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。     

用PIV技术研究四角切圆锅炉燃烧器区冷态燃烧流场的湍流积分尺度

四角切圆锅炉内煤粉的燃烧过程对提高锅炉运行效率及NOx减排有着显著的现实意义.通过搭建四角切圆锅炉冷态模型,利用粒子成像测速技(Particle Image Velocimetry),采用空间相关分析方法,针对燃烧器区四角射流复杂湍流的涡拟序结构,开展基于湍流积分尺度来表征的3个典型水平层面涡尺度分布规律研究.通过对湍流积分尺度和时均速度的相关分析研究,认为冷态燃烧器区湍流涡尺度分布不仅与风口流速相关,同时还与风层位置密切相关,并不与风口流速呈线性变化规律,上一次风层涡尺度分布与其它两个风层的相比存在很大差异,因此湍流积分尺度的研究对煤粉高效洁净燃烧具有一定的理论指导意义.     

火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用

采用k-ω两方程湍流模型, 火焰面模型和质量加权平均的Navier-Stokes方程组解耦求解的方法,模拟了DLR氢燃料直连式超燃冲压发动机湍流燃烧流场,并与化学反应源项直接采用Arrhenius公式模拟及实验得到的结果进行对比,可以发现湍流脉动对化学反应的影响不能忽略.     

格子玻尔兹曼和气体动理学通量算法及其应用进展

采用守恒律方程求解流体流动问题时,单元界面通量的计算尤为关键,该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上,如何利用解点上的值来计算单元界面的通量,是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式,例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析;然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用;最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。     

湍流燃烧模型在航空发动机喷雾燃烧中的应用

使用自主开发的计算软件,数值模拟航空发动机旋流杯环形燃烧室三维湍流煤油两相燃烧过程,采用多维经验分析法与多步反应火焰面模型预测旋流杯环形燃烧室污染物排放,对4种湍流燃烧模型预测喷雾燃烧流场与污染物排放能力进行评估.各模型所得的计算值与试验数据较为相符,表明这些模型都可用来预测旋流杯环形燃烧室两相燃烧流场和污染物排放能力,但是不同模型的计算精度不相同.其中多步反应火焰面模型所得的出口温度分布与污染物排放与试验结果最接近,其预测精度高于其他模型.因此合理选择湍流燃烧模型可以提高计算准确性和可靠性.      

低亚声速和跨声速矩形柱绕流的大涡模拟研究

采用基于非结构网格的有限体/有限元混合格式和大涡模拟的方法求解可压缩Navier-Stokes方程,研究了不同长宽比矩形柱低亚声速和跨声速绕流的流动特性。在雷诺数为22000时,对来流马赫数等于0.1和0.75,截面长宽比分别为1∶1、2∶1、3∶1和4∶1的矩形柱绕流进行了大涡模拟,以研究长宽比和压缩性对矩形柱绕流流场的影响。马赫数为0.1时,Strouhal数随着长宽比的增大先降低再增大然后再降低;长宽比为3∶1和4∶1时会有流动的再附产生;柱体上表面的三维特性在长宽比大时更明显。马赫数为0.75时,Strouhal数随着长宽比的增大逐渐减小;湍流脉动和涡脱落受到抑制;方柱的近尾迹区域,有两种形成机制不同的局部超声速区。     

潜射导弹大攻角空化流动特性计算研究

潜射导弹水下高速运动时,弹体表面的空化现象对导弹的受力及力学环境有重要影响。通 过数值模拟,对大攻角情况下空化流动的特性进行研究,计算结果与试验值吻合较好, 验证了数值算法的准确性。得到弹体表面的压力分布情况,获取了不同攻角下空泡的不同形 态,分析了不同攻角、空泡数对弹体受力的影响。     

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。     

超声速混合层燃烧研究进展

超声速混合层燃烧研究是解决超声速燃烧难点的有效途径,对于超燃冲压发动机的发展具有重要意义。这一领域在过去20多年中开展了大量工作,需要对此进行总结。由于无反应超声速混合层流动特性研究是超声速混合层燃烧研究的基础,因此,首先综述了该流动特性,包括瞬时流场结构和时均统计特性;其次,讨论了着火特性,包括着火距离和着火过程;再次,综述了火焰特性,特别是火焰结构;然后,关注了熄火特性;接着,对释热和可压缩性影响进行了总结;最后,给出了燃烧不稳定性的研究进展。通过综述可知,超声速混合层燃烧研究仍需开展大量工作。在着火特性、火焰特性和熄火特性方面,后续研究可重点采用湍流数值模拟和详细反应机理,研究着火过程、火焰传播过程和熄火过程,以及流动参数、热力学参数、组分参数和外界因素对着火距离、火焰结构和熄火位置的影响;在释热和可压缩性影响方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究高释热和高可压缩性条件下有反应超声速混合层的瞬变特性和统计特性;燃烧不稳定性方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究超声速混合层燃烧不稳定性产生的普遍准则及其内在机制。     

Effects of adverse pressure gradient on Reynolds stresses inturbulent boundary layers

The effects of adverse pressure gradient (APG) on Reynolds stresses in turbulent boundary layers (TBLs) with APG were analyzed. The difficulty of this work was attributable to the Reynolds stresses in TBLs with APG under two combined effects, i.e.: effect of upstream flow and effect of APG. The effect of upstream flow is an inherent effect no matter pressure gradient exists or not. The individual effect was analyzed from absolute developments of Reynolds stresses in TBLs with zero pressure gradient (ZPG) firstly. Effect of APG was then analyzed from absolute developments of Reynolds stresses in TBLs with APG. Result showed that, for absolute development of mean streamwise Reynolds stresses, APG accelerated its development in TBL with ZPG; for absolute development of mean normal or shear Reynolds stresses, APG increased their magnitude in the outer part, and decreased their extent of large value region.