三维扩压叶栅非定常流动机理研究的频谱分析

计算了三维直叶栅在不同攻角、不同马赫数下的流动情况,得到流场的非定常解,并进行了频谱分析,对叶栅非定常流动的流场结构和流动机理做了初步的探讨。分析计算结果表明:在来流均匀,定常边界条件下,叶栅内流动仍然表现出强烈的非定常性。分离区和尾迹中的流动,以旋涡的有规律周期性脱落为主要的运动形式。旋涡脱落的频率,随着攻角和马赫数的变化而变化:同马赫数下,攻角越大,频率越低;同攻角下,马赫数越高,频率越高。同时,在同一工况下,旋涡频率沿叶高呈非均匀分布,叶中区域频率相对低,靠近端壁区频率相对高。      

汽轮机末级三维非定常流动数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法,对某汽轮机设计状态末级非定常流动进行了模拟,并对设计状态下各因素引起末级动叶表面产生非定常力的大小和作用机理进行了分析。结果表明,本文中的汽轮机末级在设计条件下,上游静叶尾缘激波和位势场对下游转子的影响比尾迹作用的影响更大,静叶尾缘激波和位势场导致下游转子叶片表面非定常力大小呈周期性变化;此外上游静子尾迹以及动叶尾缘出口膨胀波等也是产生转子叶片表面非定常力的因素。      

雷达目标低频RCS可视化计算

随着计算机进一步发展,科学计算可视化越来越受到重视;而适用于低频区RCS(雷达散射截面)计算的传统方法MOM(矩量法),也越来越显示其价值;为了方便电磁计算和电磁建模,基于先进的计算机三维造型技术和可视化编程手段,采用回路线栅矩量法,计算低频区三维雷达目标RCS,与实验数据比较取得良好的计算结果,对RCS理论计算的工程应用起重要作用.      

火箭发动机尾罩热分离流场的数值模拟

潜射导弹的发动机一般用尾罩加以保护以防止海水侵蚀,发动机点火后尾罩存在热分离过程,本文应用非定常数值模拟方法和动网格技术数值模拟了发动机尾喷管超声速流场的建立过程,分析了高温燃气与尾罩碰撞后反射流动对发动机防护罩的非定常载荷,计算结果表明本文计算方法可以用来数值研究广泛存在的气流瞬态冲击效应。     

扑动翼型的低雷诺数气动特性分析

通过求解引入拟压缩项的不可压Navier-Stokes方程,数值模拟了绕扑动翼型的低雷诺数非定常流动。针对厚度在4%-12%之间的NACA对称翼型,分析了翼型厚度等参数对扑动翼型气动特性的影响。在低雷诺数条件下,对于纯俯仰运动,随着翼型厚度的减小,平均阻力系数也变小。而对于纯沉浮运动,发现翼型厚度对气动特性的影响和俯仰运动有很大的差别,平均阻力系数随着翼型厚度的减小而变大。通过对沉浮运动一个周期流线图的分析,认为这是翼型前缘涡的影响造成的。由于前缘涡的影响,翼型厚度增加,平均压差阻力系数变小,甚至会出现负值。雷诺数的影响研究表明,随着雷诺数的增加,扑动翼型的阻力系数减小的趋势越缓慢。     

旋翼翼型非定常动态失速响应的计算

基于旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算分离流和深度失速状态下的翼型非定常升力、俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,利用数值离散方法来求解翼型的非定常法向力和俯仰力矩。分别计算了NACA0012和SC-1095翼型上的非定常气动载荷,并与可得到的试验结果进行了对比,验证了方法的有效性。文中还讨论了缩减频率和马赫数对动态失速响应的影响;然后,这个模型被改进以适用于后掠流下的翼型动态失速响应计算,分析了后掠角对翼型动态失速响应的影响。最后,得出了一些结论。     

比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。     

非结构CFD软件MPI+OpenMP混合并行及超大规模非定常并行计算的应用

常规工程应用中，非定常数值模拟（如多体分离）的计算量十分巨大，如果为了达到更高的计算精度，加密网格或者采用高精度方法将会使得计算量进一步增大，导致非定常数值模拟在CFD工程应用中成为十分耗时和昂贵的工作，因此，提高非定常数值模拟的可扩展性和计算效率十分必要。为充分发挥既有分布内存又有共享内存的多核处理器的性能和效率优势，对作者团队开发的非结构网格二阶精度有限体积CFD软件（HyperFLOW）进行了混合并行改造，在计算节点间采用MPI消息传递机制，在节点内采用OpenMP共享内存的MPI+OpenMP混合并行策略。首先分别实现了两种粒度（粗粒度和细粒度）的混合并行，并基于国产in-house集群采用CRM标模（约4 000万网格单元）定常湍流算例对两种混合并行模式进行了测试和比较。结果表明，粗粒度在进程数和分区数较少的小规模并行时具有效率优势，16线程时效率较高；而细粒度混合并行在大规模并行计算时具有优势，8线程时效率较高。其次，验证了混合并行在非定常计算情况下的可扩展性，采用机翼外挂物投放标模算例，分别生成3.6亿和28.8亿非结构重叠网格，采用对等的（P2P）网格读入模式和优化的重叠网格隐式装配策略，网格读入和重叠网格装配耗时仅需数十秒；采用3.6亿网格，完成了非定常状态效率测试及非定常分离过程的湍流流场计算，在in-house集群上12 288核并行效率达到90%（以768核为基准），在天河2号上12 288核并行效率达到70%（以384核为基准），数值模拟结果与试验结果符合良好。最后，在in-house集群上采用28.8亿非结构重叠网格进行了4.9万核的并行效率测试，结果显示，4.9万核并行效率达到55.3%（以4 096核为基准）。     

有翼航天飞行器高速动态气动特性试验研究

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验。在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响。结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显。     

后掠叶栅发声机理的研究

本文研究了后掠叶栅的发声机理,并给出了相应的声压、声功率的计算公式。文中还讨论了转子尾流与后掠静子相互作用的干涉噪声随后掠角的变化规律,结果表明合理地选择后掠角将对干涉噪声的大小产生重要的影响。