扩散抛物化(DP)NS方程组的意义及其在计算流体力学中的应用

本文首先讨论扩散抛物化(DP)NS方程组的早期研究工作:它的提出、数学性质、意义和在CFD中的应用,然后讨论扩散抛物化理论的一些新发展。这些新发展是对NS方程组数值计算进行物理分析的基础上得到的,其中包括NS方程组差分计算时,粘性剪切流对网格间距和格式精度的要求;粘性项只保留剪切粘性项的广义扩散抛物化(GDP)NS方程组,它的性质和应用。由于高Re数流动在NS方程组的差分计算中,网格Re数彼此相差悬殊的特点,产生了计算离散单元守恒方程组的新的算法思路,即离散流体力学(DFD)算法。在DFD算法中需要同时计算三种不同的守恒方程组(Euler,DPNS和NS方程组)。本文讨论了DFD格式的构造、它的优点和应用。并以超声速绕前后台阶流动为算例,来说明GDPNS方程组的用处和DFD算法的优点。DPNS方程组、GDPNS方程组、DFD算法是高智提出的,对这些问题,他和合作者从理论、算法、数值验证和某些应用又作了系统的研究。

当前科技界关心的十二个问题──在“学科发展与科技进步研讨会”开幕大会上的讲话

当前科技界关心的十二个问题──在“学科发展与科技进步研讨会”开幕大会上的讲话中国科协副主席庄逢甘由中国科协组织召开的“学科发展与科技进步研讨会”今天在这里开幕了。现在距２０００年只有５年多时间了，各方面都在做迎接２１世纪的准备工作。大家都认为目前世界...

高速高机动飞行器的横航向偏离预测判据分析

以提高高速飞行器静稳定设计精度为目标,对横航向小扰动方程解的稳定性进行了讨论,推导出了开环动态偏航稳定判据(CnβDYN)和闭环横向控制偏离判据(LCDP)。进而对翼-体组合体高超声速飞行器做了工程估算,利用所得气动数据对此外形进行了全面的横航向稳定性分析,指出了CnβDYN、LCDP与传统横航向稳定性判据的差异,传统的横航向判据不能计入两者的相互耦合效应,也无法预则进行滚转控制时引发的偏航失稳发散。

真空羽流场的 N-S 和 DSMC 耦合数值模拟

根据调姿发动机真空羽流场的特点，采用差分求解Ｎ－Ｓ方程数值模拟喷管内流场，用ＤＳＭＣ方法数值模拟喷管外羽流场，得到了符合流动规律的数值模拟结果。为姿控发动机喷管设计提供了参考，并为真空羽流污染研究打下了良好的基础。

两种椭圆型方程求源项方法在喷管内流场网格生成中的应用

用椭圆型方程生成二维网格，发展两种Hilgenstock求源项方法，实现对网格与边界间距及与边界正交的控制。

Weissman图的产生、发展及其在再入航天飞行器气动布局设计中的应用

回顾了Weissman图的产生及发展历程,对高速再入航天飞行器的横航向气动特性进行了综合分析,指出了引入Weissman图分析方法的必要性。通过对横航向小扰动方程的讨论给出了中国航天领域常用机体坐标系下的CnβDYN和LCDP的表达式,并对一种典型高速再入航天飞行器气动布局进行了全面的横航向特性分析,指出了Weissman图分析的重要意义。

低地球轨道环境原子氧对航天器表面材料聚酰亚胺作用的数值模拟

在建立数学物理模型的基础上，对低地球轨道环境和地面实验环境下，有无保护层的聚酰亚胺所受原子氧冲蚀作用进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果，并讨论了数学物理模型中各参数对基蚀曲线形状的影响。从数值模拟结果和美国太空实验结果的比较可以看出，本文数值模拟的结果是正确的。该项工作对航天器的设计具有重要的指导意义。

考虑化学反应的真空羽流的数值模拟

本文用稀薄气体流场直接模拟的方法对卫星姿态控制发动机喷管外考虑化学反应的真空羽流场进行了数值模拟 ,得到了与理论分析相一致的数值模拟结果。本文的研究工作对真空羽流污染研究及真空羽流的气动力。

真空羽流场的DSMC并行数值模拟

对ＤＳＭＣ方法进行小喷管真空羽流数值模拟的计算软件进行了并行化改造。计算表明在多处理器（节点）上实现并行计算能够大幅度地提高运算速度，缩短运行时间，增加计算规模，计算结果与串行计算一致。并对目前串行计算不能完成的真空羽流计算的算例成功地进行了ＤＳＭＣ并行计算，计算结果与理论分析一致。

关于建立高阶差分格式的问题

为了能在不太密的网格上捕捉到流场的细致结构，通常采用高阶精度的差分格式进行数值模拟。为能抑制计算过程中和在激波附近产生的虚假波动，本文从物理构思出发，提出了建立高阶格式的两个基本原则，作者称之为抑制波动的原则和稳定性原则。通过对典型问题的计算表明，这些原则是有效的，由此建立的二阶格式即ＮＮＤ格式无虚假波动，由此建立的三、四阶以上的格式仅在激波附近有微小波动。算例还表明，不符合文中原则的高阶格式的结果则要差得多。为了进一步克服激波附近的微小波动，文中还建议了两种方法，一种是基于熵增原则的方法，另一种是采用激波附近为二阶ＮＮＤ格式、其它区域为高阶格式的混合方法。

超声速平面剪切层声辐射涡模态数值分析

对Mc=1．2二维超声速空间发展平面自由剪切层,进行了扰动模态及流动结构的数值分析．采用时空三阶改进MacCormack格式,差分求解可压缩扰动Navier-Stokes方程,直接数值模拟入口不同基频谐波扰动的非线性演化特征．采用空间线性稳定性理论证明,计算所促发的扰动波是声辐射涡模态．扰动参数及特征函数分析显示,声辐射涡模态是弱色散的快／慢两种外部模态,在扰动对流Mach数为超声速一侧呈膨胀／压缩状辐射．单频受迫扰动可无相差地促发多模态混合扰动波,而在自然扰动条件下,剪切层的稳定性受慢模态主导．

利用截面数据显示三维涡结构的新方法

比较了几种利用截面数据显示流动结构的方法。对截面流线不能正确显示三维涡结构的原因作了分析。在此基础上 ,用Lamb矢量和观察截面的法矢量的矢量积定义了截面旋矢量。将截面旋矢量应用于流场数据显示得到了较好的效果。这种方法所显示的是Lamb曲面与观察截面的交线 。

复杂外形网格生成技术及应用

以某型双立尾战斗机为例，给出了实际复杂型号飞行器结构网格生成的一种分块方案及实现过程，用一种矢性三次多项式插值的方法生成相邻块公共交界面的网格，用Ｈｉｌｇｅｎｓｔｏｃｋ方法修正源项，求解椭圆型方程生成块内空间网格，使网格线与边界面夹角、与边界面间距控制为期望的值．在所生成的双立尾战斗机分块结构网格中求解Ｅｕｌｅｒ方程，获得了合理的全机气动力系数。

改进油流显示法研究层流和湍流下绕椭球分离流

用改进的油流显示法研究和对比了层流和湍流状态下绕椭球流动的表面摩擦力线结构 .实验中观察到 ,椭球表面摩擦力线在层流和湍流状态下具有不同的拓扑结构。只看流动对称面一侧 ,在层流状态 ,Re=1 .4× 1 0 6,迎角为 3 0°和 2 0°时都有三条分离线 ;而湍流状态同样实验条件下只观察到两条 ,并且分离线的位置推向下游 ,二次分离线长度也大大缩短。实验还观察了物体表面颗粒状突起对表面摩擦力线的影响 .层流状态下 ,雷诺数为 1 .4× 1 0 6时 ,分离线附近的颗粒状突起会显著影响分离线的形状 ,当雷诺数减为 0 .9× 1 0 6时 ,颗粒对分离线只有微弱的影响 .实验观察到的颗粒影响局限在壁面附近。

三维椭圆型方程网格生成中的新源项修正法

构造一种新的源项修正方法用于三维椭圆型方程网格生成，可以实现对网格与边界正交及网格与边界间距的双重直接控制．

氢氧发动机推力室化学反应流场计算

采用弱耦合点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟．数值模拟时采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型，湍流模型采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ代数湍流模型．数值模拟得到了流场参数在燃烧室和喷管中的分布．结果分析表明，得到的数值模拟结果与理论分析一致，说明结果是可靠的．本文的工作为氢氧火箭发动机喷管设计提供了依据，并为进一步开展火箭发动机推力室有化学反应的两相流动的数值模拟打下了基础．

超声速混合层中扰动增强混合实验

以基于纳米技术的平面激光散射(nano-based planar laser scattering,NPLS)流动显示技术定性研究了隔板扰动对超声速混合层(Mc=0.5)的混合增强效果.首先通过系列实验优化设计了扰动参数.实验结果表明,超声速混合层对于从隔板引入的扰动非常敏感.二维扰动的混合强化机制是提前混合层失稳位置,增厚混合层;而三维扰动的混合强化机制主要是通过诱导流向涡和展向运动,促进流动三维性质的发展.总体而言,三维扰动的混合强化效果优于二维扰动.由于是超声速混合层,隔板上的扰动片虽然很薄,但同样会引起激波的产生,是该方法中总压损失的主要原因.

展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用

旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要课题。研究表明展向吹气是控制机翼上旋涡破裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。本文综述了在这一领域内的主要研究成果，包括利用流动显示和ＬＤＶ技术探索展向吹气与机翼前缘涡干扰的机理，各种吹气方案和影响因素对气动特性的影响，利用展向吹气控制前缘涡位置改善涡襟翼效率的研究以及脉冲吹气提高吹气效率等方面的研究。

可压缩混合层流动近十年研究进展

从稳定性分析、实验研究和数值模拟3个方面回顾了过去近10年间关于可压缩混合层流动的研究.这些工作研究了可压缩性对混合层其它性质的影响,这些性质包括混合层增长率、不稳定模式、流场结构、平均速度和脉动速度、以及标志物的混合等.3种研究方法相互补充,共同提供了认识可压缩混合层流动机制的大量信息.这些研究是湍流机理研究的重要组成部分,也是混合层流动在应用技术领域成功应用的前提.

多部件组合体分块网格生成技术及应用

给出多部件组合体分块网格生在的一种方案及实践，包括交界面网格生成技术、空间网格生成方法及质量控制。以一个平尾和机翼具有一定高度差的机身－机翼－平尾－立尾组合体外形为例，生成与公共交界面或边界面正交或接近正交的分块网格。用于Ｅｕｌｅｒ方程跨声速来流几个迎角的计算，结果与实验符合较好。