展到应用于复杂地形、耦合天气过程，考虑风力发电机排布、尾流效应的模型链。本文首先介绍了目前风能评估、微观选址、风功率预测模型的发展，之后详细介绍了在这些风能模型中CFD方法的改进，主要集中在中尺度到微尺度的“降尺度”、尾流模拟和复杂地形风场模拟3个方面，最后对风能模型发展过程中CFD所面临的挑战进行了展望。     

螺旋桨黏性流场非定常数值模拟

基于多块结构滑移网格,采用多参考系模型（MFR）,对某六叶螺旋桨黏性流场进行了非定常数值模拟.分别建立包围螺旋桨的旋转区域和螺旋桨以外的静止区域,很好地解决了螺旋桨的相对旋转问题.计算结果与实验结果吻合良好,验证了计算方法的正确性.对前进比为0.90和0.75情况下的桨后复杂流场进行分析,得到了螺旋桨尾涡的一些静态和动态特征,螺旋桨尾涡中包含正负两层,与实验观察到的现象一致.获得了螺旋桨对桨后轴向速度分布的影响规律:螺旋桨对桨叶45%和70%半径处轴向速度增加远大于90%半径处轴向速度;随前进比减小,该区域内轴向速度继续增加,90%半径处轴向速度几乎不变.      

基于致动线方法的风力机气动数值模拟

致动线方法是通过引入体积力代替叶片的致动线技术与三维Navier-Stokes方程相结合来获得风力机周围流场信息的一种方法。该方法避免了花费大量网格与计算资源去求解风力机叶片的附面层,从而可以把更多的网格与计算资源用于风力机尾流流场的模拟,非常适合用于风力机尾流流场的研究。以NH1500叶片为计算模型,从叶片载荷分布和功率系数两个方面,将引入高斯分布的致动线方法的数值模拟结果与BEM理论、CFD方法以及风洞实验进行了系统的比较,验证致动线方法用于风力机气动数值模拟的可行性,并且对致动线方法计算出的尾流流场进行简要的分析。     

高速列车模型尾流测量及数值积分

结合风洞试验首次采用三维尾流数值积分方法对高速列车尾部流场进行了定性与定量的分析，结果表明尾流积分方法用于高速列车三维尾流场分析，深化了对尾流机制的认识。     

对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性的试验研究

本文简述了用热线风速仪测量“NACA 63-012”对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性,讨论了流场的时均特性及雷诺应力等湍流量的分布特性,提出了无因次速度分布的半经验公式、相关参数及相关曲线解析式,并得出了几点重要结论。     

锥体高超声速尾流辐射特性

应用显式有限差分法求解了轴对称尾流边界层方程,求出高超声速锥体尾流化学非平衡流场。在求得温度、速度、密度和粒子浓度场的二维分布的同时,详细求解尾流中各种粒子的辐射强度和辐射量的二维分布。     

侧向控制喷流干扰流场特性数值研究

侧向喷流是导弹在中高空进行姿态控制的重要手段.本文用数值方法求解N-S方程,模拟了二种带侧向喷流控制的喷流与绕流的干扰流场.通过定性流场结构和物面压力分布与实验结果的比较,数值模拟能较好地模拟侧向喷流与外流干扰产生的复杂流场特性.给出了合理的流场结构和干扰气动力特性,表明数值方法可以作为型号侧向喷流控制设计的研究手段.     

欠膨胀火箭多股喷流干扰流场的数值模拟

本文利用高精度的TVD有限体积差分格式,对欠膨胀火箭多股自由喷流的干扰流场进行了数值研究,给出了两股自由射流的干扰流场的复杂激波系结构,包括内、外层反射激波、相交激波等波系结构。数值结果与实验结果较为吻合。     

弹体超声速绕流与底喷流干扰流场的数值模拟

利用ＴＶＤ有限体积格式数值模拟了弹体超声速绕流与底喷注相互干扰的复杂流场。采用四步Ｒｕｎｇ－Ｋｕｔｔａ时间推进多步法及“冻结粘性”技术,加速了迭代收敛,节省了计算机时。     

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究

横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数（马赫数、静压）的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明：在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。     

Numerical investigation on jet interaction with a compression ramp

A numerical investigation on jet interaction in supersonic laminar flow with a compres- sion ramp is performed utilizing the AUSMDV scheme and a parallel solver. Several parameters dominating the interference flowfield are studied after defining the relative increment of normal force and the jet amplification factor as the evaluation criterion of jet control performance. The computational results show that most features of the interaction flowfield between the transverse jet and the ramp are similar to those between a jet and a flat plate, except that the flow structures are more complicated and the low-pressure region behind the jet is less extensive. The relative force increment and the jet amplification factor both increase with the distance between the jet and the ramp shortening till quintuple jet diameters. Inconspicuous difference is observed between the jet-before-ramp and jet-on-ramp cases. The variation of the injection angle changes the extent of the separation region, the plateau pressure, and the peak pressure near the jet. In the present computational conditions, 120 is indicated relatively optimal among all the injection angles studied. For cold gas simulations, although little influence of the jet temperature on the pressure distribution near the jet is observed under the computation model and the flow parameters studied, reducing jet temperature somehow benefits the improvement of the normal force and the jet efficiency. When the pressure ratio of jet to freestream is fixed, the relative force increment varies little when increasing the freestream Mach number, while the jet amplification factor increases.     

Sensitivity analysis of flowfield modeling parameters upon the flow structure and aerodynamics of an opposing jet over a hypersonic blunt body

Implementation of an opposing jet in design of a hypersonic blunt body significantly modifies the external flowfield and yields a considerable reduction in the aerodynamic drag. This study aims to investigate the effects of flowfield modeling parameters of injection and freestream on the flow structure and aerodynamics of a blunt body with an opposing jet in hypersonic flow. Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations with a Shear Stress Transport (SST) turbulence model are employed to simulate the intricate jet flow interaction. Through utilizing a Non-Intrusive Polynomial Chaos (NIPC) method to construct surrogates, a functional relation is established between input modeling parameters and output flowfield and aerodynamic quantities in concern. Sobol indices in sensitivity analysis are introduced to represent the relative contribution of each parameter. It is found that variations in modeling parameters produce large variations in the flow structure and aerodynamics. The jet-to-freestream total-pressure ratio, jet Mach number, and freestream Mach number are the major contributors to variation in surface pressure, demonstrating an evident location-dependent behavior. The penetration length of injection, reattachment angle of the shear layer, and aerodynamic drag are also most sensitive to the three crucial parameters above. In comparison, the contributions of freestream temperature, freestream density, and jet total temperature are nearly negligible.     

侧向多喷流流场数值研究

为研究侧向喷流对高超声速拦截弹喷流直接力控制性能的影响，发展了在有限体积离散方法框架下的三维非定常N—S方程，采用LU—SSOR隐式时间推进格式和残值项空间迎风型格式求解技术，对大气层内高超声速拦截弹多个姿态控制喷流发动机同时工作时的干扰流场进行了数值求解。计算给出了自由流与侧喷流、侧喷流与侧喷流之间复杂干扰流场结构图(等压云图、等马赫云图)以及喷流附近的压强分布，其结果与单一侧向喷流流场情况进行了比较和分析。结果显示，喷流前的压强场基本不受后喷流的影响，处于前喷流尾流区后的喷流的干扰效率将受到较大影响。     

非定常环境下动叶气膜冷却流场的数值模拟

对非定常环境下动叶气膜冷却的流场进行了数值模拟,研究了动静部件之间非定常效应对气膜冷却效率的影响.计算结果表明,静叶的尾流迁移在冷气喷射位置处时,冷气在喷射位置下游壁面附近的覆盖宽度增大,距喷射位置下游约30%弧长范围内具有较高的气膜冷却效率,但在喷射位置附近的冷却效果略差一些.气膜冷却效率的振荡幅度随着吹风比的增大而增大.由于端壁附近旋涡的影响,冷气很难到达端壁附近,而是被卷吸到喷射位置的下游去,在喷射位置下游靠近端壁附近的冷却效果更好一些.      

二维扩压叶栅非定常涡面分析

轴流压气机内流动是典型的非定常旋涡流动,而现有压气机分析设计体系在定常假设下以流场空间结构为对象.研究压气机内真实流动的途径之一是分析流场时空结构.把转/静叶片交错排列简化为单叶片排,再简化成2-D扩压叶栅.从叶栅非定常涡面的角度来描述非定常旋涡流场时空结构.作为举例,利用合成射流控制涡面演化,改善流场时空结构.此涡面简化模型可为进一步研究叶轮机叶排间干扰复杂流场的时空结构提供分析工具.      

中心分级燃烧室头部冷态流场特性实验研究

为了深入研究中心分级燃烧室的流场特性,采用PIV方法对其头部冷态流场开展了实验研究,重点分析了中心分级燃烧室头部流场的结构特征以及主燃级旋流数对头部流场的影响。实验结果表明：中心分级燃烧室头部典型流场结构形成一个较大的中心主回流区、较小的端部回流区及角回流区,主、预燃级气流的相互耦合过程分为独立射流、气流掺混和气流合并三个阶段。主燃级旋流数对头部流场结构影响较大,随主燃级旋流数增大,主、预燃级气流耦合作用减弱,回流区分布形态发生较大变化,新的流场结构特征为中心主回流区范围明显收缩,端部回流区向下游延伸,在主、预燃级之间剪切层形成较长回流区。针对该中心分级燃烧室头部,主、预燃级气流由耦合流动变为解耦流动的临界主燃级旋流数为0.8~1.0。