跨声速叶栅流的激波捕获-分区计算法

本文基于文献[1]提出的建议,即先用流函数方程或势函数方程计算压气机叶栅的跨声速流场,得到大致的通道激波位置后,再对激波的上、下游区分别进行计算;最后通过对激波位置的调整以满足Rankine-Hugoniot条件,得出确切和明晰的激波形状及气流参量通过激波的突跃变化.文中对具有实验数据的一个双圆弧叶栅分别用势函数方法和流函数方法捕获通道激波并将二者所得激波的平均位置作为分区计算时进行通道激波调整的初始波形.在计算结果同实验值的比较中,还考虑了平面跨声速叶栅实验时实际存在的轴向速度密度比和沿流线熵增对计算结果的影响,所得计算结果是接近实验值的。     

跨声速叶栅流计算中边界层的影响

一、引言 在跨声速叶栅流的计算中,边界层的影响是值得重视的。特别是进口M数较高时,存在较强的激波,逆压梯度较大,使得边界层发生较大的变化,可能发生分离。另外,在跨声速叶栅流中通道接近声速堵塞时,边界层位移厚度的微小变化可能引起主流区流动图案的较大变化。本文采用主流-边界层迭代的计算方法来考察边界层对计算的影响,将文献[1]中的流函数方法作为跨声速主流区的计算方法,用文献[2]中的参考焓方法作为边界层的计算方法。应用这两个计算方法进行主流-边界层相互作用的迭代计算,对四个跨声速叶栅的主流和边界层进行了计算,考察了边界层对计算结果的影响,发现考虑边界层修     

跨音速流场的变域变分间断有限元解法及激波位置的自动捕获

一、前言 近年来,刘高联教授提出了利用变域变分法求解含激波的跨声速流场及相应的变分原理。作者根据文献[1]提出的变分原理,在文献[2]的基础上,提出了可移动结点间断有限元模式,以楔形流场为例进行流场的求解。通过计算不仅求出了激波的精确位置,而且激波厚度为零,其解与解析解吻合得较好。     

机翼跨声速非常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流IA型反命题变分原理为基础，构建求解IA型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状，跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件，新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法，根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解IA型反命题，得到了NACA64A010翼型的几何形态，计算结果令人满意。     

机翼跨声速非定常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流I_A型反命题变分原理为基础,构建求解I_A型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状,跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件,新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法,根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解I_A型反命题,得到了NACA64A010翼型的几何形状,计算结果令人满意。     

无激波超临界叶栅的设计与试验

随着跨声速叶轮机械的广泛被采用,一个普遍被关心的问题是如何减少跨声速流动中的激波损失和随之产生的边界层分离损失。对于跨声速流动,从亚声速到超声速的光滑过渡是容易实现的,而相反的过程,从超声速到亚声速的光滑而连续的过渡则是相当困难的。在一般情况下,从超声速过渡到亚声速均伴随有激波。而依靠某种特殊有效而仔细的叶片成型方法才有可能避免这种激波的产生。国外研究无激波超临界叶栅已有多     

翘曲S_1流面跨声速流函数解

一、前言 在叶轮机械工程设计、计算中,往往使用只计算一个中心S_1流面和若干个迴转S_1流面的准三元迭代解。为了得到更准确的全三元解,文献[1]在全三元迭代计算中使用了翘曲的S_1流面计算机程序。文献[3]则发展了使用曲面拟合方法的翘曲S_1流面程序。在跨声流动存在强烈激波间断时,流面形状会在激波处发生折转,流片厚度也会突变。由于这种三元效应的存在,有必要发展任意翘曲S_1流面跨声程序,进行全三元跨声迭代解。本文在文献[5]的基础上发展了翘曲S_1流面跨声计算机程序。     

含激波跨声速S_2流面反问题的椭圆型方程间断解

在充分的理论依据之上,通过找到叶轮机械S_2流面反问题运动方程的适当守恒形式,把激波关系嵌入主方程,提出了求子午面速度为亚声速的含激波跨声速S_2反问题的椭圆型方程间断解的数值方法.由于方程是统一的椭圆型的,算法简单可靠.编制了计算机程序并试算了例题.本方法可用于与S_1“激波拟合——分区计算”的跨声速三元流动迭代求解方法中.     

跨声速叶栅流动中激波与层流边界层干扰的分析与计算

基于实验结果,对流动模型进行了分析。提出了叶栅通道内激波系中“主要分支”的概念。此主要分支位于激波系的前沿。边界层外部流动M数在此发生最剧烈的下降。由于激波系的不稳定,叶栅实验中的非二维性,光学玻璃窗的折射等原因,使纹影照片中激波阴影加宽,而阴影的宽度并不体现激波强度。对包括激波与层流边界层干扰的跨声速边界层的特点进行了讨论,并编制了一个计算程序。用该程序计算了一个典型的超声速入口,M_i=1.34,跨声速叶栅边界层的发展。其结果与实验数据相比,有很好的一致性。进一步证实了所提出的主要分支概念,该计算简便,在UNIVAC-1100机上仅需2—3分钟CPU时间。     

高精度非定常激波装配法

为正确模拟高超声速绕流中,来流小扰动与弓形激波之间的干扰对流动特征的影响,将弓形激波作为动边界,利用非定常特征关系处理激波处的边界条件.应用五阶精度迎风紧致格式和六阶精度的对称格式与三阶精度的R-K方法相结合,建立高精度非定常激波装配方法.采用该方法数值模拟钝锥高超声速定常流场和二维抛物外形高超声速边界层流动的感受性问题,数值模拟来流小扰动与弓形激波干扰激波后非定常扰动流场,研究扰动波进入边界层产生边界层不稳定波的特征.     

使用非正交曲线坐标与非正交速度分量的跨声速S_2流面势函数方程人工可压缩性迭代解

本文推导建立了适于求解跨声速轴流式压气机转子中S_2流面正问题的全守恒型势函数方程,方程的求解采用人工密度的方法和一种新的Φ-ρ(Γ)迭代方法,能在S_2流面上自动捕获激波.用本方法编制的计算机程序对西德DFVLR单级跨声速轴流式压气机转子的一个最高效率点实验工况进行了验算,并将计算结果与实验结果作了比较。     

给定激波模型的叶栅跨声流的计算

本文提出了一个已知激波形状的情况下计算跨声速叶栅流场的方法,通道中只有一道激波并且激波后的气流速度低于声速。对超声区和亚声区分开进行计算,两区连接处满足激波关系.典型算例表明,本方法能迅速而精确地决定整个叶栅流场,得到的压力系数和唯一进气角都较好地符合实验值。计算结果不只提供了整个流场的流线分布和马氏数分布,并且还提供各流线上气流各参量变化的情况,特别是通过激波时的突跃变化。     

面向高超声速飞行器的激波智能预测方法

高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛过程。提出了一种基于机器学习的高超声速飞行器激波智能预测方法,对典型高超声速飞行器外形进行激波位置的高效准确预测。首先,针对典型高超声速飞行器外形和典型飞行状态,使用数值模拟方法获得收敛的流场,并采用基于Mach数等值线的激波提取方法,从流场中判别激波面并提取构成激波面的关键点位置,形成训练数据;然后采用有监督学习算法,学习关键点位置,并利用二次曲线沿流向拟合关键点形成初步的激波线族;最后,基于剖面压力云图,构造基于投影压力图像的智能预测神经网络,对初步形成的激波线族进行修正,并获得三维激波面。大量的实验结果表明,激波预测模型能够对高超声速飞行器激波位置做出准确预测,预测的激波面与CFD数值计算结果中提取的激波面误差在10^-4量级。     

一类新型激波捕捉格式的耗散性与稳定性分析

高超声速流动是高复杂性的可压缩黏性流动, 其中存在激波、剪切层、激波/激波干扰、激波/边界层干扰、旋涡与分离流动等复杂流场结构. 对其进行准确模拟需要使用低耗散、强鲁棒性的激波捕捉方法. 本文基于一类新型的通量项分裂方法, 提出了一种耗散低且鲁棒性好的激波捕捉格式K-CUSP-X. 对该格式的耗散性和激波稳定性进行了详细的理论分析, 得到了格式激波稳定的数值条件. 推论认为, 迎风格式激波稳定的充分条件为速度扰动量具有衰减性, 数值实验验证了该推论. 研究表明, 该格式与Toro提出的通量分裂格式K-CUSP-T相比, 在保证精确捕捉接触间断的同时, 又具有更好的稳定性, 在激波处不会产生“红玉”现象.     

带有激波间断的跨声速叶轮机械中的三元流动理论

为了正确处理叶轮机械中激波的空间性、求解跨声速定常三维流动,通过将流面概念推广到不定常流动的情况,本文推导出了在四维“空间”的不稳定流面和不稳定流面上的基本方程.它们对三维不定常流动,也是适用的.将特征线理论用于这些方程,得出了特征相容关系,并由此确定了定常流动中的边界条件.这些基本方程、边界条件,与适当的初始条件一道,完全确立了两类流面上带有激波的跨声速流动的定解问题.这样,再根据本文建议的三维流动完整解法的步序,选用合适的差分格式,便可数值求群了.     

CAS压气机转子跨声速流场全三元解的分析及其与准三元解和双焦点激光测量值的比较

文献[1]对CAS跨声速压气机转子内部流场进行了s_1和s_2两类流面计算,得到了全三元迭代解。本文详细描绘、分析了文献[1]中s_1和s_2流面以及与之准正交的截面P_3上气流参量的变化规律及空间激波的形状和位置。将全三元解分别与准三元解和L2F测量值进行比较表明:两种解法的结果是相近的,理论计算与实验结果也是比较接近的。但全三元解比准三元解能更准确地反映三元效应。     

跨声速任意迴转面叶栅流分区计算

本文进一步发展了文献[1]的方法:通道激波前超声区用特征线法,栅前外伸弓形波采用自动伸展;通道波后亚声或跨声区用文献[2]给出的弱守恒流函数方程、引入人工密度、用中心九点差分格式离散主方程、矩阵分解法解出{ψ}场,由文献[2]的办法决定.{ρ}场;迥转面上几个典型算例表明了本方法的工程实用性.文中讨论了τ、Δs、Ω等对流场的影响;捕获了通道波后仍是跨声流时的激波,气流穿过这道波时参数的突跃已明显反映在计算结果中.     

机匣周向槽抽吸影响跨声速压气机转子性能的数值研究

利用数值模拟的方法对跨声速压气机模拟分析。针对叶尖流道中因激波及叶尖泄漏涡等导致的复杂二次流动,利用叶尖周向抽吸槽改善跨声速压气机叶尖流动状态。其结果表明:在近失速工况下叶尖周向抽吸槽有效削弱了叶尖低能损失流动,在合理范围内大流量抽吸会使抽吸效果更好。     

三角翼涡破裂的高精度数值模拟

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟65°后掠角尖前缘三角翼的大攻角跨声速绕流流场,考察低耗散、高分辨率的WCNS-E-5格式对于三角翼涡破裂模拟的适用性,及激波旋涡干扰对涡破裂点位置的影响,重点研究三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移.通过求解任意坐标系下的非定常雷诺平均N-S方程,采用WCNS-E-5和SST两方程湍流模型,与试验结果和文献计算结果对比,表明既有高阶精度又能光滑捕捉激波的WCNS格式在模拟三角翼旋涡破裂方面具有一定优势,其数值结果与试验结果吻合较好,三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移是由于跨声速流场的激波旋涡干扰.     

导弹超声速尾退分离干扰特性试验

超/高超声速尾退分离在防热、保形、隐身、多次投放、回收等方面具有明显优势,有望成为高超声速飞行器载荷投放的优选方案。由此面临一类新的多体分离问题：超/高超声速尾退分离问题(aft super/hypersonic ejection separation, ASES)。超/高超声速尾退分离问题本质上是带空腔底部流动与多体分离构成的耦合问题,具有流场结构复杂、气动非定常非线性非对称效应显著的特点。针对超声速尾退分离问题,采用网格测力和轨迹捕获(captive trajectory system, CTS)风洞试验方法探索了尾退分离干扰流场的结构,发现可根据流场结构和舵效变化分为低速-亚声速无激波、高亚声速-跨声速弱激波、超声速激波和准自由流弱干扰4种典型干扰特征,揭示了尾流场影响后不同区域的全弹气动特性和舵效特性以及控制律、攻角、高度和Mach数对分离位移和姿态的影响规律。相关结论将有助于增强对尾退分离问题的认识,对尾退分离技术的工程实践具有参考价值。