AUSM类格式在热流数值模拟中的比较研究

系统分析了AUSM类空间离散格式中AUSM+、AUSMDV及AUSMPW三种格式的构造方法及特点,并分别对钝锥、钝双锥的高超粘性绕流流场进行了数值模拟,重点分析了格式对热流数值模拟结果的影响。数值结果表明:AUSM类格式在高超音速流动模拟中具有高间断分辨率和数值稳定性,其中AUSM+和AUSMPW格式更适用于热流数值模拟,而AUSMDV格式可能会出现"红玉"现象。

湍流模型及施密特数对点火位置的影响研究

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要。通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响。数值结果表明:湍流模型对点火的位置具有一定的影响,其中Menter SST k-w湍流模型计算结果与实验值总体吻合最好;湍流施密特数严重影响着氢气和空气的混合程度以及燃烧流场的点火位置,其中Sct=0.5能满足大部分超燃冲压发动机燃烧算例的数值模拟。

三维非对称斜劈高速流动计算方法研究

交叉激波是高超声速进气道发展的关键气动问题之一。为实现对此类高速流动的准确数值模拟,基于RANS方程的自研多块结构网格计算软件,对经典三维非对称斜劈构型的斜激波交叉干扰流动特征开展了计算研究。通过对比分析,系统评估了计算网格、湍流模型及高精度格式对空间流场、底板摩擦力流线、压强分布、绝热壁温分布等的影响,获得了适用于三维非对称高速流动问题的网格生成准则和计算策略,同时验证了自研软件的模拟能力。

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。

基于大规模并行计算的结冰翼型失速流场特性数值模拟研究

结冰安全性评估是民用飞机适航的重要工作内容。翼面结冰将引起机翼前缘外形及边界层状态变化,并诱导大范围分离,进而导致飞行器升力面性能急剧降低,甚至带来严重的飞行安全问题。针对常规方法难以有效准确预测结冰翼型后失速流场空气动力学特性的问题,发展了一种结合大规模并行计算和壁面模化大涡模拟(WMLES)的有效数值计算方法,成功用于双角冰结冰翼型GL305/944的后失速流场特性的数值模拟研究,取得了满意效果。数值模拟研究中,计算状态选取马赫数0.12,雷诺数3.5×106,攻角6°,对应了该翼型在风洞试验中后失速附近的流动状态。作为对比,同时给出雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法及改进的时间延迟脱体涡模拟(IDDES)方法的计算结果,并与试验结果进行了综合比较。结果表明,WMLES是一种适于计算大范围分离流动的有效方法,针对结冰翼型后失速流场的数值预测,可大幅提高预测精度;针对文中的GL305/944结冰翼型,WMLES能相对准确地预测总体气动力、压力平顶长度和压力恢复,以及角状冰引起的剪切层失稳,且预测的升力系数相对误差仅为0.47%,远小于RANS方法的-26.7%。

双椭球和Edney-type Ⅳ激波干扰的高速流动数值模拟

气动热和激波干扰是高超声速流动研究的关键技术之一,为了实现对此类问题的准确数值模拟,采用基于有限体积法的多块结构网格自研软件,运用NS方程对典型算例双椭球和Edney-type Ⅳ激波干扰进行研究。结果表明:双椭球的主椭球前和两椭球相贯处形成两道激波,在小椭球上方相交产生干扰;双椭球上表面由于存在激波干扰,压强和热流变化较剧烈,下表面则变化较平缓。Edney-type Ⅳ激波干扰的入射激波和弓形激波相交形成超声速喷流区,在壁面附近终止于一道弓形滞止激波;物面压强和热流在超声速喷流冲击壁面处达到了峰值。文章获得了清晰的高超声速流场结构,验证了自研软件的模拟能力,为高超声速飞行器的数值预测评估提供了一定参考。

湍流模型对HIFiRE-2燃烧室计算的影响研究

为评估湍流模型对HIFiRE-2燃烧室计算结果的影响,采用Menter BSLκ-ω和Menter SSTκ-ω湍流模型对冷流工况进行了二维数值模拟;结合有限速率/涡耗散模型(Finite Rate/Eddy Dissipation Model),应用两种湍流模型对燃烧工况开展了三维计算。结果显示:湍流模型对HIFiRE-2燃烧室的计算结果影响较大。冷流工况下,Menter BSLκ-ω湍流模型模拟到的壁面压力分布与试验结果吻合较好;燃烧工况下,不同湍流模型计算的涡粘性差别很大,严重影响着分离涡的大小、碳氢燃料与空气的掺混、燃烧起始位置以及燃烧范围,相比于Menter SSTκ-ω湍流模型,Menter BSLκ-ω湍流模型预测的壁面压力分布与试验结果吻合更好,燃烧效率更高,总压损失更大。

基于DBD等离子体激励器的翼型减阻控制研究

介质阻挡放电(DBD)是一种全新高效的主动流动控制方法,近年来受到了越来越多的重视。为探索DBD等离子体激励器对翼型减阻的流动控制,采用Suzen体积力模型对NACA0012翼型进行数值模拟,研究了电极组数和电极间距对流场阻力的影响,细致分析了阻力的构成,揭示了等离子体激励器对摩擦力的影响规律。结果表明:裸露电极增加摩擦力,埋藏电极减小摩擦力,电极组数越多,阻力越大;电极间距增大到一定程度,摩擦力将不再变化;等离子体激励器主要影响压差阻力,进一步决定着总阻力的变化,其中4组电极在15 mm间距时,翼型阻力减小了0.46%。

基于涡耗散模型的HIFiRE-2超燃冲压发动机仿真

以HIFiRE-2超燃冲压发动机为研究对象,针对高马赫数超燃模态,通过与试验结果对比,考察了涡耗散模型的工程应用能力,同时研究了湍流模型、湍流施密特数和可压缩修正对流场的影响,结果表明:涡耗散模型适用于超燃冲压发动机工程算例的仿真;BSL κ-ω湍流模型,湍流施密特数为0.4,可压缩性修正开启,在高马赫数超燃模态时能够取得较好的计算结果。

基于分区大涡模拟方法的双角冰翼型气动特性分析

为研究大迎角状态下机翼前缘双角冰诱导产生的流动大分离问题,本文将RANS方法与WMLES方法结合起来,构造了一种分区大涡模拟(ZLES)方法,针对具有双角冰的GLC305翼型进行了数值研究,并与RANS方法、IDDES方法及风洞试验进行了对比,结果表明:ZLES方法够准确预测宏观的升力系数,压力分布、分离范围、再附位置等流场特征参数较之IDDES、RANS及文献结果与试验吻合最好,适用于双角冰诱导大分离流动的数值模拟。