基于释热率分析的钝体贫油熄火过程分析

针对锥形钝体稳定的甲烷-空气预混湍流火焰复杂的熄火过程,采用大涡模拟(LES)与输运方程概率密度函数(TPDF)湍流燃烧模型相结合的模拟方法,研究远离熄火、近熄火及熄火点的火焰和释热率(HRR)数值变化情况,定量分析熄火判据。结果表明:冷态速度模拟结果和实验的相对均方根误差在10%以内,热态误差在20%以内;释热率是否出现在OH和CH₂O重叠的区域,是判断熄火的一个重要参数;远离熄火时,释热率高的区域主要沿内侧剪切层出现;近熄火工况下,释热率在流向轴上闭合,回流区下游也出现较大的释热率;熄火点工况下,较大释热率的区域在回流区下游和上游均有出现;模拟预测的熄火情况和实验PLIF结果一致;平均释热率可作为判断熄火的定量依据,即当钝体后方0.2d处内侧剪切层平均释热率与回流区平均释热率的比值小于4时,发生熄火。      

多芯片组件（MCM）用金锡焊带材料电阻率及热导率温度特性研究

对牌号为Au₈₀Sn₂₀的金锡焊带材料在208~423 K的电阻率及热导率与温度的函数关系进行了研究,并对其在多芯片组件（MCM）中的传热效果进行了评估。分别对材料在208~423 K中5个温度点的电阻率及4个温度点的热导率进行了测试,基于理论模型建立电阻率/热导率随温度变化的函数关系,最终采用模拟热扩散数值方法评估材料在高温下的传热能力。结果表明,采用修正函数模型后,金锡焊带材料在208~423 K下热导率与电阻率的关系符合测试结果,随芯片表面温度的边界条件从208 K升高至423 K,采用变温热导率模型得到的热流密度模拟计算结果相比理想化恒定热导率模型的差异性逐渐升高至5.5%。综上,金锡焊带材料热导率与电阻率的关系符合Wiedemann-Franz法则修正后的Smith-Palmer方程,在该材料传热设计时应考虑其热导率温度效应。     

超声速混合层气动声场的数值模拟

超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题,制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究,具体方法:用抛物化稳定性方程(PSE)计算混合层近场大尺度扰动演化,结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压,得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响,结果表明,上下侧温度比小于1时,慢模态占优;而上下侧温度比大于1时,快模态占优。     

广义Burgers方程声爆传播模型高阶格式离散

声爆预测技术是研制新一代环保型超声速民机的关键技术之一。针对当前基于广义Burgers方程的声爆远场传播模型的数值求解格式精度较低的情况,开展了高阶格式离散方法研究。通过分析该模型中各效应项的物理性质,应用合适的高阶精度格式对各项分别进行离散求解,并采用经典几何声学射线法计算声爆传播路径,实现了对地面声爆波形的精准预测。通过对美国F-5E机型的声爆飞行试验和第二届国际声爆预测研讨会的典型算例进行数值模拟,验证了本文高阶离散方法的可靠性。进一步的结果分析表明,采用高阶离散格式的预测方法相比传统二阶精度预测方法具有明显的低耗散特性,在同等网格数目上可获得更高分辨率的计算结果,且其网格收敛性远优于传统二阶精度格式,同时在计算效率上也有一定优势;在Burgers方程的各效应项中,非线性项的影响更为明显,因而采用高阶离散格式时其优势更为突出;热黏性吸收项对数值结果影响较小,采用高阶离散格式对计算精度的提升效果也不明显,实际计算中仍可以采用传统离散格式,甚至忽略该项的贡献。     

马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析

用 N-S方程和 RNG k-ε紊流模型计算了 RBCC用侧压式高超音速进气道三维内流场 ,重点分析了马赫数对流场的影响。从出口截面上气流参数的均匀程度来看 ,Ma3 时比 Ma6时的更均匀 ;从压缩气流的主要部位来看 ,Ma6情况下在支板前肩点之后到喉部截面之前的这个等宽度收敛通道内 ,而 Ma3 时主要是在前肩点之前的收敛通道内 ;从对气流的压缩程度来看 ,Ma6比 Ma3 更大 ;从唇口激波的强度来看 ,Ma6比 Ma3 更强 ;从进气道的流量捕获率来看 ,Ma6比 Ma3 更高 ;高超音速进气道内靠近侧壁以及侧壁和顶板的角区附近是最有可能出现亚音速的区域。     

用非结构直角网格和欧拉方程计算飞机绕流

 采用八叉树结构 ,生成复杂外形绕流计算的非结构直角网格。物面附近用投影方法 ,使网格贴体。并将Jameson的有限体积法推广用于这种网格的欧拉方程计算。对歼击机模型的绕流计算表明 ,网格生成的机时花费很少 ,总体质量好 ,因而欧拉方程解算的收敛质量也好。     

基于欧拉方程的跨音速外形优化设计方法

将流场分析和优化方法耦合起来，形成一种基于飞机轴向截面积分布的设计方法，用以减小跨音速和超音速飞机的波阻，在本文方法中，流场用欧拉方程进行解算，以阻力参数构成目标函数，以多个截面面积（或当量旋成体半径）为约束，选择合适的优化变量，采用传统的梯度法进行优化设计，文中利用非精确搜索措施，避免了用传统一维搜索所需的大量机时，本算法所需机时少，优化效果明显，可用于飞机的初步设计。     

论定常不可压粘流的积分方程解法

本文对定常不可压粘性绕流积分解法中的涡量迭代过程、涡量边界条件的提法以及压强系数的计算等方面都作了改进,使数值解更易于稳定收敛并提高精度。为了验证本文的方法,对低雷诺数下的圆柱绕流进行了计算,结果表明计算效率是高的,迭代过程是稳定的。将本文方法推广到三维流动没有原则上的困难。     

叶轮机械三维不可压Euler方程的直接解法

本文用近似因式分解交替方向隐式格式直接求解叶轮机械中原参数三维不可压Euler方程组。在连续方程中引入“拟压缩性”之后,将原来类型不确定的控制方程变成双曲型方程,给定初边值之后用时间推进法求得稳定解,对一个单级压气机转子内部流场进行了计算,结果与实验值比较符合。     

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

在C-H网格的基础上,采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler/N-S方程,采用结构影响系数法计算结构的弹性变形,用三角元面积加权法和常体积转换法(CVT)实现流固耦合,计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题