复杂外形建筑物黏性流动CFD数值研究

该文以南通体育场馆为研究对象,在三种不同粗细网格上进行了黏性流场的数值模拟,比较了屋盖升力系数和流场细节,获得该类型建筑模型流场计算所适合的大致网格数,在获得大致网格数的情况下,还比较了几种不同的湍流模式下的数值结果的差异,最后将数值模拟结果和试验结果进行了分析,结果令人满意。

强激光与高超声速球锥流场干扰数值模拟研究

本文采用有限差分技术 ,数值求解带能量源项与空气 11组分化学动力学模型的轴对称粘性流体力学方程组 ,采用类氢原子理论模型计算空气对激光的吸收系数 ,建立了模拟强激光与超声速钝体流场干扰的计算软件 ,得到了高能激光与超声速球锥流场干扰数值模拟的结果。

涡轮级三维粘性流场的数值模拟

本文给出了一种求解涡轮级三维定常粘性流场的计算方法，并对某型航空发动机的高压涡轮进行了数值模拟。该计算程序考虑到了涡轮级工作温度范围较大而引起的变比热问题。文中采用了三阶精度的ＴＶＤ格式和Ｂ－Ｌ湍流模型。叶列间参数的传递采用了“混合平面”法。叶列间处理采用外推无反射边界条件来保证参数在交接面上的周向不均匀。同时在交接面上构造了Ｒｉｅｍａｎｎ解和使用松弛因子来提高程序在叶列间小间隙情况下的稳定性。

迷宫通道内部流动和泄漏特性的数值分析

求解非定常Ｎ－Ｓ方程，数值预测了深宽比Ｈ／Ｗ分别为０．１、０．３和０．５的单空腔直齿迷宫通道的内部流动，计算结果展示了流动结构的振荡及出口泄漏量下降和回升的波动。３种结构的密封效果优劣与泄漏量波动幅度大小相对应，其排列顺序是深宽比Ｈ／Ｗ分别为０．３、０．５和０．１的结构。还讨论了涡运动与涡合并、分离泡的迁移、射流的弯曲及对空腔壁面的冲击等复杂物理过程的内在联系，分析了射流冲击所产生的多种效应对增加能耗减小泄漏的作用。

超声速主流中逆向喷流流场的数值模拟

本文在差分格式ＮＮＤ－２基础上￣［１］，提出了一个修正格式，形式简单，应用方便。从薄层近似的ＮＳ方程出发，用该格式计算了超声速主流中存在逆向喷流的钝体绕流的粘性流场，成功地捕捉到流场内的各种波系和涡系结构。计算的结果与文献［２］中的实验结果比较表明二者符合很好。

采用弯扭导向器改型涡轮级提高发动机性能的三维粘性流场的数值研究

对某型涡喷发动机涡轮级导向器进行了全三维弯扭设计以后 ,在保证涡轮前总温、总压和燃气流量的前提下 ,合理调整尾喷管面积 ,提高涡轮后背压 ,保证在设计转速下涡轮输出功与原型涡轮级相同 ,从而保证了压气机的设计点和喘振裕度 ,同时提高了发动机推力。带来这样效果的原因是弯扭导向器使涡轮级的效率提高 ,导致涡轮出口总压的提高。本文对改型和原型涡轮级进行了全三维粘性数值模拟和气动分析 。

适用于激波/边界层相互作用的线性涡粘性湍流模式

本文选择了两个激波 /边界层相互作用诱导分离的跨声速问题 (轴对称圆弧突起和二维管道突起 ) ,采用五个有代表性的湍流模式 (BL模式 ,JL k-ε模式 ,k-ω模式 ,SST模式和双尺度模式 ) ,通过将数值计算结果和实验结果进行比较 。

细长体大攻角绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了细长体大攻角的绕流特性（求解在周向３６０°范围内进行）。数值模拟的出发方程是三维可压流的全Ｎ－Ｓ方程，格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。通过数值模拟研究了附近，攻角１９°、３２．５°和５０°状态下，细长体绕流场中的激波、分离流动及表面压力分布等重要特征。

关于三维Navier－Stokes方程的粘性项计算

借助于张量分析和张量计算，在贴体曲线坐标系下本文讨论了不同求解变量导致了粘性项个数上的重大差异和不同大小的计算量，并提出了便于粘性计算的最佳形式。文中借助于有限体积离散技术，通过引进两个对称辅助矩阵［Ａ］和［Ｂ］，使粘性项的计算量大大减少，这对完成三维粘性流的数值计算具有重要的指导意义。借助于上述方法，本文完成了某型真实进气道两种工况的三维粘性Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程计算（即Ｍ∞＝３．０，α＝０°和设计工况Ｍ∞＝２．６５，α＝０°），获得了满意的全场结果；对于Ｍ∞＝２．６５的设计工况，同实验数据作了比较，符合良好。由于本文的方法明显的减少了粘性项的计算量且节省了大量内存，以致于使三维流场的Ｎ－Ｓ求解能在普通微机上进行。

二阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用

将Ｈ．Ｃ．Ｙｅｅ所发展的一种二阶迎风ＴＶＤ格式运用于半球的高超声速化学非平衡黏性绕流的数值计算，详细介绍了流体力学方程组和化学组元守恒方程组全耦合求解的过程，以前这一研究领域中仅仅运用一阶格式及松散耦合的方法。化学松弛气体考虑了七组元（Ｏ，Ｏ＿２，ＮＯ，Ｎ，ＮＯ￣（＋），Ｎ＿２，ｅ￣（－））和主要的七反应，在驻点线上的计算结果与前人结果比较表明，本文有较大改进。

可压缩非平行流边界层稳定性研究

采用线性稳定性理论和多重尺度方法 ,研究三维可压缩的非平行流边界层稳定性问题。分析了可解条件的特征 ,导出精确计算所需的伴随问题方程渐近外边界条件的矩阵表达式 ,给出有控制的重正化方法 ,以有效地克服刚性方程在积分求解中的困难。探讨与非平行性作用相关的方程和影响因素 ,特别是新的特征函数畸变对扰动增加率的作用。通过算例 ,清楚地显示了流动的非平行性对边界层稳定性的影响。

变湍流度时翼型边界层及近场尾流的法向湍流特性初步试验研究

简述了湍流度对边界层及近场尾流时均特性和边界层转捩位置的影响，讨论了流向和法向湍流特性分布规律，并着重分析了湍流度对法向湍流特性的影响。结果表明，法向湍流强度及雷诺正应力沿流向分段性更为明显，且法向与流向湍流参量之比的特征值有一定规律性。

粘性流场三维NS方程有限体积法数值解

提出了有限体积法中的隐式ＮＮＤ格式数值求解三维全ＮＳ方程和薄层三维ＮＳ方程的方法，对绕带座舱的再入飞行器高超声速粘性流动进行数值模拟。物体的形状由钝头前体和２０°倒锥后接一个圆柱体构成。在马赫数为７和１０，攻角为１０°和２０°的自由流条件下，得出了层流流场数值结果，对飞行器前体给出了物面压力分布和加热率分布。数值结果证实了本数值方法对研究再入物体的气动加热率的精确性，以及物体周围流场详细的三维流动分离结构是适用的。

流过泰氟隆烧蚀表面的化学非平衡粘性激波层数值研究

本文对有泰氟隆烧蚀的化学非平衡粘性激波层流场进行了数值模拟。应用空间推进与总体迭代相结合的求解方法，采用１９组元、２９种反应的空气—泰氟隆化学反应系统，对化学非平衡粘性激波层流场与泰氟隆壁面烧蚀传热过程进行耦合求解，研究了平衡催化壁和非催化壁条件对粘性激波层烧蚀流场的影响。

三维跨声速粘性-无粘相互作用的半逆方法

本文为计算三维跨声速粘性-无粘相互作用提供一半逆方法版本。湍流边界层采用积分反方法。证明了对于跨声速流,选取外部流线角α和等价的不可压缩形参作为输入量,边界层积分方程总是双曲型的。无粘外流采用FL027程序。通过粘性-无粘迭代求得小分离区情况下的与实验符合的收敛解。

粘弹性增量界面元法

采用界面元模型,推导了粘弹性增量界面元列式。算例表明,粘弹性增量界面元法能有效地用于粘弹性不连续介质问题的分析。

粘性相互作用对高焓激波风洞实验段自由流静压测量影响的分析

通过理论分析、实验测量和数值模拟,研究高超声速粘性相互作用对实验段自由流静压测量的影响。研究表明:由于粘性相互作用,高焓激波风洞实验段平板静压测量值远高于实际自由流静压。在热化学非平衡流情况下,经典的粘性相互作用参数和经验公式具有局限性。

双三角翼外翼前缘钝化对涡流特性的影响

通过风洞试验，利用７孔探头对７５°／４５°和７５°／６０°两种典型双三角翼进行了空间流场测量，研究了双三角翼前缘形状对大迎角涡流特性的影响．试验结果表明，双三角翼外翼前缘钝化使双涡态的双三角翼内、外翼涡互相靠拢、增加干扰，当出现合并涡态时，使合并涡涡核向内下方偏移；外翼前缘钝化使外翼涡或合并涡的Ｃｐ０、Ｖｘ较尖前缘时为高，最终使外翼涡或合并涡推迟破裂．

高精度迎风格式的射弹粘性绕流场数值模拟

应用四阶的MUSCLTVD格式 ,求解雷诺平均的N S方程 ,对超音速射流与弹体绕流流场和弧形翼的空气动力特性进行了数值模拟研究 ,计算结果与实验对比表明 。

高超音速有攻角钝头体三维化学非平衡粘性激波层流动数值计算

本文叙述高超音速飞行条件下多组元化学非平衡粘性激波层方程的数值计算,分析研究了有攻角钝头体再入飞行器三维流动,化学组元浓度,物面摩阻系数和气动加热率。流体介质为7个组元的电离空气,化学反应过程是以有限速率进行的。利用正交曲线坐标系的计算网格系统处理三维钝头体流场,应用有限差分法求解化学组元连续方程、ξ-动量方程,ξ-动量方程和能量方程。以上方程在计算坐标系中为二阶抛物型方程,采用隐式差分格式将每个差分方程化为元素三对角形式的线性方程组,在物面为完全催化壁的条件下进行求解。而将连续方程和法向动量方程两个一阶方程耦合在一起,化成块块三对角形式的方程组进行求解。对10°攻角的钝头体再入飞行器得出了三维数值计算结果。