钝缘舵高超音速湍流分离特性

给出由半圆柱前缘舵诱导的高超音速湍流分离的实验结果。实验气流Ｍａｃｈ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７ｍ－１。结果表明：钝缘舵诱导的湍流分离极不稳定，分离激波出现大尺度低频振荡，使壁面压力和热流率无量纲标准偏差在主分离线附近达最大值。Ｍａｃｈ数愈高，最大无量纲标准偏差值越大。在前缘区前缘直径是控制分离流场尺度和平均壁面压力。

高超音速热流数值计算中的误差匹配原则

通过对粘性边界层的数值模拟和误差分析 ,提出了差分格式的误差匹配原则 .在边界层内的计算网格一般都具有很大的长宽比 ,而计算误差与网格长宽比密切相关 .为了使不同坐标方向上的误差保持在同一量级上 ,需根据误差匹配原则确定计算网格的尺寸 .对绕钝锥的高超音速流动进行了数值模拟 ,进而计算了钝锥表面的热流分布 .数值计算表明 ,参照误差匹配原则进行网格划分是有益的 ,可在保持流场数值计算精度和提高热流计算准确性的同时 。

近幂次形细长回转体的高超音速绕流问题(Ⅰ)

本文在平面截面的假定下,以幂次自模拟解为基础,提出了高超音速气流绕一般细长(辶回)转体流动的普遍线性化理论.问题最后归结为积分一组与具体问题无关的常微分方程组.这些积分可以事先算出,制成表格,当要解各种具体问题时,只需查表和进行一定的代数运算,即可将流场全部参数算出.

航天飞机高超音速旋涡分离流动现象分析

本文分析了航天飞行器高超音速大攻角飞行中的复杂流动现象,即激波诱导旋涡分离流动引起的各种流动现象,以及对飞行器气动力和气动加热的重要影响。对发展相应的实验研究方法和工程估算方法进行了评述。

高超音速机翼动导数计算

在高超音速流中,Ma_∞→∞和比热比γ→1双重极限情况下,从气体动力学理论可导得Newton-Busemann理论(以下简称N-B理论),它计及了气体质点在激波层中沿瞬时曲线轨迹运动产生的离心力对压强的贡献。从理论上讲N-B理论比Newton撞击理论(以下简称N理论)要合理、精确。众所周知,上述两种理论定常流数值计算结果与实验数据和特征线理论数值解比较表明,N-B理论不总优于N理论。其原因主要是因实际流动与双极限状态有差距。即使平直物面(楔及菱型翼型)在非定常绕流中也存在离心力,因此有必要对上述两种理论进行考核。

TVD格式与高超音速气动加热数值模拟

为了在化学非平衡流动中获得准确的流场解以及表面热流分布,将总变差减小TVD(Total Variation Diminishing)格式中的熵修正函数,由各向同性分布改为各向异性分布,同时让熵修正函数中的参数与流场中的压力梯度分布相关.将改进后的熵修正函数运用到高超音速化学非平衡绕流流场的数值模拟中,获得了较使用原有熵修正函数更为准确的流场参数和表面热流分布.采用改进的熵修正函数,可以提高壁面附近的粘性分辨率,降低热流计算结果对壁面附近法向网格尺度的敏感性.

三维高超声速喷流干扰流场的数值模拟

采用ＬＵ隐式方法求解了有限体积法离散的完全Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了三维高超声速喷流干扰流场。计算中采用了Ｊａｍｅｓｏｎ的当地极值递减（ＬＥＤ）格式和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，与实验结果相比较，数值方法对附体流动计算较准确，对分离区附近流场计算有一定误差。

三维超音速和高超音速无粘非定常流动的数值模拟

对于钝头体的三维高超音速和超音速非定常绕流，给出了Ｅｕｌｅｒ方程在团结于钝头体 的非惯性坐标系中的守恒形式，通过对求解域的有限体积离散，矢通量分裂方法以及Ｗａｒｍｉｎｇ 和Ｂｅａｍ的二阶迎风格式用数值方法计算了Ｅｕｌｅｒ方程的时间精确解。给出了利用本文的非定 常流动数值计算结果及１９９２年任玉新的学位论文“气动稳定性导数的理论与数值方法”计算出 的俯仰阻尼导数的值，它与实验结果较好地符合。表明文中的非定常流动数值计算方法是可靠 的，对准确确定飞行器的动导数具有意义。

气体自发光在高超声速流场显示中的应用

提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法，介绍了在使用高焓运行的激波风洞中，对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果，可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。结果表明此种方法不需外加光源，对于结构限制无法设置透明部件的模型，无疑是简单可行的。

超声速和高超声速粘性绕流QPNS方程的GLS有限元解

从完全非定常Ｎ－Ｓ方程（ＦＮＳ）中略去流向粘性导数导出拟抛物Ｎ－Ｓ方程（ＱＰＮＳ）。ＱＰＮＳ技术结合经典抛物推进和拟时松弛，拟时松弛能有效地抑制解的发散。本文导出的熵变量形式ＱＰＮＳ方程具有对称性和自动满足热力学第二定律，这将提高解的稳定性。伽辽金／最小二乘法（ＧＬＳ）被用来构造ＱＰＮＳ的弱解式。对于钝前缘物体，ＱＰＮＳ在前缘区并不适用，本文代之以用ＦＮＳ求解该区。由离散解得到的非对称线性方程组，对于ＱＰＮＳ采用块三对角法，对于ＦＮＳ采用ＧＭＲＥＳ算法。算例是高超声速气流绕有迎角的具有半圆柱前缘的平板。计算结果与现有的实验及数值结果吻合较好。

钝体化学非平衡粘性流数值模拟

用有限差分法求解ＮＳ方程，数值模拟了二维钝楔头部和近尾迹非平衡化学反应流场。模拟条件为Ｍａ∞＝２５，飞行高度ｈ＝７０ｋｍ，半楔角θ＝２０°，钝度比为０６０；气体组分为７个组元，共１１个化学反应式。头部流场结果与已有计算结果符合较好。在Ｍａ∞＝２５条件下，底部近尾迹较大区域内具有较高的温度和较大的电子密度，且下降趋势缓慢。

高空滑移条件对化学非平衡粘性流动的影响

本文用数值方法计算了不同高度滑移边界条件对钝体绕流流场特性的影响。采用化学非平衡粘性激波层控制方程,边界条件含壁面滑移、激波滑移和无滑移条件。计算结果表明,考虑滑移条件后,激波层较厚,激波处的电子数密度为一有限值。文中给出了计算结果,并与其它文献的结果作了比较。

张量方程在三维粘性绕流计算中的应用

本文采用张量形式的粘性激波层方程,用空间推进的数值方法计算了球锥、椭球锥有攻角高超音速绕流问题,并计算了组合椭球锥的粘性绕流,从而说明了本文的方法可推广应用于一般外型飞行器的小攻角绕流计算问题。文中考虑了在高超音速流动条件下空气的非平衡化学反应。

论粘性激波层理论的理论基础及其进一步发展

本文将Davis的量级分析方法改用匹配渐近展开方法,作为一级近似推导出了高超音速化学反应粘性激波层方程。证明了粘性激波层方程是NS方程在匹配渐近意义上的一级近似方程。进一步讨论了这一方程的基本假设条件。本文首次推导出的二级近似方程,是对Davis粘性激波层方程的修正。这种修正可以提高数值解的精度,有助于对问题获得更全面的了解,对进一步发展与完善高超音速钝头体绕流问题的数值求解方法起一定的作用。

大鹏同风起——记北京大学王健平教授

对王健平来说，１９９６年１２月２０日，是他人生中一个重要的日子。这一天，在日本留学、工作长达１５年的王健平回到了祖国，被北京大学力学与工程科学系聘为教授，并进入北大湍流国家重点实验室工作。王健平人生的书卷翻开了全新的一页。这一天，正好是王健平３５岁的...