复杂外形数值网格生成技术

采用求解抛物化的椭圆型方程和物面网格自适应方法生成三维复杂外形网格 ,保留了椭圆型方程解析性好的特点 ,同时又可以推进求解 ,不须迭代 .所生成的网格贴体性、光滑性、均匀性、物面及空间正交性等方面可以满足复杂流动计算     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

基于计算流体力学的车辆发动机散热器芯部外形优化

为降低散热器空气侧流动阻力和芯部体积以达到节约冷却风扇功率和车辆动力舱空间的目的,建立了散热器空气侧计算流体力学（CFD）模型和基于CFD分析的散热器芯部外形优化模型。在满足散热需求和动力舱安装空间要求的前提下,以空气侧流动阻力和芯部体积为目标函数,基于遗传算法对一板翅式散热器芯部外形进行了优化,对优化后散热器的散热性能进行了校核。结果表明,所建优化模型是可行的。采用正交试验设计法确定了各变量对优化目标影响的主次顺序：在空气流量一定时,散热器芯部高度对散热器空气侧流动阻力和芯部体积的影响最为显著。     

附体对分层流中潜艇水动力特性的影响

为探讨密度分层流中附体对潜艇周围流场及阻力特性的影响,基于雷诺平均方程建立一种用于模拟密度分层流中水下潜体航行特征的计算流体力学模型。采用SUBOFF潜艇模型进行收敛性研究,并与实验结果进行对比验证数值模型的精确性;采用该模型模拟得到加装不同附体工况下的潜艇以不同航速航行时的水动力特性,并结合压力变化分析相关结果产生的原因。结果表明：附体对分层流中潜艇水动力特性的影响与航速高低有关;在弗劳德数为0.5附近,潜艇兴波阻力系数达到最高;附体带来的潜艇表面曲率突变会引起较大的压力变化;所建模型展示了潜艇的航行尾迹特征,并对密度分层流中水下潜体运动问题模拟方法的选取及潜艇附体的优化设计具有一定参考价值。     

扑翼翼型流体动力特性数值计算与分析

利用对海洋生物运动方式及其运动器官的研究开发水下扑翼推进装置是仿生推进技术的一个重要研究方向。本文通过数值计算方法,以对称翼型为主,开展对扑翼翼型的推力和升力特性的研究,分析了各翼型在不同斯德鲁哈数下的力学表现,以及翼型和相关参数对扑翼推进效果的影响。计算结果表明,翼型扑翼运动时的最大推力系数、平均推力系数和最大升力系数3个参数均与中心弦长比成线性递减关系,翼型参数和工况对翼型的推力和升力特性均有不同程度的影响。     

基于嵌套网格的超声速子母弹分离数值分析

为研究超声速下子母弹分离流场和气动特性,采用嵌套网格技术和有限体积法离散求解三维黏性可压缩流的Navier-Stokes方程,同时建立6自由度刚体的运动学方程与动力学方程。将6自由度刚体运动与计算流体力学耦合,数值模拟超声速下子母弹分离过程,研究子母弹分离过程的流场特性和子弹初始分离状态（如子母弹初始分离时子弹飞行速度及其初始姿态角等）对其分离过程的影响。结果表明：嵌套网格技术可以很好地模拟超声速下子母弹分离的复杂干扰流场;超声速条件下,子弹脱开母弹时的飞行速度和子母弹初始分离速度越大,分离攻角越小,各个弹体之间可以更安全快速地分离。     

复杂结构火箭发射药非稳态温度场的数值模拟

对火箭发动机（包含发射药）的非稳态温度场进行数值模拟是确定火箭发射药实时温度的一种有效方法。论文首先建立了某火箭发动机传热的数理模型。鉴于发射药由7根药柱构成,结构复杂,无法在结构化网格基础上求出待求区域的温度场,因此,采用三角形非结构化网格并推导出计算区域内各节点的离散方程。编制程序,以数值计算方法求出发射药的温度场。结果表明,各特征点温度的计算值与实测值均吻合较好。因此,采用论文方法能正确模拟上述复杂结构火箭发射药的非稳态温度场。     

基于多重网格技术的复杂外形粘性绕流数值模拟

采用基于MUSCL亢法的三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均N—S方程。文中采用多块网格技术生成高质量网格。通过多重网格技术来加速收敛。分别使用B-L和S-A湍流模型来模拟粘性流动。通过和实验值的比较可以看出两种湍流模型都可以很好地模拟附着流和小分流的流动;当流动出现强烈激波,分离剧烈时,B-L模型计算出的激波位置总是靠后,而S-A模型计算的结果更为准确。     

基于计算流体力学的旋转自洁式空气预滤器数值模拟研究

为了实现空气预滤器瞬态内流场的数值模拟,为新型高效空气预滤器的设计和性能优化提供一种有效的计算方法。运用FARO-LDI三维激光扫描测量系统对旋转自洁式空气预滤器进行逆向建模,建立了其全流道三维几何模型;利用ANSYS ICEM CFD对内流道模型进行混合网格划分;采用Fluent中用户自定义函数和多流动区域耦合算法中的滑移网格模型实现了旋转器叶轮的被动旋转。湍流模型选为RNG k-ε模型,压力速度耦合算法采用SIMPLE算法,压力离散格式采用PRESTO格式,动量方程的扩散项和压力项采用中心差分格式,对流项采用一阶迎风格式。研究结果表明,运用该方法能够准确计算空气预滤器内部流场和模拟旋转器叶轮的被动旋转状态。     

四旋翼碟形自主水下航行器运动方程建立与流体特性仿真研究

四旋翼碟形自主水下航行器（AUV）是一种新型水下航行器。为研究此航行器的流体动力特性,建立了四旋翼碟形AUV的三维模型,并定义了参考坐标系和广义特征参数;在其体坐标系中根据动量和动量矩定理,建立了广义参数定义的AUV六自由度动力学方程和运动学方程;采用计算流体力学方法,基于Ansys CFX流体分析软件,在的0°~90°攻角范围内,对航行器运动过程中的流体动力特性进行了仿真研究,并绘制了其特性曲线。仿真结果表明：在0°~15°攻角范围内,航行器具有较低的流体阻力,适宜做定深运动;在30°~50°攻角范围内,航行器具有良好的升力特性,适宜完成曲线潜浮运动。     

超低速小型AUV外形及流体动力布局研究

超低速自主式水下航行器（AUV）是AUV技术研究的新领域。如何在超低速（〈0.5 kn）情况下获得良好的航行稳定性能是超低速航行器技术研究的主要内容之一。针对超低速小型AUV的水下布放与回收的特点,提出了一种基于回转体外形的超低速小型航行器外形及流体动力布局设计方案,着重解决AUV在超低速航行的高稳定性要求,经过理论估算和FLUENT软件仿真验证,仿真结果满足设计要求,对深入研究低速高稳定性小型水下航行器具有重要的参考价值。     

膛口流场数值计算的发展概况和展望

该文概述了国内外在膛口流场数值计算方面所取得的进展,尤其是自适应网格方法的发展,为统一效率和分辨能力之间的矛盾,提供供了广阔前景.     

四孔长方体发射药的形状函数计算及燃烧性能

为研究四孔长方体发射药的燃烧性能,根据四孔长方体发射药的结构特征,建立四孔长方体发射药的燃烧物理模型,通过Maple软件得到其Ψ-Ζ、Γ-Ψ曲线。对比分析了相同弧厚及长宽比时,圆柱七孔发射药、圆柱单孔发射药与四孔长方体发射药的理论燃烧性能,同时研究了不同内外弧厚、长宽比及内孔径大小的四孔长方体发射药燃烧性能,并对其中的一种情况进行了实验验证。结果表明当长宽比大于1.5时,四孔长方体发射药具有良好地燃烧渐增性,且优于圆柱单孔发射药,劣于圆柱七孔发射药,但其分裂点相对于圆柱七孔发射药更加靠后;内外弧厚一致、长宽比为1.5～3、孔径为0.10～0.20 mm的四孔长方体发射药,具有相对较好的燃烧性能;实验结果能够较好地与理论分析结果相吻合,但由于发射药内孔位置的偏离以及尺寸一致性差,导致燃烧分裂点相比于理论计算要提前到达,因此可基于理论分析结果优化加工工艺,提高发射药的尺寸一致性及药孔分布的均匀性。     

基于结构重叠网格的栅格翼导弹流场数值仿真

采用结构重叠网格方法对栅格翼导弹的粘性流场进行了数值仿真计算,相对于单一结构网格而言,该方法不但降低了网格生成难度,提高了网格质量,而且大幅度降低了网格数量,计算结果表明该方法是可靠有效的。     

高速射弹表面超空泡形成特性的数值计算分析

基于均质平衡多相流理论,建立了水下高速射弹超空泡形成过程的数理模型,对12.7 mm口径射弹进行了水下射击试验,验证了模型的合理性。对不同速度的76 mm射弹进行了数值模拟。结果表明:在弹丸表面,沿轴线各点依次产生空化现象,但在弹丸头部区域内各点水蒸气含量呈线性增加;在弹丸圆柱部区域,各点水蒸气含量先快速上升至0.3～0.4,随后维持平台期,再快速上升。射弹速度越快,平台期越短,超空泡形成得越快,超空泡形成时间满足指数型变化规律。在弹丸头部,空泡发展速率由快速的线性衰减阶段过渡到近似呈缓慢线性衰减的阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第一阶段中衰减得越快,衰减幅度也越大,而第二阶段中的衰减速度几乎不变。在弹丸圆柱部,空泡发展速率的变化分为快速衰减阶段与缓慢衰减阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第二阶段中衰减得也越快。弹丸表面摩擦阻力系数变化特性与弹丸圆柱部空化特性相对应。弹丸速度越快,阻力系数衰减越快,达到稳定时的值也越小;当速度高于1 100 m/s后,阻力系数达到稳定的时间几乎不变,达到稳定时的数值变化也不大。     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

12.7mm弹丸侵彻炸药的数值计算与试验研究

采用拉格朗日有限元算法对弹丸侵彻JO-H炸药实验进行数值计算,得到弹丸侵彻装药的侵彻过程及反应度。为验证数值计算结果,进行API验证试验,参考美军标MIL-STD-2105C评价反应等级。结果表明:在侵彻过程、轴向、径向尺寸效应等方面,验证试验与数值计算结果吻合良好;Ф100×300 mm尺寸的JO-H炸药在弹丸侵彻作用下发生爆轰作用;Ф400×200 mm装药反应剧烈性低于Ф100×200 mm装药,反应级别相同,为爆炸反应。     

存在气流时消声器传声损失的数值计算

以轴对称式单扩张腔消声器为例,在推导存在气流时消声器传声损失计算模型的基础上,利用有限元法、计算流体力学方法和计算气动声学方法,对其传声损失进行了数值计算,探讨了声源、气流速度和插入管长度的影响,并通过与试验对比验证了模型和计算方法的正确性.研究表明:传声损失同时受到声源和气流的耦合作用,且随流速升高下降明显,高速气流是引起消声器消声性能下降的主要原因.考虑噪声源的频率特征并适当增加插入管长度在一定程度上可以提高消声器的消声性能.