斜切反喷管粘性流场数值模

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管，由于反喷管气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，利用时间相关法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式，结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，数值模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分市相当一致。     

火箭燃气喷流的数值和实验研究

通过数值计算和实验,研究了２１和９火箭发动机燃气喷流流场。数值计算采用激波高分辨率、二阶精度ＴＶＤ格式,得到包括射流边界、桶形激波、反射激波、Ｍａｃｈ盘和滑移线的清晰的流谱。实验测试应用Ｆ－Ｐ激光干涉仪和自动测压系统,得到流场Ｆ－Ｐ干涉照片和压强分布。计算结果与实验结果符合较好     

湍流应力模式对计算有分离三维边界层的效果研究

为计算有分离三维边界层的特性，探索适用的应力模式，对无限展长的后掠翼（Ｘ＝３５°），选择了几种湍流应力模式进行计算，并对结果作了分析，所采用应力模式有代数模式，它包括常用的Ｃｅｂｅｃｉ－Ｓｍｉｔｈ（Ｃ－Ｓ）模式，Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ（Ｂ－Ｌ）模式、修正外区粘性系统的Ｃ－Ｓ模式修正形式以及北京航空航天大学近年研究的修正由压强梯度和湍能非平衡引起影响的模式，所采用的还有考虑壁面效应的低Ｒｅ数Ｋ－     

高温富油燃气超声煅烧数值模拟

发展了二维超燃流场的数值模拟计算程序，用来进行高温富油烯气超燃流场的数值计算。数值解法采用了ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ预估－校正两步显示格式求解矢通分裂形式的Ｎ－Ｓ方程组，湍流模型采用了壁面率修正的Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数方程模型和用于剪切混合层的普朗特混合长度模型。在超燃计算中，应用Ｃ２Ｈ４－Ｏ２两步反应的有限速率化学反应模型，模拟高温富油燃气超燃试验的试验状态。计算结果表明，在高温富油燃气超燃     

二元矢量喷管流场及性能数值模拟

用有限差分法对二元矢量喷管的内流场及推力性能进行数值模拟。流场计算采用ＭａｃＣｏｒ－ｍａｃｋ两步格式，运用两层代数紊流模型，对初场、网格进行处理，采用加快收敛的当地时间步长，使计算精度和时间都能较好地满足工程应用的要求，得到了与实验数据较一致的喷管内特性。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

几何微扰动对脱体涡非对称性影响的数值分析

利用拟压缩性方法，Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ近似因式分解格式数值求解三维定常不可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程采用Ｄｅｇａｎｉ－Ｓｃｈｉｆｆ修正的Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，计算了绕尖头正切拱型旋成柱体的大迎角大雷诺数脱体涡流场，计算结果表明，在柱体头部施加微小的非对称几何扰动时，可以得到与实验相符的非对称脱体涡。     

直升机机身外形对气动特性的影响

基于FLUENT流体力学软件,进行了直升机机身流场的数值模拟和分析。描述了网格生成方法,给出了计算迭代步骤和流程图。针对ROBIN机身绕流场进行了计算,并与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算结果的可靠性。在此基础上,以NUAA模型机身为算例,改变机身尾部、截面和头部形状对其流场进行了对比计算,给出了表面压强系数分布、机身阻力等计算结果,讨论了直升机机身外形参数对气动特性的影响,得出了一些有意义的结论。     

后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析

本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩Ｎ－Ｓ方程组,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟,求解中采用了Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ隐式近似因子分解格式以及ＭＭＬ代数湍流模型。计算结果说明,后缘喷流使涡核压强降低,使涡核速度增大,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值,从而可以增加部分升力。计算结果还说明,喷口面积或喷流下偏会使上述作用增强。     

基于DES的二维和三维空腔流动特性研究

空腔流动广泛存在于航空航天工程中,对其流动特性的研究具有十分重要的工程意义。采用数值方法对比模拟了二维和三维空腔流动,控制方程采用N—S方程,空间离散采用有限体积方法,对流通量计算采用Roe格式,非定常时间离散采用双时间步长方法,湍流粘性计算采用基于SA模型的DES方法。数值计算所得的三维空腔底面压强分布与实验结果一致,所得的二维和三维空腔内的流动结构与相关文献中的分析相吻合。将二维和三维的计算结果进行比较,发现空腔底部压强分布、空腔内的压强振荡、空腔内部流线图及声压级等均有所不同,得出在空腔宽度有限时,横向流动简化了流动结构．削弱了振荡幅值．但使振荡过程复杂化．其三维效应不能忽略．     

跨音速压气机级三维紊流流场数值模拟

在对跨音速压气机级的动／静双叶排中的三维定常紊流流场数值的模拟中，利用三阶高分辨率ＮＮＤ格式和ＬＵ－ＳＧＳ隐式推进迭代法，既保证了流场中激波的模拟质量和粘性流动特征的正确预估，也实现了求解过程的高效率。对某单级跨音速压气机的计算及其与实验数据的对比证实了本文方法的有效性。将计算推广至多级轴流叶轮机械的情况将会是十分简便的     

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题，计算获得了满意结果。     

用N-S方程求解柔壁翼型绕流

用 N- S方程数值模拟带有自适应柔壁被动控制的翼型粘性绕流。用时间推进法求解这种准定常绕流。在时间历程中 ,柔壁自适应变化 ,最后与整个流场一起趋于定常。比较了柔壁和刚壁两种翼型的压力场和等马赫线及等密度线等     

带隔热屏加力燃烧室热态流场计算

在任意曲线坐标系下对带有横向波纹隔热屏、外冷却通道和尾喷口的涡喷加力燃烧室的三维热态流场进行数值模拟.利用椭圆型微分方程和区域法生成三维贴体网格, k-ε模型预估紊流特性, EBU-Arre-henius紊流燃烧模型估算化学反应速率, 六通量模型预估辐射通量以考虑其对壁面和气流温度的影响.在非交错网格系统下应用混合差分格式离散控制方程, SIMPLE算法求解离散方程, 数值分析两种进口气流参数分布对加力室热态流场和壁温分布的影响.所得计算值与试验数据基本相符, 表明计算方法合理.      

跨声速操纵面嗡鸣的数值研究

我国的一些高速歼击机，在飞行中曾多次出现操纵面嗡鸣问题，它严重影响了飞机的性能和飞行安全，本文采用数值计算方法，对此问题做较深入的分析和研究。气动力计算采用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，并采用ＬＵ－ＴＶＤ混合差分格式求解由此气动力解操纵面的弹性振动方程，求出现嗡鸣的Ｍ数及振动的频率、振幅等参数。计算中采用Ｂ－Ｌ代数湍流模型，网格生成采用代数方法及保角变换方法，文中讨论了隐式算法在非定常气动力计算     

旋转离心叶轮内湍流的非结构化网格数值计算

给出了同位非结构化网格数值求解旋转离心叶轮内湍流流场的SIMPLE算法。网格划分采用改进的阵面推进法。控制方程采用通用的对流扩散方程并利用有限控制容积法离散。湍流模型采用标准的k-ε模型。形成的代数方程组用带有预条件器的共轭梯度平方法（CGS）求解。最后利用所给出的算法对一实验用的旋转离心叶轮进行计算。计算结果和实验数据基本相符,说明该算法合理,编程正确,可作为流场预测的理论工具。     

Numerical study of compression corner flowfield using Gao-Yong turbulence model

A numerical simulation of shock wave turbulent boundary layer interaction induced by a 24° compression corner based on Gao-Yong compressible turbulence model was presented.The convection terms and the diffusion terms were calculated using the second-order AUSM (advection upstream splitting method) scheme and the second-order central difference scheme,respectively.The Runge-Kutta time marching method was employed to solve the governing equations for steady state solutions.Significant flow separation-region which indicates highly non-isotropic turbulence structure has been found in the present work due to intensity interaction under the 24° compression corner.Comparisons between the calculated results and experimental data have been carried out,including surface pressure distribution,boundary-layer static pressure profiles and mean velocity profiles.The numerical results agree well with the experimental values,which indicate Gao-Yong compressible turbulence model is suitable for the prediction of shock wave turbulent boundary layer interaction in two-dimensional compression corner flows.      

导弹垂直发射系统三维超声速射流的数值模拟

对导弹垂直发射系统(VLS,Vertical launching system)内的三维湍流流场进行了数值模拟.采用了单元中心有限体积法和三阶迎风TVD差分格式离散Navier-Stokes方程,采用双时间步和预处理过程提高计算收敛速度,引入对角化的双时间ADI算法求解控制方程.仿真结果准确地模拟了发射系统内的激波形成过程,真实地反映出VLS中的复杂流动.研究表明,压力室底部射流中心的波后压强以大约1 200Hz的频率振荡.      

任意非正交曲线坐标系中湍流的数值计算

本文旨在运用张量分析理论,结合成熟的SIMPLE算法,发展一种适用于复杂几何形状内湍流流场数值求解的方法。假设流动为二维单连通域内的等温、不可压、定常、无化学反应、单组分湍流流动,采用双方程湍流模型。由雷诺平均的湍流控制方程的基本形式[1,2],结合张量分析理论。      

跨音涡轮中三维流动的数值试验

 本文从积分型的基本方程组出发,以我们的关于平面叶栅和任意旋成面叶栅的工作为基础,将文献（3、4）中的计算方案推广到三维流动情况。编制了相应的计算机程序,进行了一些数值试验,得到了初步的计算结果。 数值试验表明,拟三维计算结果可以导致相当大的误差,从而说明了完全三维流动计算的必要性。另一方面,如果取2000个左右的计算点,则在国产的013机上算一个例子,约需100分钟。从实际应用的观点来看也是可行的。