脉冲爆震发动机进气道气动性能的数值研究

采用有限体积法计算了脉冲爆震发动机某轴对称超音速进气道在3种 不同出口条件(单个正弦扰动压力、某脉冲爆震发动机爆震室头部表压和进气道出口堵塞) 下的进气道内结尾正激波的运动情况，得出了进气道内结尾正激波运动特性和不同出口条件 的关系. 在计算中，采用了多块结构化网格，控制体积的界面无黏通量采用三阶迎风格 式插值获得，同时采用了minmod通量限制器以确保在激波处的解的物理特性；扩散通量采 用二阶中心差分格式插值获得. 定常计算采用当地时间步法，非定常计算采用双时间步法. 离散的代数方程采用交替方向迭代法求解。     

一种改进混合迎风格式在翼型流场激波捕捉中的应用

波阻是飞行器超音速飞行的关键设计因素,精确捕捉激波在流场中的位置,是数值模拟含激波流场和精确计算波阻的一个重要研究内容.本文基于网格节点有限体积空间离散方法,采用AUSM格式与FVS格式的混合格式(MAUSM方法)计算对流通量,从而抑制在数值模拟流场出现的激波处振荡和过冲现象,确保AUSM准确捕获接触间断的特性和FVS格式捕捉激波的能力.本文使用MAUSM方法分别计算了在跨声速和超声速条件下的NACA0012翼型流场,并与中心差分格式的计算结果进行比较.结果表明,对于存在激波的翼型流场,MAUSM方法是有效的.     

超音速进气叶栅S_1流面分析中的一些问题

在超跨音速压气机级中,靠近顶部,进口相对气流是超音速的;靠近根部,进口相对气流是亚音速的。这时,顶部附近的叶型设计、激波位置、气流攻角、损失、流通能力等是我们关心的主要内容。因为,如果对这部分流动本质没有较清晰的了解,就不能把握叶型设计的正确方法,就有可能严重影响级的性能。对于跨音速转子内部的三元、粘性、混合型流动方程,即使暂时忽略粘性,精确求解也是相当困难、     

高温激波管化学非平衡流动数值模拟研究

为了预测氢氧定容燃烧驱动的高温激波管性能,需要准确分析激波管非定常化学非平衡流动过程.本文在破膜前的驱动段定容燃烧以及破膜后的化学非平衡流动数值模拟中,引入双时间步长方法,发展高温激波管化学非平衡流动数值模拟方法,该方法在时间上具有二阶精度.计算结果与目前存在的激波管流动解析解以及零维化学反应系统的数值解进行了比较,吻合较好.对于典型高温激波管状态,采用有限体积方法离散准一维流动Euler控制方程,并通过将流动过程和化学反应动力学过程耦合求解,获得了激波管内部的化学非平衡流动特征.     

适用于任意网格拓扑和质量的格心有限体积法

针对格心有限体积法的离散精度易受网格类型影响的问题,基于最小二乘原理,提出了一种适用于任意网格拓扑和网格质量的有限体积方法.在解的光滑区能保证二阶精度,可光滑、陡峭地捕捉激波等强间断面.精度与网格无关,且算法统一的特性使其非常适用于网格自适应和多重网格等计算应用,同时也降低了网格生成和流场求解的复杂性.跨音速算例的网格含有多种网格拓扑,计算结果表明发展的线性重构方法(linearreconstruction method,LRM)适用于不同的网格拓扑,计算得到的激波位置准确、陡峭,未产生数值振荡.运用Ringleb流动考查了该方法对低质量网格的收敛性,与传统方法相比,线性重构方法(LRM)不仅平均误差较小,而且误差随网格尺度的收敛性也更好,其精度接近二阶.三段翼型的黏性绕流计算进一步表明网格质量对其精度的影响较小.     

流体动力系统激波的数值模拟

本文为了对流体动力系统含有激波的跨音速流动进行数值模拟,给出了曲线坐标系下的LU-AUSMLW算法。该算法综合利用了AUSMPW格式与LU-SGS方法的优点。本文通过采用三阶MUSCL格式获得高阶精度。为了验证该算法的精度,对通道和叶栅中含有激波的跨音速流动进行了数值模拟。本文数值试验的计算结果与文献计算结果相符很好。     

二维带冲波跨音速内流计算的边界积分法

本文根据跨音速小扰动方程对二维、定常、带冲波的跨音速管流分別导出适用于亚音速和超音速区的边界积分方程,并给出解此二类边界积分方程的数值方法,本中提出一种适用于管流计算的冲波装配法,以双曲线喷管为例,按本文方法进行了多种情况的计算,并与文献[1]的解析结果进行了比较,比较结果足令人满意的。     

跨音速湿空气非平衡凝结流动的数值研究

跨音速流动条件下湿空气中的水蒸气由于快速膨胀而发生非平衡凝结,凝结潜热对跨音速气流进行加热,会显著改变气流的流动特性。通过对商用计算流体动力学软件FLUENT进行二次开发,建立了湿空气非平衡凝结流动的数值求解方法。该方法可用于二维或三维、粘性或无粘、内流或外流的求解中。采用该方法分剐对缩放喷管、透平叶栅以及绕CA-0.1圆弧翼型的湿空气非平衡凝结流动进行了数值分析。计算结果表明：湿空气凝结手l起缩放喷管中的凝结激波、导致叶橱流动中总压降低;对于翼型周围的流动,在相对湿度分别为50％、57．1％、64.1％时,依次计算得到了单激波、五激波、双激波。     

民机翼型跨音速风洞颤振模型的模态分析

民用飞机在跨音速区的颤振特性是其设计的关键限制之一,与飞机的安全性息息相关．跨音速颤振的计算会遇到激波、流动分离等高度非线性的气动问题,因此在计算跨音速颤振问题时往往把注意力放在气动力的计算精度上．但是,如果模态分析的计算精度不够,同样无法获得可靠的颤振计算结果．本文采用HyperMesh软件进行有限元建模,主要结构件均保留了原始结构的几何信息,通过设置材料密度模拟结构的质量分布．由NASTRAN软件的Lanczos求解器完成模态分析并给出主要关注的四阶模态,经过简单的有限元模型修正,使四阶模态的计算频率与试验频率一致,计算和试验的固有振型一致,为后续的跨音速颤振分析打下基础．     

激波自管口出射后绕射与反射流场的数值计算

激波自激波管口出射后感生的波系图案,以及由它感生的超压场,可简化为二维非定常激波的绕射、反射问题.这个气体动力学方程组是非线性的,其解会随着时间自行产生间断.即使其初始值为连续函数,其解也可能出现间断.这就引起了困难.本文采用欧拉坐标、人工粘性、有限差分法来求解.为写出管口的边条件,首先找出一维管道气体流动的分析解,由此算出管口处的速度、压力、密度随时间变化的曲线.计算结果同实验做了比较,二者是一致的.我们曾对激波自管口出射后的绕射,激波在地面上的斜反射,激波与垂直挡板迎面相撞后的正反射,激波的爬坡过程,以及管口涡环的形成和发展的波系图案等用纹影法做了观测,同时对管口外由波系所感生的超压场分布做了测量.本文对激波自管口出射后绕射与反射流场做了数值计算.     

具有脱体激波的跨音速流场计算

本文从跨音速高级近似扰动速势方程出发,研究了低超音速来流中基本的二维钝头翼型的绕流特性和计算方法,给出了适用的远场边界条件和差分格式。对NACA 0012翼型进行了零升力和有升力条件下的初步计算。计算表明,本文计算方法能得到与有关理论结果~[2]和风洞试验数据~[8]相接近的收敛解。     

AUFS 格式在无网格方法中的应用简

将计算量小,激波分辨率高的AUFS (artificially upstream flux vector splitting) 格式应用于无网格方法. 所发展算法基于多项式基函数最小二乘无网格方法,采用线性基函数曲面拟合及AUFS 格式计算各离散点的空间导数,应用四阶Runge-Kutta 法进行时间显式推进. 为验证算法健壮性、精度以及计算效率,对Riemann 问题、超音速平面流动,以及不同攻角NACA0012 翼型跨音速流场进行了数值模拟,其结果同采用HLLC (Harten-Lax-van Leer-contact) 格式的无网格方法以及文献报道结果吻合较好,并且计算量较形式简单HLLC 格式减少约15%.     

AUFS格式在无网格方法中的应用

将计算量小,激波分辨率高的AUFS(artificially upstream flux vector splitting)格式应用于无网格方法.所发展算法基于多项式基函数最小二乘无网格方法,采用线性基函数曲面拟合及AUFS格式计算各离散点的空间导数,应用四阶Runge--Kutta法进行时间显式推进.为验证算法健壮性、精度以及计算效率,对Riemann问题、超音速平面流动,以及不同攻角NACA0012翼型跨音速流场进行了数值模拟,其结果同采用HLLC(Harten-Lax-van Leer-contact)格式的无网格方法以及文献报道结果吻合较好,并且计算量较形式简单HLLC格式减少约15%.     

关于钝体层流绕流及尾流的数值计算

研究以超音速运动的有限尺度物体绕流及其尾流,对于再入大气层问题具有非常重要的意义。人家知道,受物体扰动的区域里气体流场的结构是十分复杂的,根据文献中已有的理论数据和实验资料可以给出流场的定性描述,图1画的就是超音速均匀气流绕零攻角轴对称钝锥体在适当的雷诺数时周围的流动图案。在这个图上(流动的子午平面里)各特征区域是用号码标明的,而所形成的激波用点以加厚的带形区域表示出来。脱体激波(1)统过锥体,它以扩展的涡面形式向下游延伸。具有明显的粘性性质的边界层(8)毗连着锥体的正面和侧面。激波和边界层之间是一个无粘区域或者说是弱粘性不等熵流动区域(2)。      

以压力为基本求解变量数值模拟粘性超、跨音速流动

应用以压力为基本求解变量的SIMPLE方法 ,对一双喉喷管中的层流超音速流动和一扩压器中的紊流跨音速流动进行了数值计算。计算结果显示 ,本文的计算结果与文献数据及实验结果相符很好。表明本文方法对可压缩流动有很高的模拟精度。进而表明经过可压缩推广的SIMPLE方法适用于任何马赫数的流动计算     

全速解法在湍流跨音速流动中的应用

本文对不可压流动的常用算法SIMPLE算法进行了推广,使其能计算从亚音速到超音速一定马赫数范围内的流动,这里,可压缩流动和不可压缩流动的数值自满实现了统一,称为全速解法本文对全速解法在二维流动计算中的应用性进行了初步的研究,采用了非交错网格的有限体积方法对控制方程进行离散,并用动量插值法来求得连续方程中单元边界上的变量值,本文对全速解法在二维层流的计算效果进行了考核,而后又将此算法在湍流跨音速流动中应用,计算表明本方法是成功的,能够很好地反映各种马赫数下的流场特性。     

跨音速有旋流动正问题的赝势函数变分有限元法

本文运用赝势函数变分有限元方法数值模拟了绕翼型的跨音速有旋流动。在含有激波的跨音速有旋流动中，势函数已不存在，但为了保留势函数模型在求解方面的优越性，上海大学的刘高联引入了一个通用函数一赝势函数，可以看出该赝势函数保持了势函数的所有好处，又突破了流动有势的限制，是势函数对有旋流动的一个自然的、物理上相容、数学上求解简便的推广，进一步地，刘高联还得到了赝势函数的变分原理族，为变分有限元法求解有旋流动打下了基础。另一方面，为了提高数值求解的收敛性和有效地捕捉流场中的激波，本文还采用了“人工密度”办法。绕翼型的跨音速有旋流动的计算实践证明了赝势函数的有效性。     

跨音速翼型上的激波／边界层干扰自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨音速翼型的激波／边界层的相互作用（干扰）进行控制，可改变机翼的气动性能，这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔，其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来，本文给出用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｒ方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨音速粘性绕流，提出了一个适应于本特殊情况（物面边界局部地区在求解过程中有变化）的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨音速翼绕流的影响。     

跨音速后掠翼抖振边界计算

本文提出一种确定跨音速后掠翼抖振边界的数值计算方法,现有的确定跨音速翼型抖振边界的F.Thomas 准则被推广到包括具有大后掠角的后掠翼,计算是对侧滑翼进行,其中用积分法对三维可压缩湍流边界层的计算是根据本文作者听发展的方法,对于跨音速压强分布是利用A.Eberle的解全速位方程的有限元素法给出,按本文方法计算出F-86A 飞机的抖振边界与相同雷诺数下飞行试验所得结果符合得很好。     

激波与爆轰波对撞的数值模拟研究

用二阶精度NND差分格式和改进的二阶段化学反应模型模拟了爆轰波与激波的对撞过程,研究了不同强度入射激波对爆轰过渡区域的影响. 当对撞激波较弱时,透射爆轰波演变主要受流动膨胀作用的影响,可划分为对撞影响区、爆轰恢复区和稳定发展区3个阶段. 在爆轰恢复区和稳定发展区,前导激波压力经历一个过冲、然后向稳定爆轰过渡的过程,表现了爆轰波熄爆和再起爆的物理特征. 当对撞激波较强时,可燃混合气体的高热力学参数导致了更高的化学反应活化程度,形成了弱爆轰向稳定爆轰的直接转变.