跨声速压气机数值模拟格式效应研究

针对跨声速叶轮机械复杂内部粘性流动,开发了全三维高精度RANS数值求解器。分别采用FVS格式与AUSM+格式结合多种限制器对Rotor 67跨声速压气机转子进行数值模拟,分析和比较了各格式的计算效果并与试验结果对比。结果表明:与FVS格式相比,AUSM+格式的数值粘性更小,边界层的模拟精度更高;Hemker限制器的综合表现最优,Van Albada限制器的粘性分辨率略低于Hemker限制器,Minmod限制器对流动分离现象的捕捉能力较差,Van Leer限制器容易引入色散误差。     

平面压气机叶栅通道分离流动高精度直接数值模拟

采用高精度有限差分格式直接求解二维Navier-Stokes方程组,数值模拟V103平面压气机叶栅分离流动,数值结果表明:在瞬时流场中,吸力面后部发生流动分离,在分离区前端存在大尺度分离涡,分离涡下游是由二次涡和脱落涡交替形成的涡串,直至叶片尾缘,形成以脱落涡为主结构的尾迹;在时均流场中,吸力面后部存在短分离泡,分离区压力分布存在明显压力平台。与逆压力梯度下平板边界层分离流动相比,瞬时和时均流场结构相似;叶栅通道内无量纲涡脱落频率是前者的两倍。与文献计算结果对比表明:叶片表面压力分布除分离区外吻合很好;非定常计算所得分离区轴向长度比定常计算大41%。在分离区内三个二阶统计量均达到最大值,表明流场强非定常性集中在分离区。     

重力波波包在时变背景场中传播的数值研究

采用二阶算子分裂格式对高斯型重力波波包在时变背景温场和时变背景风场中的非线性传播过程分别进行了数值模拟和分析.研究表明,时变背景场对波包空间结构演变影响不明显,各物理量的偏振关系与线性理论偏振关系较一致;在时变背景温场中传播,水平群速度和垂直群速度的变化趋势与线性理论结果相反,波频率的变化也与线性理论色散方程计算结果有一定的差别,这表明了线性重力波理论的局限性;在时变背景风场中传播,波频率的变化比时变背景温场中更显著.传播路径与在稳恒背景场中比较,更接近线性理论计算出的路径.      

带侧向喷流的导弹非定常流场模拟

采用3阶WENO方法计算了大气层内带有侧向喷流的超音速导弹非定常绕流流场.计算显示了在6 km高度、Ma=2的条件下喷流放大因子小于1.在最初的1 ms内,喷流放大因子急剧变化,形成一个大于1的峰值,在随后的3～4 ms内流场趋于稳定.喷流引起的压心变化在前2 ms相对质心前移,随后又向后移动到接近质心的位置并趋于稳定.由压强分布得到,喷流启动4～5 ms后,流场基本稳定.     

一种基于外推信息的惯导/陆基单站导航修正方案

提出了一种基于外推信息的陆基单站测距信息惯导修正方案,该方案一方面利用陆基测距系统融合捷联惯导系统（SINS）的导航信息进行惯导误差修正,充分发挥惯导系统和陆基导航系统各自的优点,进行系统间的取长补短,有效地减小导航误差;另一方面将陆基/SINS修正结果送入状态估计器求解法向速度,解算实时载体轨迹的待修正量,进而执行载体速度和方向修正,进一步提高了导弹命中精度。     

基于高阶WENO格式的旋翼非定常涡流场数值模拟

为提高直升机旋翼黏性涡流场计算流体力学（CFD）的计算精度及降低数值耗散,发展了一套基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式的旋翼非定常涡流场数值计算方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕前飞状态旋翼的网格系统,以Navier-Stokes方程作为主控方程,湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了提高旋翼流场中对涡的形成、演化等发展过程的模拟精度,采用高间断分辨率的Roe-WENO格式计算对流通量。对状态变量的插值,选取适当的加权因子,通过多个重构模板的凸组合来构造五阶WENO格式,在交界面附近获得具有五阶精度的状态变量。为了提高计算效率,采用高效的隐式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）推进方法和并行计算策略。最后,运用该方法分别对悬停状态下C-T（Caradonna-Tung）旋翼和UH-60A旋翼以及前飞状态下C-T旋翼和SA349/2旋翼的涡流场及气动特性进行了数值模拟,并将数值结果与传统二阶精度格式的计算值进行了对比。结果表明：在计算时间增长10%～20%的前提下,五阶WENO格式能够捕捉到更精确的涡流场特性,反映了五阶WENO格式在计算旋翼非定常涡流场时具有更高的计算精度与更低的数值耗散特性。     

基于体积分数形式的多介质流动数值模拟

把非守恒形式的体积分数方程与Euler方程组耦合，用交错中心型格式求解流体力学方程组。对一维情况下两种气体的相互作用和二维气泡的变形及塌陷问题进行了数值模拟，并把模拟结果与γ-model方法和NND（Non—oscillatory and non—free—parameter dissipation difference scheme，无振荡无自由参数耗散）格式的模拟结果进行比较，达到了抑制界面两侧非物理振荡和保持体积分数正性的目的。     

军用飞机总体方案的可承受性分析

为了研究飞机设计中的不确定性因素对总体方案优劣的影响,对飞机设计中不确定因素的存在根源进行了分析;介绍了不同不确定性因素的相应处理方法,包括概率论、变复杂度理论等;以此为基础,提出了面向可承受性的飞机总体方案评估方法;采用该总体方案评估方法,对某军用飞机及其改型的可承受性进行了分析;通过计算可知,在改型飞机上加装新型空空导弹可使改型飞机的可承受性优于原型机;结果表明,该方法可以应用于飞机总体方案的有效评估和合理改进中。     

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。     

高速气流吹袭防护气动特性的数值模拟

应用CFD方法研究了配备高速气流吹袭防护装置的人椅系统的气动特性。空间离散采用Osher逆风格式,紊流模型采用基于Spalart—Allmaras一方程的DES方法,在马赫数为0．6和1．2;迎角-10～30°;侧滑角为0°和15°范围内的粘性大分离流;以及来流马赫数为0．8和1．6;迎角5～30°;侧滑角为0,-20和-50°条件下,对有无防护装置的人椅系统气动特性进行了数值模拟。计算结果与试验结果吻合较好,高速气流吹袭防护装置在高速弹射过程中有效地保护了人体。