高超声速层流尾迹的数值模拟

本文利用无波动、无自由参数、耗散的差分格式(NND格式),通过求解NS方程,数值模拟了高超声速层流尾迹的流动,清晰地给出了主激波、拐角膨胀波、迹激波及自由剪切层,所得流场物理量的分布与实验结果甚为一致。计算发现了底部迴流区由起始向定常的发展中,在瞬时流线图上经历了极限环形成、胀大、缩小、再胀大最后消失的演变过程。     

高超声速三维热化学非平衡流场的数值模拟

对三维高超声速热化学非平衡流场进行数值模拟,采用双温度热化学非平衡、11组元空气模型,考虑振动-离解耦合．差分格式采用沈清博士提出的“迎风型NND”格式,用熵修正方法消除了高超声速流数值模拟中的“carbuncle现象”．与LU-SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性．数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的弓形激波位置实验验证．计算结果与文献、实验的对比说明,三维热化学非平衡流计算程序可以精确地捕捉到强弓形激波,得到合理的空气动力系数．     

高超声速尾迹流场稳定性数值研究

通过数值模拟, 对高超声速尾迹流场进行了研究, 对其尾迹流动的失稳过程进行了分析.选取计算模型为圆球,Ma= 6.0, Re = 1.71\times 10^6(Re以球头半径为参考长度). 通过数值模拟,首先得到的流动是稳定解,在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区,流动是轴对称状态. 不添加任何扰动继续进行计算,发现底部流场缓慢发展出微弱的非定常流动. 随后,该现象继续发展,出现明显的结构失稳,得到了无量纲周期为12.0的周期解. 给出了高超声速圆球绕流尾迹结构的周期性演化过程,对其涡系结构的演化及奇点特征进行了分析. 研究表明该数值模拟方法可用于底部流动稳定性问题的研究,同时证实了高超声速底部流动也存在流动不稳定性.      

绕Apollo飞船的高超声速化学非平衡流动的数值模拟

利用混合通量分裂方法，建立了很方便求解的隐式ＮＮＤ格式，求解了完全气体和化学非平衡空气绕Ａｐｏｌｌｏ飞船的流动，计算结果和实验值作了比较，应用拓扑分析方法，研究了背风区和尾迹内的流动结构。     

钝头体高超声速绕流底部失稳特征数值模拟

利用数值模拟方法对高超声速钝锥及Apollo返回舱底部尾迹流场进行了研究, 分析尾迹流动的失稳过程. 对钝锥模型, 在M_∞=6, Re=1.71× 10⁶(Re以球头半径为参考长度)条件下观察到了底部流动的不稳定性. 不添加任何扰动, 数值模拟首先得到的流动是稳定解, 在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区, 流动是轴对称状态. 继续进行计算, 发现二次分离线率先变形, 底部流场发展出非定常周期流动. 对Apollo返回舱模型, 在相同条件下 (Re以前面圆弧半径为参考长度), 数值模拟首先得到的流动同样是稳定解, 出现以二次分离线率先变形为起始的结构失稳, 演化出周期性过程, 但持续时间较短, 很快出现了非周期非对称状态. 研究表明, 高超声速钝锥及Apollo返回舱底部流场均存在不稳定性问题, Apollo返回舱的底部流场更加不稳定.     

机动弹头高超声速流场数值模拟及拓扑结构分析

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼弹头的空间网格。最后给出带控制舵机动弹头在M∞ =7.3,α=2 0 0 下的计算结果 ,并通过对表面极限流线和垂直于体轴的横截面流线的分析给出了流场的拓扑结构     

超声速和高超声速进气道的数值模拟

本文讨论超声速和高超声速进气道的数值模拟问题,其中包括国内外对进气道问题的一些主要进展、方向和今后预研的动态,目的在于弄清流场形成的机理,为高速飞行器进气道的气动设计提供理论依据。      

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.     

高超声速粗糙元诱导转捩的数值模拟及机理分析

采用直接数值模拟方法细致刻画了钻石型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程,从拓扑结构稳定性和边界层流动稳定性两个角度分析了钻石型粗糙元诱导转捩的机理. 流动结构的拓扑分析表明,钻石型粗糙元头部区域和底部区域分别存在不稳定的鞍点-鞍点(SS) 型轨线和鞍点-结点-鞍点(SNS) 型轨线,在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构. 边界层流动失稳过程计算分析表明,钻石型粗糙元会产生高波数扰动,并发现在扰动发展过程中大尺度结构会破碎. 两种不同类型的流动失稳效应同时存在. 此外,通过不同类型粗糙元(圆柱、斜坡及钻石型) 的对比,揭示了不同类型粗糙元诱导转捩机理的差异,为高超声速人工转捩装置设计提供了基础理论支撑.      

机动弹头高超声速粘性绕流数值模拟

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似NaVierStokes方程,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼弹头的空间网格.最后给出了机动弹头在M∞=7.3,α=20°下的流场计算结果.计算结果表明本文所采用的计算网格及计算方法可以适用于高超声速复杂流场的数值模拟.     

钝锥三维粘性绕流背风面分离的数值模拟

本文将作者在文献[1]中提出的方法推广应用于求解三维可压缩 N-S 方程和简化 N-S 方程,并对近似因式分解法应用于三维问题的稳定性进行了分析。指出,对二维问题原无条件稳定的格式,经近似因式分解后仍是无条件稳定的;对于三维问题,原无条件稳定的格式经普通近似因式分解后所得到的格式可能是不稳定的或条件稳定的。利用系数矩阵分裂法所得到的近似因式分解格式可仍是无条件稳定的,只要适当加大分裂后的系数反差即可。 文中给出了钝锥超音速三维粘性绕流结果。得到了背风面分离的流动图像,物面压力值与实验值吻合。     

绕流直接数值模拟误差分析

对于无边界绕流问题的计算流体力学模拟通常是将物体置于“足够大”的槽道中,而通过不断改变槽道尺寸以及离散网格密度,后验对比方式来检查模拟误差。本文结合多种经典流场理论,提出一种简单的先验误差估计方法来确定槽道尺寸以及相应的网格分布。在此方法中,对于槽道尺寸的确定基于线性叠加原理（即在极小雷诺数下采用Stokes理论解叠加,而在其他雷诺数条件下采用势流理论解叠加）,来估计槽道尺寸对绕流结果的影响。而对网格尺寸与分布,则是使用多项式逼近中的基本误差分析工具,应用到速度边界层,远场势流,以及Rankine涡等简单流动,从而确定整个绕流问题中的离散误差。为了验证前面的理论分析结果,本文模拟了相当大雷诺数范围内的二维翼型以及三维圆球绕流,所得数值结果非常好地验证了理论分析。结果表明,对于Stokes流动问题,槽道尺寸需要大约100倍于物体特征尺寸来保证其结果与无边界绕流相差不超过1%;而在雷诺数超过大约100时,槽道尺寸只需10倍（二维绕流）或者5倍（三维绕流）于物体特征尺寸来达到同等精度。在此先验误差估计方法可应用于一般化的绕流问题。

     

某水下航行体尾翼展开过程中流场的数值模拟

利用Pro／E软件对水下航行体进行了实体建模．使用Fluent 6．0软件,应用三维黏性定常不可压缩Navier-Stokes方程,k-ε两方程湍流模型,采用有限体积法对水下航行体尾翼展开过程中的流场和载荷进行了数值仿真计算,根据所得结果对水下航行体的展开规律进行了分析计算．对照实验结果,说明了该数值解法的正确性,同时表明了数值分析结果对解决工程问题具有实际指导意义,可应用于水下航行体折叠尾翼的设计和改进．     

群体建筑风环境的数值模拟及分析

群体建筑的布局优化及结构抗风设计都需要准确预测建筑群的风环境．针对风环境研究的必要性, 将气体流场数值模拟(CFD)方法引入建筑群风场效应的预测和研究中,侧重模拟分析了建筑群的布局改变而引起的风速及风压场的变化,获得了特定情形下较合理的气动布局;同时表明数值模拟方法可以作为风洞试验的前期预测手段,并为群体建筑的布局优化及结构抗风设计提供科学依据．     

钝体高超声速三维分离流场特性数值研究

以双子星座简化外形为模型，通过有限差分法求解全Ｎ－Ｓ方程，数值研究了高超声速绕流中的三维分离流动特性。来流Ｍ＿∞＝７．０，Ｒｅ＿∞＝４．５×１０￣５，攻角范围为１０°－４０°。首先通过与实验油流照片的比较，证明了本文计算分离结构定性上的正确性。然后研究了不同攻角下背风面三维分离结构的变化，给出了柱段背风区常点型开式分离随攻角变化转变为整体闭式分离的过程，并从物理上分析了这种转变过程的合理性，认为不同分离形态在分离线起始点附近都有共同的压力条件，即垂直于分离线的逆压梯度，因此横向分离可以从常点型开式分离直接转化为闭式分离。     

关于交通流中扰动传播和发展的数值模拟

针对不同拥挤程度交通流中扰动的传播和发展，进行了系统的数值模拟研究. 讨论了PW模型、一维管流模型、单侧传播模型等几种典型交通流模型的不同特征；指出了 不同差分格式对数值结果的影响；也分析了数学模型中不同形式的平衡函数的作用. 结果发 现在适当的数学模型、平衡函数和离散格式下，能够对交通流中扰动的传播和发展，特别是 扰动波的传播速度，取得与实际测量数据相当接近的模拟效果. 建议了分别适用于不同密度 交通流的计算格式.     

无人机入水发射流场仿真及冲击特性分析

跨介质航行是近年来无人机应用领域的重要研究内容。本文通过数值模拟方法,对某型号飞翼式无人机在不同工况下发射入水过程流场演变及运动姿态进行对比分析,同时对其入水冲击响应进行了数值仿真研究,得到不同发射工况下无人机的入水冲击载荷响应情况。结果表明：该型号无人机入水过程的姿态变化同时受水面条件及发射工况影响,静水工况下以25°入水角、4 m/s的条件发射无人机入水时,可实现最优的姿态恢复时间及入水冲击载荷响应值。

     

火炮制退机流场的数值模拟

利用Rodi ASM模型和SIMPLER计算程式对接近于实际结构的制退机流场做了数值模拟,获得了制退机湍流流场的结构,并对数值模拟结果进行了分析,数值模拟结果揭示了制退机流场中存在流动截面收缩现象。     

带制退器膛口流场的三维数值模拟

利用三维任意坐标 系下Euler方程组和LU分解的数值方法模拟了不带膛口装置的某步枪膛口流场,计算结果与 实验结果比较吻合. 对某口径火炮带有制退器的膛口流场进行了数值模拟,其结果反映了制 退器内外流场的主要特征和冲击波波系之间的相互作用,在数值模拟的基础上分析 了3排侧 孔对制退器性能的影响. 本文提供了有关膛口流场的详细数据,将对制退器总体性能研究有 重要的参考意义.