两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文)

采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。     

SST湍流模型在高超声速绕流中的改进

为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。     

模拟可压缩流的高分辨率有限元法

采用经典的Galerkin方法对N-S方程进行空间离散,再以该半离散格式作为基本格式,参照Kuzmin的思想加入耗散与反耗散项,使所构造的格式具有局部极值不增(LED,Local Extremum Diminishing)性质.对上述半离散格式进行时间离散后所导出的稀疏线性代数方程组,采用了GMRES(Generalized Minimal Residual)迭代法进行求解.为验证所建立的格式及相应的程序,给出了激波管问题和绕圆柱与双椭球超声速流动问题的数值模拟结果.      

环簇式塞式喷管中立体激波的拓扑结构

采用仅显示环簇式塞式喷管单元间干涉激波区域网格点作为可视化方法对数值模拟结果进行后处理,得到了直观的三维干涉激波图像,并归纳得到三种干涉激波的拓扑结构和一种脊状能量泄漏区.结合文献中的实验数据分析了三种拓扑结构所造成的干涉损失,为设计提供参考.      

电热破膜激波管及其PLIF测量系统的研制

探讨了用Nd：YAG脉冲激光器作为泵浦光源对激波管内瞬态非定常流场进行平面激光诱导荧光（Planar laser induced fluorescence,PLIF）测量的时序同步问题。由于该激光器需要预热以获得稳定的倍频输出,作者研制了低压大电流的电热破膜装置,实现对激波产生时机的控制。在大尺寸矩形截面的激波管上搭建了PLIF测量平台,并在此平台上进行了丙酮示踪流场显示和氢氧基分布测量。     

高超声速多体干扰与分离试验

进行了高超声速飞行器多体系统分离过程中存在的气动力干扰试验研究.试验模型是某构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.研究在FL-31风洞中进行,试验马赫数为Ma=6.97.试验结果表明:分离过程中助推器和再入体之间存在复杂的激波干扰现象,多体系统分离过程中的气动干扰本质上是激波干扰引发的.      

冷气喷射法控制激波强度的数值研究

对冷气喷射时激波受到的影响进行了多方案数值研究.在高压级静叶吸力面反射激波生成点前后5个不同位置上采用相同总压及相同温度的冷气喷射,分析了不同位置的冷气喷射对激波强度和方向影响.结果表明:在吸力面激波折射点附近喷射冷气是一种行之有效的控制激波强度的方法.冷气喷射位置位于激波折射点附近时能够对激波的强度产生影响,在接近激波折射点前部位置注入冷气对流动有积极作用,减弱了激波.      

激波与氦气泡相互作用的实验与数值研究

提出了一种在激波管中实现运动激波与球形气一气界面相互作用的研究方案。以肥皂膜作为气体交界面,高压火花为光源,采用阴影法,在马赫数M=1．2的情况下,在矩形激波管中开展了一系列的实验研究,获得了激波作用下球形氦气泡界面发展变化的相关实验结果。还通过求解二维轴对称的Euler方程,结合网格自适应策略,对实验过程进行了数值模拟。通过与实验结果的对比分析,证实了涡量的产生和分布对于界面的变形和发展有着重要意义。     

高焓风洞中带翼钝锥体尾流电子密度的测量与分析

报道了在爆轰驱动高焓激波风洞中开展带尾翼钝锥体电子密度测试的相关研究工作进展。试验气流为4km/s,密度为0.001kg/m3。诊断尾翼对尾流的影响时,为不影响流场并获得足够的空间分辨率采用针状静电探针;实验结果给出带尾翼模型对尾流电子密度影响的定量结果及受影响的空间区域。     

进口斜激波、膨胀波干扰下等直隔离段内的激波串特性

 超燃冲压发动机的隔离段在实际工作中会受到进气道唇罩激波及肩部膨胀扇的显著干扰,本文针对这一特定问题进行了专门研究。提出了唇罩入射激波及肩部膨胀扇的模拟方法,并利用德国Achen的风洞试验对其进行了检验,而后以此研究了入射激波及肩部膨胀扇干扰下隔离段内激波串的基本形态,并分析了出口反压和激波入射位置的影响。仿真结果表明：当激波串在隔离段内不断前移时,受唇罩入射激波及其反射激波的干扰,其高速核心区交替地偏向上下壁面;与无激波入射的情况相比,此时激波串的耐反压能力显著降低,且入射点位置越高,降低幅度越大,管道内的沿程静压分布规律与Waltrup经验公式偏离程度也越来越大。该文结果可为进气道/隔离段的一体化设计提供依据。