火箭射流激波系的计算

本文对一般具有不规则边界的含复杂激波系的火箭导弹射流冲击流场初边值问题的物理解进行了计算。构造了任意四边形网格下的Godunov格式和Thompson方法的自适应适体坐标。在第二类网格上计算了火箭导弹射流干扰与冲击问题。     

非稳态等离子射流场的二维模型及数值模拟

为了研究等离子射流的点火特性,建立了等离子射流在大气中扩展的二维轴对称非稳态可压流数学模型,采用Fluent软件对等离子射流扩展过程进行了数值模拟.获得了等离子射流扩展界面变化规律以及流场中静压、温度和速度分布特性.分析结果表明:等离子射流与大气间存在强烈的湍流掺混,掺混强度沿下游逐渐递增.喷嘴前9.2mm处出现驻定激波,激波后各参数随时间呈非单调变化;压力、温度和速度沿轴向及径向总体上呈衰减趋势;温度、压力等参数空间分布具有波动性;等离子射流扩展位移模拟值与实测值吻合较好.     

超声速横向气流中射流破碎过程的数值研究

基于流体体积函数（Volume of Fluid,VOF）方法对超声速横向气流中射流破碎过程进行数值模拟,通过与国内外实验对比,验证了该方法捕捉液柱轨迹的准确性和模拟气相流场的可靠性。针对基准工况以及不同动压比工况下超声速横向气流中射流破碎过程的计算,结果表明：高频的周期不稳定波在液柱破碎中起主要作用;液体射流与超声速横向来流存在强相互作用,形成弓形激波、分离激波以及激波交错的复杂激波系;当动压比升高时,液柱沿流向破碎点位置几乎无变化,而液柱破碎点位置的穿透深度明显增加。     

用于真实瞬态流场显示的莫尔偏折法

介绍了一种用于真实瞬态流场显示的莫尔偏折法。它具有口径大，灵敏度高，消除系统误差的特点，适用于流场的显示和定量测试。利用这种方法，成功地获得了真实火箭燃气自由射流和射流冲击场的近场结构莫尔偏折图，高超音速激波风洞中非对称流场的多方向莫尔偏折图。     

部分进气燃气涡轮机叶轮流场数值模拟

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对部分进气燃气涡轮机叶轮内部流场进行全3D粘性定常数值模拟,研究了涡轮机叶轮内部流场精细结构。研究结果表明,本文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉部分进气燃气涡轮机叶轮内部存在的各种复杂流动结构;叶轮进口燃气超音速,导致叶轮入口产生激波,激波与边界层干涉,造成边界层分离,引起流动损失增大,从而影响叶片的载荷分布和涡轮效率;叶轮通道内部流动呈强3D特性,存在各种旋涡结构;部分进气设计和叶轮高速旋转,使叶轮受到强烈的交变力冲击,对叶片应力分布产生不利影响。该方法为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。     

后缘射流对跨音速翼型激波振荡影响的数值模拟

跨音速翼型上激波与附面层相互干扰会导致激波在翼型上前后振荡,从而有可能引起机翼抖振。要对激波振荡进行控制主要应通过改变激波附面层相互作用区域的流动和后缘处尾流的流动来实现。通过数值方法模拟后缘射流对尾流流动的改变以及对跨音速翼型上激波振荡的影响。计算了不同射流速度下相对厚度为18%的双圆弧翼型绕流场,分析了后缘射流对激波振荡及翼型气动特性的影响。结果表明后缘射流对激波振荡有抑制作用,同时对翼型气动特性有一定改进作用。     

超音速流体放大器数值模拟

采用Gauss-Seidel迭代法，计算了超音速流体放大器的内部流场。流动控制方程使用雷诺平均Navier-Stokes方程，湍流模式选用Realizable k-epsilon湍流模式，近壁区用二层分区模型处理。数值模拟表明，超音速流体放大器的内部流场里存在射流偏转、流动分离和激波相交、反射等复杂流动现象。     

基于AUSM改进格式的超声速射流数值模拟

采用改进的二阶AUSM格式方法对复杂燃气超声速射流进行了数值模拟。将改进的AUSM格式发展到守恒型的轴对称Euler方程组,对不同来流条件的燃气伴随射流进行数值计算。数值实验结果表明:该改进的方法能清晰捕捉复杂波系结构中的入射激波、λ激波、反射激波、接触间断等现象;流场特征与试验纹影图吻合很好,数值结果优于二阶TVD格式计算值;该改进的方法有很高分辨率,能较好抑制伪振荡和红宝石现象;为超声速射流的数值研究提供了一种新方法。     

HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热研究

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明：柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为：来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙体长度变化时影响边界层分离、再附特性,导致壁面热流分布发生变化。     

固体火箭发动机水下超音速射流数值研究

固体火箭发动机水下点火射流是高温高压条件下复杂的多相流过程,为研究其流场特性与推力特性,选取扩张比分别为3.4和14.0的拉瓦尔喷管模型进行数值模拟。采用计算流体力学方法分析高速燃气超音速射流过程的流场与推力演化过程,揭示高温高压气体与水环境之间的相互作用规律。结果表明：固体火箭发动机水下射流流场结构与推力特性呈周期性变化,根据流场特征可分为颈缩、胀鼓、回击3个阶段;水环境与射流气体之间的相互作用是导致背压振荡的直接原因,同时导致激波运动、动量推力与压差推力的振荡。对比两种扩张比喷管的射流可知,扩张比为14.0的喷管射流形貌与流场结构的周期性变化更明显,扩张比为3.4的喷管背压振荡频率高、周期性特征弱、推力更稳定。