细长圆锥低超声速绕流尾迹流时空演化特性的研究

本文用数值方法研究了在大的迎角范围内，采用局部抛物化流动模型所得到的有关圆锥有迎角绕流尾迹流中周期解的谐分岔、亚谐分岔以及环上Ｈｏｐｆ分岔这三类不稳定性的时空结构演化与非线性相互作用。分析得到了两种不可通约频率（ｆ１，ｆ２）的强非线性相互作用以及由此而产生的频率拓宽所形成的ｍｆ１±ｎｆ２多级频带结构。研究表明：当第三个不可约频率被激发，不论时间，还是空间方向的发展都会存在混沌。在近尾区，流态随攻角增大的演化历程上，通向混沌的道路和准周期性道路相接近，但包含有带倍周期性的亚谐分岔。在固定迎角的情况下，由近尾到远尾区，通向混沌的道路也接近于准周期道路，但带有阵发性。

弹丸超声速绕流的 Navier-Stokes 模拟

本文从轴对称Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组出发，采用高分辨率对称ＴＶＤ格式数值模拟了包括底部回流区在内的弹丸超声速绕流流场。计算结果从定性和定量上显示了弹体激波结构和底部流动结构的细节，计算的底部阻力系数与实验数据对比是令人满意的。

高超声速圆球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性分析

采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC-FDTD)方法计算高超声速导电金属球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性,分析等离子体绕流流场RCS的频率特性、双站散射特性、极化特性及随飞行高度、飞行马赫数、入射角的变化关系。计算表明,前向散射方向是全方位散射中RCS取得最大值的方向;马赫数较大(本文Ma≥14)时,入射波频率增大、马赫数增大及飞行高度降低,绕流流场前向RCS增大。马赫数较小(本文Ma≤10)时,飞行马赫数、高度及入射角变化对绕流流场UHF、L、S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在UHF、L波段,绕流流场及本体的后向RCS差距较小。马赫数较大时,大范围过密等离子体尾迹的形成使得电磁波垂直轴线入射时绕流流场增大了目标本体的后向RCS;在L、S波段,绕流流场后向RCS曲线可用一条直线逼近。

高超声速电离绕流的数值模拟

本文从三维N S方程出发 ,采用隐式L U分解算法和 7组分 1 5个反应的化学模型 ,数值模拟高超声速电离空气绕流。首先采用对称TVD格式、AUSMPW +格式和VanLeer的矢通量分裂格式计算了高超声速球头绕流 ,并对它们的计算结果做了对比分析。然后用前两种格式 ,对RAM C飞行试验模型三个再入高度 ( 81km、71km、61km)的流场进行了数值模拟 。

超声速平头圆柱绕流DSMC/EPSM混合算法研究

本文将EPSM算法与DSMC方法结合 ,构造了可模拟含近连续流区及过渡流区的DSMC/EPSM混合算法。运用混合算法模拟马赫数等于 5 .37时超声速平头圆柱绕流 ,并与DSMC结果进行比较 ,证明了DSMC/EPSM混合算法的有效性 ,并对两种算法的计算效率进行了比较。

稀薄气体自由分子流到连续流跨流域气动力热绕流统一算法研究

研究描述各流域气体流动输运现象统一的Boltzmann模型方程及数值求解方法,发展气体分子运动论离散速度坐标法,建立直接求解分子速度分布函数耦合迭代数值格式;研究可用于高、低不同马赫数绕流问题的Gauss型离散速度数值积分法,建立模拟各流域高超声速气动力、热绕流问题气体运动论统一算法与并行计算技术。对稀薄气体自由分子流到连续流不同Knudsen数、高低不同马赫数球体、钝锥外形、飞船返回舱再入飞行环境等绕流问题并行计算与算法验证分析,证实统一算法用于高稀薄自由分子流到连续流高超声速飞行器气动力、热绕流问题求解的可靠性,揭示飞行器跨流区不同高度高超声速绕流现象与变化规律。

非结构网格的高超声速粘性MHD流场数值模拟

应用数值方法在非结构网格上对磁场干扰下的二维高超声速钝头体粘性绕流进行了数值模拟。控制方程为N-S方程耦合Maxwell方程的粘性MHD方程组,空间离散采用有限体积方法,对流项用AUSM格式计算,粘性项用中心格式求解,时间推进用显式5步Runge-Kutta格式,引用双曲型散度清除技术加强▽.B=0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,分别对有、无均匀磁场干扰下的流动进行了数值模拟。计算结果表明,在均匀磁场干扰下,激波脱体距离显著增加,物体表面压力急剧下降。对比表明文中发展的计算方法可以准确地进行二维粘性MHD流场的数值模拟。

高超声速三维热化学非平衡流场的数值计算对比研究

选取国内外典型的高超声速绕流实验,对比研究了不同化学反应模型(Dunn-Kang模型、Park85模型、Park93模型、Park2001模型、Gupta模型)对高超流动计算结果的影响。重点采用Park双温度模型开展热化学非平衡效应的模拟研究,并同时与5组元单温度模型的计算结果进行了对比。研究表明:Park85-7组元双温度模型与实验结果吻合最好,结果最为可靠;而Park85-5组元单温度模型更适用于工程计算。

三角翼匀速上仰跨声速非定常流场数值模拟

用有限差分法求解N－S方程，数值模拟了细长三角翼作匀速上仰运动时的跨声速绕流流场。给出了非定常流场结构，涡破裂特性和非定常升力、阻力特性，研究了上仰运动对动态失速的影响。

用RANS/LES混合方法研究超声速底部流动

在剪切应力输运和弱非线性k-ω模式中引入压缩性修正,并在此基础上构造RANS/LES混合方法,对包含丰富流动结构和复杂流动机理的导弹类超声速底部流场进行数值分析,发现压缩性修正可更好地描述流场特征,适于具有较强压缩性效应流动的数值分析;混合方法捕捉到丰富的流动现象及非定常特性.

基于各向异性非结构网格的超声速流动自适应计算

基于各向异性非结构网格,实现了自适应求解技术,将其应用于超声速楔形体绕流及超声速横向喷流问题的计算研究,对各向异性网格自适应计算过程的收敛性和求解精度进行了对比分析,展示了各向异性网格自适应算法在降低问题求解规模。提高各向异性流场分辨率等方面的优势及存在的问题。超声速楔形体无粘绕流场的自适应计算,清晰地捕捉到了激波附近的流场信息,激波前后的马赫数、压力、密度。温度等物理量与理论分析解吻合很好。超声速横向喷流流场存在激波、分离涡、边界层等流场结构的相互干扰。计算研究表明,单纯基于Hes-sian度量张量的各向异性网格生成及自适应算法不能有效模拟边界层内的流动情况,是将来需要进一步开展的研究挑战。

用混合网格模拟绕X-38粘性流动

采用混合网格 ,利用DLR所发展的计算软件TAU对X 38高超声速粘性绕流进行了数值计算。网格自适应技术被用来生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率。

X-38飞行器无粘绕流的非结构网格模拟

本文采用非结构网格 ,利用DLR所发展的计算软件TAU对X 38飞行器高超声速无粘绕流进行数值计算。为了生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率 ,在求解过程中应用了网格自适应技术 ,并研究了网格密度对气动力的影响程度 ;同时与现有的实验结果和用结构网格得到的结果进行了比较 ,符合程度令人满意。

钝体高超声速气动加热与结构热传递耦合的数值计算

气动加热与结构热传递耦合问题在航天和工程应用领域非常重要。分别采用松耦合与紧耦合方法,数值模拟了高超声速二维圆管绕流的流场与结构传热耦合的非定常过程。在紧耦合方法中,流场部分采用基于Navier Stokes方程的有限体积法,将AUSM+格式与时间方向的显式多步Runge Kutta法结合;结构传热部分采用基于二维热传导方程的Galerkin有限元法。流场与结构区通过交界面的热流和温度边界条件实现耦合。计算结果分别与实验、文献做了对比,结构内部温度变化关系以及壁面的热流分布均较好地吻合。两种耦合方式的计算结果对比表明,对于流场特征时间远小于结构传热特征时间的问题,松耦合方法计算效率高,精度与紧耦合方法接近。

高超声速半球绕流流场电磁散射特性分析

分析再入流场对飞行器再入通信及空间散射特性的影响,研究电磁波与再入等离子体作用机理.采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分方法计算导电金属半球高超声速绕流流场电磁散射特性,分析半球等离子体包覆绕流流场雷达散射截面(RCS)随入射电磁波频率、双站角、飞行马赫数和高度变化特性.计算表明,前向是全方位散射中RCS取得最大值的方向.马赫数Ma≤10时,马赫数及高度变化对半球高超声速绕流流场L,S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在L,S波段,绕流流场及半球本体的后向和前向RCS差距较小.马赫数Ma=14,16时,过密等离子体鞘套的形成增大了本体投影面积,在L,S波段,绕流流场前向RCS比本体前向RCS大;绕流流场存在对半球本体双站散射特性影响很大.

高超声速双锥体绕流的数值计算与流场分析

双锥几何外型的高超声速绕流问题涉及激波-激波相互干扰以及激波-边界层相互作用等复杂流动现象,是计算流体力学领域的热点问题,常被作为此类复杂流动的典型算例。本文从守恒型Navier-Stokes方程组出发,考虑了非平衡态气体的振动激发过程,采用高分辨率TVD有限差分格式研究了5种来流马赫数(15.56,10.34,9.59,8.20和8.06),2种气体环境(纯N2和纯O2),以及2种双锥外型(尖头体和钝头体)的气动热力学特性,较详细地给出了上述各种情况下壁面热流密度分布以及气动力系数等重要参数,所得结果与国外相关实验数据吻合较好,初步显示了本文所编程序的有效性。对差分格式精度和典型限制器(minmod、vanLeer限制器)进行比较,发现数值计算所得分离区大小受格式耗散性影响很大,其中使用vanLeer限制器所得到的分离区大小与实验结果吻合得较好。

超声速半球绕流实验研究

基于NPLS技术,在超声速静风洞中对超声速半球绕流流场进行了实验研究,观察到了三维弓形激波及其与边界层相互作用所诱导的转捩/分离区,再现了超声速半球绕流流场的复杂结构.根据所得NPLS图像的时间相关性,分析了绕流流场结构的时空演化特征,得到了大尺度涡结构在流向和展向的运动特征,并且观察到了明显的周期性和相似的几何结构特征.

一类二维非结构网格DSMC方法的实现策略及其应用

研究了一类二维非结构网格DSMC方法的实现策略。在数据结构方面,设计了局部化的数据组织方式,节约了内存与计算时间。发展了一种跟踪模拟分子迁移的算法,该算法仅需少量的逻辑运算与代数运算,不仅可以快速跟踪模拟分子在网格之间的迁移,而且可以准确判别分子与物面是否相互作用,搜索过程中的附带信息给出了分子与物面碰撞的精确时间与位置,避免了重新计算。引入碰撞距离的思想,既减少存储又保证正确的模拟结果。在程序编制过程中,我们充分展现了Fortran90高级语言的主要特性,引人动态数组、指针、链表以及派生类型数据,编制了计算程序。最后对过渡流域高超声绕流进行了数值试验。

稀薄气体高超声速流动的非结构DSMC并行化计算

采用非结构化三角网格为基本网格单元,在可变硬球(VHS)分子模型、Borgnakke-Larsen唯象模型、Bird的化学反应几率模型及壁面CLL反射模型的基础上,本文用Fortran语言编制了能够模拟内能松弛、热力学非平衡和化学非平衡的稀薄气体直接模拟Monte-Carlo(DSMC)源程序。针对多核计算机上进行并行计算实现技术,将并行OpenMP的模型应用于DSMC方法,编制了可在多核计算机中进行数值模拟的非结构DSMC并行程序。分别对不同稀薄领域的不同工况高超声速气体绕圆柱流动问题进行数值模拟,得到热非平衡态对飞行器流场的影响。通过数值结果的比较,验证了编制的DSMC并行程序的正确性和合理性,以双CPU、双核计算机为例,并行后的计算效率提高了近一倍。这些数值结果对飞行器流场特性分析和有效地完成飞行器热防护具有重要意义。

圆柱状金属泡沫多孔前置体的气动热效应分析

以超声速气流冲击轴线与来流方向相一致的带有金属泡沫多孔前置体的实体圆柱为研究对象,采用连续尺度单区域法数值模拟泡沫多孔前置体内部的流场及气动热效应。多孔域阻力特性基于分布阻力法加入,选用局部非热平衡模型,考虑流体相与固体相的传热温差,并通过Rosseland扩散模型加入固体相的辐射热效应。研究发现,在模拟气流工况下前置有一定长度的柱状泡沫多孔材料可显著降低模型激波阻力和前缘气动热效应,此外相对于气动压缩效应对温度场的影响黏性耗散效应较小。