跨声速双曲型喷管流动

本文采用保角曲线坐标方法分析双曲型喷管喉部跨声速流动特性,给出了跨声速双曲型喷管流动的一般解.这个解适用于不同的喉部壁面曲率半径,适用于不同的比热比.通过计算给出了不同比热比下喉部跨声速流场的主要参数与曲率半径的关系以及典型跨声速流场的等马赫数线分布.本方法计算简单,精度较高,可作喷管设计,特别是气动激光喷管设计参考.     

绕圆柱体跨声速流场

本文将保角曲线坐标方法应用于绕物体外部的跨声速流动.文中讨论了圆柱体跨声速绕流,计算了来流马赫数M_∞。为亚临界,超临界和M_∞为l的流场.给出了不同来流马赫数下柱面马赫数和压力分布,柱面前端中心流线上马赫数分布.给出了超临界绕流时不同来流马赫数下的声速线和来流马赫数M_∞从0.2,0.3到1的等马赫数线分布.本文部分结果与已有的理论结果进行了比较.本方法计算简单,精度好,是计算厚体跨声速绕流的有效方法,适用于不同形状的柱体和机翼的跨声速绕流.     

二元亚跨声速喷管流动

本文求解了收缩比、扩张比和喉部壁面曲率半径均可任意选取的二元拉伐尔喷管的亚跨声速流动。通过算例,对于收缩角和扩张角对喷管流动的影响、喉部附近喷管流动类型的转变以及喷管流动中超声速泡的出现条件和影响因素等进行了讨论。     

一类具有相似解的轴对称绕流问题

本文运用线性群转换,将轴对称绕流问题的偏微分方程转为常微分方程,得到了一组解析解,结合壁面条件,求出了具有相似解的带有尖角绕流物体的剖面方程,绘制了绕其流动的图形及物面上的压强分布曲线.有趣的是用本文所提出的方法,可以极简单地得到绕圆球的流动,这说明绕圆球流动的解也具有相似性.     

转动非平衡玻尔兹曼模型方程统一算法与全流域绕流计算应用

基于过去开展稀薄自由分子流到连续流气体运动论统一算法框架,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,确立含转动非平衡效应各流域统一玻尔兹曼模型方程.基于转动能量对分布函数守恒积分,得到计及转动非平衡效应气体分子速度分布函数方程组,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖速度空间离散降维;应用拓展计算流体力学有限差分方法,构造直接求解分子速度分布函数的气体动理论数值格式;基于物面质量流量通量守恒与能量平衡关系,发展计及转动非平衡气体动理论边界条件数学模型及数值处理方法,提出模拟各流域转动非平衡效应玻尔兹曼模型方程统一算法.通过高、低不同马赫数1:5～25氮气激波结构与自由分子流到连续流全飞行流域不同克努森数（9×10-4～10）Ramp制动器、圆球、尖双锥飞行器、飞船返回舱外形体再入跨流域绕流模拟研究,将计算结果与有关实验数据、稀薄流DSMC模拟值等结果对比分析,验证统一算法模拟自由分子流到连续流再入过程高超声速绕流问题的可靠性与精度.      

跨声射流问题的屈科米方程解法

本文所討論的二維跨声速射流的問題需要在速度圖內求屈科米方程的解。我們先利用了此方程在超声速区域的一般解,从而得出流函数和其偏微商在声速綫上的函数关系,把本题簡化为一个純亞声速的边界值問題。可是直接求解仍有困难。在克服这个困难时,我們根据亞声速区域内的边界条件,找出声速綫上的流函数和其偏微商的另一函数关系。从这兩个互不抵触的关系,便可以决定声速綫上之流函数值或其偏微商。     

GAS-KINETIC UNIFIED ALGORITHM FOR BOLTZMANN MODEL EQUATION IN ROTATIONAL NONEQUILIBRIUM AND ITS APPLICATION TO THE WHOLE RANGE FLOW REGIMES

基于过去开展稀薄自由分子流到连续流气体运动论统一算法框架,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,确立含转动非平衡效应各流域统一玻尔兹曼模型方程.基于转动能量对分布函数守恒积分,得到计及转动非平衡效应气体分子速度分布函数方程组,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖速度空间离散降维;应用拓展计算流体力学有限差分方法,构造直接求解分子速度分布函数的气体动理论数值格式;基于物面质量流量通量守恒与能量平衡关系,发展计及转动非平衡气体动理论边界条件数学模型及数值处理方法,提出模拟各流域转动非平衡效应玻尔兹曼模型方程统一算法.通过高、低不同马赫数1：5～25氮气激波结构与自由分子流到连续流全飞行流域不同克努森数（9×10^-4～10）Ramp制动器、圆球、尖双锥飞行器、飞船返回舱外形体再入跨流域绕流模拟研究,将计算结果与有关实验数据、稀薄流DSMC模拟值等结果对比分析,验证统一算法模拟自由分子流到连续流再入过程高超声速绕流问题的可靠性与精度.     

爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展

１前言 随着航天、航空技术的发展,气体动力学的研究领域不断地由亚声速流动到超声速流动再向高超声速流动推进．在航天领域,人们早在１９６１年就已经实现了载人和不载人的高超声速飞行．目前正在以太空探测和开发为目的,研究能水平起飞可重复使用的航天飞机．在航空领域,从１９０３年Ｗｒｉｇｈｔ兄弟实现了速度为 ５６ ｋｍ／ｈ的人类首次飞行后,现在已经成功地设计出飞行马赫数为２～３的超声速飞机．目前正在探索研究飞行马赫数为５～１０的高超声速飞机．航天、航空技术的发展是当前国际上高科技发展的重点领域之一．该领域的研…     

高超声速风洞马赫数4.5喷管气动设计和数值验证

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时，常常伴有空气液化现象，造成试验数据可信度低，在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管，具有对气流加热的能力，可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面，并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正，然后进行数值验证，证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求，可以投入加工生产。     

计算气动弹性若干研究进展

郭永怀和钱学森先生早在1946年提出了上临界马赫数的概念,即对于亚声速的二维无旋流 动,当来流速度达到下临界马赫数时开始出现声速. 稍增加来流速度,光滑无旋的亚、超声 速混合流动可以继续存在,理论上只有当来流速度达到上临界马赫数出现激波后, 光滑无旋流动才被破坏. 随后, 航空工程界先驱们为提高阻力发散马赫数,降低马赫数1附近的飞机 阻力, 为突破声障, 提出了超临界翼型设计技术,引进了后掠翼设计概念, 提出了跨声速面 积律理论,导致了20世纪军民用航空飞行器的大规模发展.随着计算机技术和计算方法的 进步,不同程度地简化流体控制方程的求解方法得到大发展.基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学已广泛应用于飞机性能评估、复杂流动机理分析.目前, 气动外形优化设计、气动/结构耦合干扰、气动噪声等多学科问题成为空气动力学的研究热点.该文介绍作者的团队近年来在计算气动弹性研究方面的若干进展,作为对郭永怀先生诞辰100周年的怀 念.      

低超声速圆球绕流后体流场的数值模拟

本文根据圆球跨声速自由飞行实验的流谱结构,建立了低超声速圆球分离流动的流动模型,它成功地计算了考虑粘性分离影响的圆球绕流的后体流场。在计算得到的后体流场中,反映流谱特征的分离激波、尾激波、分离界面等,其位置和形状与实验结果吻合很好,因此本文给出了一种能反映真实流动情况的圆球后体流场介。     

高超声速三维化学非平衡流动简化NS方程数值解

本文研究用时间稳定法求解高超声速三维化学非平衡流动简化ＮＳ方程，把整个非平衡流体动力学问题分裂为流体力学问题和化学问题。流体力学与化学问题之间的耦合通过迭代方式加以处理。考虑高温空气分解与电离，七个化学组元，并认为化学反应是以有限速率进行的．差分格式采用无自由参数的混合反扩散格式，激波及壁面处理应用特征线理论．对来流攻角为１０°，马赫数为２６，飞行高度为８５ｋｍ的钝锥体，给出了流场参数和物面加热率的数值计算结果．     

高超声速点泉流场中的气动力

高超声速点泉流场是一种典型的非均匀来流流场。很多高速高焓地面实验设备,如具有锥型喷管的激波管风洞、炮风洞、电弧风洞等,其流场均具有高超声速球型膨胀的点泉流动特征。某些外部绕流也是如此。我们要用简便而正确的解析方法确定这种非均匀来流中物体的气动力,分析非均匀来流对压力分布及各种气动特性的影响。已有的一些     

基于自适应直角网格的二维全速势方程有限体积解法A finite volume method for 2D Full-Potential equation on adaptive Cartesian grids

为满足亚声速和跨声速飞机概念设计中快速气动计算的需求,研究和发展一种基于自适应直角网格的非线性全速势方程有限体积解法。要点如下。（1）在几何自适应直角网格的基础上,使用结合单元融合的网格切割算法处理物面边界,提出一种修正非贴体切割网格的方法。（2）采用隐式格式结合GM RES算法求解该非线性位流方程,针对流场的自适应来捕捉激波。（3）采用镜像法处理物面边界处的无穿透条件,并提出解析的方法来修正镜像单元的值。（4）针对直角网格的特点,提出在库塔线上插入库塔单元的方法施加库塔条件。NACA0012翼型绕流的算例结果表明,该方法用于亚声速和跨声速气动计算能得到令人满意的结果,且自动化程度高、收敛速度快。     

基于自适应直角网格的二维全速势方程有限体积解法

为满足亚声速和跨声速飞机概念设计中快速气动计算的需求,研究和发展一种基于自适应直角网格的非线性全速势方程有限体积解法。要点如下。(1)在几何自适应直角网格的基础上,使用结合单元融合的网格切割算法处理物面边界,提出一种修正非贴体切割网格的方法。(2)采用隐式格式结合GMRES算法求解该非线性位流方程,针对流场的自适应来捕捉激波。(3)采用镜像法处理物面边界处的无穿透条件,并提出解析的方法来修正镜像单元的值。(4)针对直角网格的特点,提出在库塔线上插入库塔单元的方法施加库塔条件。NACA0012翼型绕流的算例结果表明,该方法用于亚声速和跨声速气动计算能得到令人满意的结果,且自动化程度高、收敛速度快。     

一种求解抛物化Navier-Stokes方程的空间推进算法

讨论了抛物化NS方程(parabolized Navier-Stokesequations, PNS)的数学性质,对比分析多种处理流向压力梯度的方法的优缺点. 以此为基础,成功地将LU-SGS隐式时间积分方法推广到PNS方程的流向空间积分上,发展了基于PNS方程的有限体积单次扫描空间推进算法(single-sweep parabolized Navier-Stokesalgorithm, SSPNS). 在该算法中,横向无黏数值通量和黏性通量分别采用混合型迎风格式和中心格式求解. 用SSPNS算法计算了4个典型流场,包括超声速平板流、15$^\circ$楔板压缩高超声速流、带攻角的高超声速锥形流和侧压式高超声速进气道流动. SSPNS计算结果与NASA UPS程序数值结果、文献提供的实验数据及理论分析结果符合得很好.对比研究表明,SSPNS 法与传统时间迭代法相比,二者计算精度相当,而SSPNS计算速度快1~2个量级,存储量至少低1个量级.关键词 抛物化NS方程;空间推进算法;LU-SGS隐式积分方法;超声速/高超声速流动      

跨声速绕流时薄翼后方扰动速度场的计算

本文以临界声速a为基准的跨声速非线性小扰动位流方程为出发方程,在垂直于来流的ζ=x平面将其变换成积分形式,并建立了跨声速绕流时薄翼后方的扰动速度场(侧洗场,下洗场)与满足线性小扰动位流方程的基元旋涡系所诱导速度场之间的关系,从而统一了亚、跨声速绕流时薄翼后方扰动速度场的计算方法。     

平面亚声速定常势流的最小二乘有限元法

1.方法 平面亚声速定常势流的无量纲基本方程组是其中,x,y是以流场特征长度无量纲化的直角坐标;u,ν和α是以远方来流声速无量纲化的速度分量和局部声速;M_∞是远方来流马赫数;r是比热比。 边界条件视具体问题而定。我们用迭代法求拟线性一阶偏微分方程组(1)的数值解。在迭代的每一循环中,用最小二乘有限元法解线性化的方程组。我们试验了变刚度与等     

极高超声速稀薄气体原子辐射效应的p-DSMC方法

极高超声速流动激波层内的高温导致内能模态的激发并伴随热辐射发生, 过高的温度使得空气分子完全解离, 原子组分对辐射热的贡献将达到80%以上. 本文基于优化的原子辐射模型, 提出追踪光子?直接模拟蒙特卡罗(p-DSMC)方法, 研究了稀薄流区不同马赫数下的高超声速二维圆柱绕流的壁面辐射加热, 获得了有无激发辐射效应的壁面压力和热流以及沿驻点线变化的平动、振动和转动温度. 在不考虑激发辐射效应的情况下, 得到的壁面压力和热流与已有的模拟结果符合的非常好, 误差均在5%以内, 尤其是在驻点位置, 误差在1%以内; 获得的平动、振动以及转动温度均与文献结果符合的很好. 在相同的来流条件下, 考虑辐射效应后发现, 来流速度低于10 km/s时, 辐射加热不明显, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重在7%左右; 来流速度大于10 km/s时, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重将超过30%. 考虑辐射效应后, 对非平衡区的平动、转动和振动温度的最大值影响不大. 此外, 另一个重要结论是, 流场中原子的浓度是影响壁面辐射热流大小的一个重要因素.      

非正交曲线坐标的叶轮机械三元跨声速流方程和特征理论

本文使用张量运算,导出非正交曲线坐标下三元弱守恒型方程、时间相关流面迭代方程及特征理论.它们对于求解叶轮机械三元带激波跨声速流场,进行周向、径向畸变的数值分析及颤振不稳定气动力计算等都是有价值的. 1.非正交曲线坐标下的三元弱守恒型方程 叶轮机械非正交曲线坐标三元流方程