带控制舵机动弹头粘性绕流数值模拟

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼外形的空间网格。最后给出带控制舵机动弹头在M∞ =7 3,α =2 0°下所计算的流场等值线、表面压强分布及表面极限流线     

美国高超声速数值模拟进展综述

高超声速飞行器的发展在高超声速转捩、稀薄气体流动、超声速燃烧、气动力/热预测等方面对数值模拟提出了特殊的要求,推动了高超声速数值模拟技术的发展。近年来,美国在高超声速武器发展方面,明确了发展多型高超声速助推滑翔导弹和吸气式巡航导弹,高超声速飞机相关研究也在并行进行中。高超声速数值模拟研究手段有力地推动了这些研究工作的开展。美国重视在顶层规划上提升高超声速数值模拟整体能力,拟制了很多发展规划,组建了合作研究机构;针对性发展大量模型与方法,提高了高超声速数值模拟软件能力;广泛开展地面和飞行试验验证,提升了高超声速数值模拟的可靠性。美国发展高超声速数值模拟能力的部分做法可为我国提升高超声速武器装备水平提供借鉴。     

AUSMPW+格式在高超声速热化学非平衡流数值模拟中的应用

将AUSMPW+格式应用到高超声速热化学非平衡流场的数值模拟中。为提高精度,采用了三阶MUSCL插值方法。与LU SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性。采用热化学非平衡十一组元气体模型求解了非定常轴对称Navier Stokes方程组,得到了收敛结果。数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的实验验证。计算结果与文献、实验的对比说明,AUSMPW+格式可以在热化学非平衡流的数值模拟中精确地捕捉到强弓形激波,得到准确的空气动力系数。     

再入飞行器高超声速三维粘性流场的数值模拟

用数值方法研究大钝头倒锥体再入飞行器高超车速完全气体有攻角绕流的流场特性。控制方程为完全气体三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,数值方法采用激波捕捉的ＮＮＤ隐式算法,计算区域为含底部的全流场。文中给出了流场特性和气功力系数,并与实验结果进行了对比。     

二元混压式高超声速进气道流场数值模拟

使用有限差分法,TVD二阶迎风格式,Baldwin-Lomax湍流模型,对二元混压式高超声速进气道设计状态和非设计状态的粘性流场和性能进行了数值模拟,并分析了出口反压及隔离段长度对进气道流场的影响。结果表明隔离段长高比对进气道出口参数影响较大;隔离段出口反压不能太高,否则会引起进气道不起动。     

高超声速滑翔式升力体外形设计与优化

针对高超声速飞行器外形参数多、气动布局设计复杂的问题,基于类型函数/形状函数变换技术和幂函数表达方法,采用6个控制参数设计了一种便于分析与设计的升力体构型。通过正交试验分析了各参数对升力体容积率和升阻比的影响,得到了对性能影响较大的参数,并发现几乎所有的控制参数对容积率和升阻比的影响趋势都是相反的,进而以纵向稳定性和容积为约束条件,对升阻比和容积率进行多目标优化。结果表明,基于Kriging代理模型技术的多目标优化方法计算效率高,得到的优化前缘均匀,典型优化结果的容积率和升阻比较基本外形分别提高17.31%和11.94%,并且由于代理模型构建时采用了改进的EI加点策略,优化结果的误差能达到4%以内,完全满足初步设计的要求。另外研究了边缘钝化对优化设计结果的影响,边缘钝化能显著减小升阻比,钝化半径越大升阻比越小。而且当仅考虑气动力特性时,基于尖锐前缘外形得到的优化结果能直接外推到钝化条件下。     

高超声速过渡区气动热的DSMC数值模拟研究

气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。     

高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算

针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题,探索和研究基于有限体积法的高超声速流-热-固一体化求解方法,将流场与结构温度场进行统一建模与数值模拟。该方法避开了传统气动加热和结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构温度场耦合交替迭代计算所带来的大量数据交换与计算,将流场与结构温度场作为一个物理场,采用统一的控制方程进行求解。采用典型高超声速绕流二维圆管稳态或非稳态流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,稳态时圆管驻点温度最高达到648 K,非稳态时的热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,由此证明了该方法的可靠性和正确性。与耦合计算方法的对比分析结果表明:该一体化求解方法所得计算结果更接近实验值,并且计算量和网格依赖性都相对较小,具有更好的稳定性和计算精度,能为高超声速飞行器一体化热防护设计提供有效的理论和技术支撑。     

高超声速锥-柱-裙外形不同尾裙尺寸对轨控喷流干扰的影响

通过求解三维RANS方程研究了锥-柱-裙外形尾裙变化对轨控侧向喷流干扰的影响。利用高超声速条件下轨控喷流干扰风洞试验结果验证了数值方法的可靠性,进而数值模拟给出了不同尾裙长度及底部直径外形的轨控侧向喷流的干扰流场,对比了不同尺寸尾裙外形的壁面压力分布、力干扰因子和轨控偏移量结果。研究结果表明：尾裙尺寸对喷流附加干扰效应的影响显著,在相同尾裙长度条件下,随着尾裙底部直径增加,力干扰因子减小,轨控偏移量量值增大;尾裙底部直径对力干扰因子与轨控偏移量的影响随着负攻角增大而变的更加明显,而在正攻角条件下的影响较小;在相同底部直径条件下,尾裙长度对力干扰因子和轨控偏移量的影响在不同攻角条件下的规律不同。     

高超声速乘波飞行器三维流场的并行数值模拟

针对高超声速乘波飞行器三维绕流流场,在基于LINUX+MPI系统的分布式并行计算平台上,并行求解了三维雷诺平均的N-S方程。并行数值方法采用的是有限体积方法(FVM)、OC-TVD差分格式、B-L代数湍流模型及流场分区的并行方法。计算结果表明,所采用的并行数值模拟方法能够求解包含强激波的流场,激波穿越区域边界时无断层、错位等通量不守恒的现象。并行计算效率高,8个处理机计算时的并行加速比达到了6 8。     

球锥体高超声速绕流的俯仰阻尼导数的数值计算

采用Navier Stokes方程描述球锥体外形非定常振动流场 ,在Etkin理论下给出俯仰阻尼导数的计算公式。对定常流场的计算采用ADI形式的NND格式 ,对非定常流场的计算采用四步Runge Kutta方法 ,并引入变系数残值光顺技术加速收敛。将俯仰阻尼导数计算结果与实验及工程计算进行了比较 ,并数值研究了其随振动中心的变化规律。     

超声速飞行器流场的并行数值计算及效率分析

基于有限体积方法、TVD差分格式和显式Runge-Kutta迭代方法的框架,针对超声速/高超声速飞行器绕流流场,在超级并行计算机上完成了2~64个CPU并行数值计算工作。通过测试程序在超级计算机上的并行效率,并将并行程序应用于航天飞机绕流流场计算,检验了计算程序进行大规模并行计算的性能。结果表明,在负载平衡的条件下,程序在该超级并行计算机上达到了不同程度的超线性加速比,并行效率最高达到了126%,远远高于微机Cluster并行平台上的结果,适合复杂流场的大规模并行计算。     

三维高超音速复杂流场的分区数值计算

基于拼接网格系统 ,推导了一种适用于高超音速复杂流场分区数值计算的区域边界格式 ,通过区域边界格式对区域边界上的通量进行守恒性处理 ;在此基础上 ,发展了一个高超音速复杂流场分区算法。对高超音速粘性绕流流场进行了分区数值模拟 ,取得了较好的结果。     

碳-酚醛材料烧蚀热解对再入流场特性影响的数值计算

数值模拟存在碳-酚醛材料烧蚀的高超声速再入流场,分析烧蚀和热解对流场热化学参数、电子数密度分布等的影响。采用19组元双温度的热化学模型,耦合热化学非平衡流Navier-Stokes方程组和烧蚀壁面边界条件,进行定常烧蚀流场求解;通过对比无烧蚀、非催化和辐射平衡壁温条件下的流场分析烧蚀的影响;讨论了壁面处碳-酚醛材料热解产物化学组成的确定方法,研究了不同热解率的影响。以RAM-C球锥的两个典型飞行条件(速度7.65km/s、高度61km和71km)为代表的研究表明:最主要的烧蚀热解产物是CO、H2、H,烧蚀产物和烧蚀的影响均局限于边界层内;烧蚀使原子和离子组元含量下降,当离子组元含量峰值出现在边界层内时,烧蚀使电子数密度峰值下降;随热解率增加烧蚀影响程度增强,烧蚀在后身区影响范围大于头部区,随飞行高度增加烧蚀影响范围扩大。     

三维高超音速干扰流场数值模拟与实验验证

采用Osher Chakraverthy的TVD格式、Baldwin Lomax湍流模型和LU SSOR隐式方法求解了完全NS方程 ,数值模拟了三维高超音速绕流与横向喷流干扰流场。并在高超音速炮风洞中开展了喷流实验研究 ,对该喷流流场的数值计算结果进行实验验证     

五阶HWCNS在低速复杂流场中的应用

采用五阶精度显式混合加权紧致非线性格式求解雷诺平均NS方程;利用多块对接结构网格技术,对30P-30N多段翼型进行网格收敛性研究。在不考虑转捩的情况下,采用SA一方程湍流模型研究混合加权紧致非线性格式与二阶精度MUSCL格式对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响,并与实验结果进行对比分析。采用混合加权紧致非线性格式和SA一方程湍流模型模拟梯形翼高升力构型低速复杂流场,通过对总体气动特性和压力分布的分析,探讨五阶精度显式混合加权紧致非线性格式在低速复杂外形流动中的应用能力。结果表明,对30P-30N三段翼型,采用全湍流模拟方法可以得到较好的压力分布;对梯形翼高升力构型,在附着流和边界层小分离情况下混合加权紧致非线性格式有较好的模拟能力。     

高超音速粘性流场数值计算中差分格式的对比分析

本文通过三维高超音速粘性流场的求解对三种常用的差分格式： Ｈａｒｔｅｎ 的 Ｔ Ｖ Ｄ 格式、修正后的 Ｏｓｈｅｒ Ｃｈａｋｒａｖａｒｔｈｙ 的 Ｔ Ｖ Ｄ 格式以及 Ｊａｎｅｓｏｎ 的当地极值递减 （ Ｌ Ｅ Ｄ） 格式对激波的分辨率、边界层计算的准确性和格式的计算效率等三个方面进行了较细致的对比分析, 为三维高超音速复杂流场的数值模拟打下基础。