油水分离技术研究之一——直管和螺旋管的数值模拟

　本文采用数值模拟的方法研究油水混合物在直管和螺旋管中的流动状况。计算采用Euler Euler法和Euler模型:支配油水分离两相流动的基本方程包括连续方程和动量方程,湍流模型采用多相流中混合型k ε模式,基本方程的离散和求解采用SIMPLE算法。利用Fluent软件,以直管和螺旋管为例进行了计算,获得了初步计算结果。计算表明,本文所用方法可以较好地模拟直管中油水在重力作用下的分离,以及螺旋分离器中油水在重力和离心力共同作用下的分离现象。并可为实验研究提供参考。

Starting Nozzle Flow Simulation Using K-G Two-Equation Turbulence Model

The starting process of two-dimensional nozzle flows has been simulated with Euler, laminar and k - g two-equation turbulence Navier-Stokes equations. The flow solver is based on a combination of LUSGS subiteration implicit method and five spatial discretized schemes, which are Roe, HLLE, MHLLE upwind schemes and AUSM+, AUSMPW schemes. In the paper, special attention is for the flow differences of the nozzle starting process obtained from different governing equations and different schemes. Two nozzle flows, previously investigated experimentally and numerically by other researchers, are chosen as our examples. The calculated results indicate the carbuncle phenomenon and unphysical oscillations appear more or less near a wall or behind strong shock wave except using HLLE scheme, and these unphysical phenomena become more seriously with the increase of Mach number. Comparing the turbulence calculation, inviscid solution cannot simulate the wall flow separation and the laminar solution shows some different flow characteristics in the regions of flow separation and near wall.

A Multiscale-Domain Decomposition Method for High Reynolds Number Flows

The high Reynolds number flow contains a wide range of length and time scales, and the flow domain can be divided into several sub-domains with different characteristic scales. In some sub-domains, the viscosity dissipation scale can only be considered in a certain direction; in some sub-domains, the viscosity dissipation scales need to be considered in all directions; in some sub-domains, the viscosity dissipation scales are unnecessary to be considered at all. For laminar boundary layer region, the characteristic length scales in the streamwise and normal directions are L and L Re-1/ 2 , respectively. The characteristic length scale and the velocity scale in the outer region of the boundary layer are L and U, respectively. In the neighborhood region of the separated point, the length scale l<Euler equations, NS- and diffusion parabolized (DP) NS equations. In this paper, a new multiscale-domain decomposition method is developed for the high Reynolds number flow. First, the whole domain is decomposed to different sub-domains with the different characteristic scales. Then the different dominant equation of all sub-domains is defined according to the diffusion parabolized (DP) theory of viscous flow. Finally these different equations are solved simultaneously in whole computational region. For numerical tests of high Reynolds numerical flows, two-dimensional supersonic flows over rearward and frontward steps as well as an interaction flow between shock wave and boundary layer were solved numerically. The pressure distributions and local coefficients of skin friction on the wall are given. The numerical results obtained by the multiscale-domain decomposition algorithm are well agreement with those by NS equations. Comparing with the usual method of solving the Navier-Stokes equations in the whole flow, under the same numerical accuracy, the present multiscale domain decomposition method decreases CPU consuming about 20% and reflects the physical mechanism of practical flow more accurately.

Numerical Analyses of Transonic Fluid/Structure interaction in Aircraft Engineering

Through the coupling between aerodynamic and structural governing equations, a fully implicit multiblock aeroelastic solver was developed for transonic fluid/stricture interaction. The Navier-Stokes fluid equations are solved based on LU-SGS (lower-upper symmetric Gauss-Seidel) Time-marching subiteration scheme and HLLEW (Harten-Lax-van Leer-Einfeldt-Wada) spacing discretization scheme and the same subiteration formulation is applied directly to the structural equations of motion in generalized coordinates. Transfinite interpolation (TFI) is used for the grid deformation of blocks neighboring the flexible surfaces. The infinite plate spline (IPS) and the principal of virtual work are utilized for the data transformation between fluid and structure. The developed code was fort validated through the comparison of experimental and computational results for the AGARD 445.6 standard aeroelastic wing. In the subsonic and transonic range, the calculated flutter speeds and frequencies agree well with experimental data, however, in the supersonic range, the present calculation overpredicts the experimental flutter points similar to other computations. Then the flutter character of a complete aircraft configuration is analyzed through the calculation of the change of structural stiffness. Finally, the phenomenon of aileron buzz is simulated for the weakened model of a supersonic transport wing/body model at Mach numbers of 0.98 and l.05. The calculated unsteady flow shows, on the upper surface, the shock wave becomes stronger as the aileron deflects downward, and the flow behaves just contrary on the lower surface of the wing. Corresponding to general theoretical analysis, the flow instability referred to as aileron buzz is induced by a stronger shock alternately moving on the upper and lower surfaces of wing. For the rigid structural model, the flow is stable at all calculated Mach numbers as observed in experiment

3D Finite Volume Scheme for Czochralski Crystal Growth

A general three-dimensional model is developed for simulation of the growth process of silicon single crystals by Czochralski technique. The numerical scheme is based on the curvilinear non-orthogonal finite volume discretization. Numerical solutions show that the flow and temperature fields in the melt are asymmetric and unsteady for 8’’ silicon growth. The effects of rotation of crystal on the flow structure are studied. The rotation of crystal forms the Ekman layer in which the temperature gradient along solid/melt surface is small.

Transonic Aeroelastic Numerical Simulation in Aeronautical Engineering

A lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS) subiteration scheme is constructed for time-marching of the fluid equations. The Harten-Lax-van Leer-Einfeldt-Wada (HLLEW) scheme is used for the spatial discretization. The same subiteration formulation is applied directly to the structural equations of motion in generalized coordinates. Through subiteration between the fluid and structural equations, a fully implicit aeroelastic solver is obtained for the numerical simulation of fluid/structure interaction. To improve the ability for application to complex configurations, a multiblock grid is used for the flow field calculation and transfinite interpolation (TFI) is employed for the adaptive moving grid deformation. The infinite plate spline (IPS) and the principal of virtual work are utilized for the data transformation between the fluid and structure. The developed code was first validated through the comparison of experimental and computational results for the AGARD 445.6 standard aeroelastic wing. Then, the flutter character of a tail wing with control surface was analyzed. Finally, flutter boundaries of a complex aircraft configuration were predicted.

Transition Between Detonation and Deflagration in a Tube with a Cavity

In this paper, the transition of a detonation from deflagration was investigated numerically while a detonation wave propagates in a tube with a sudden change in cross section, referred to as the expansion cavity. The dispersion-controlled scheme was adopted to solve Euler equations of axis-symmetric flows implemented with detailed chemical reaction kinetics of hydrogen-oxygen (or hydrogen-air) mixture. The fractional step method was applied to treat the stiff problems of chemical reaction flow. It is observed that phenomena of detonation quenching and reigniting appear when the planar detonation front diffracts at the vertex of the expansion cavity entrance. Numerical results show that detonation front in mixture of higher sensitivity keeps its substantial coupled structure when it propagates into the expansion cavity. However, the leading shock wave decouples with the combustion zone if mixture of lower sensitivity was set as the initial gas.

扩散抛物化(DP)NS方程组的意义及其在计算流体力学中的应用

本文首先讨论扩散抛物化(DP)NS方程组的早期研究工作:它的提出、数学性质、意义和在CFD中的应用,然后讨论扩散抛物化理论的一些新发展。这些新发展是对NS方程组数值计算进行物理分析的基础上得到的,其中包括NS方程组差分计算时,粘性剪切流对网格间距和格式精度的要求;粘性项只保留剪切粘性项的广义扩散抛物化(GDP)NS方程组,它的性质和应用。由于高Re数流动在NS方程组的差分计算中,网格Re数彼此相差悬殊的特点,产生了计算离散单元守恒方程组的新的算法思路,即离散流体力学(DFD)算法。在DFD算法中需要同时计算三种不同的守恒方程组(Euler,DPNS和NS方程组)。本文讨论了DFD格式的构造、它的优点和应用。并以超声速绕前后台阶流动为算例,来说明GDPNS方程组的用处和DFD算法的优点。DPNS方程组、GDPNS方程组、DFD算法是高智提出的,对这些问题他和合作者从

冲击载荷作用下容器壳体动态响应的初步数值研究

本文针对带椭球封头的爆炸容器,黑索今(RDX)在中心处的爆炸用点爆炸模型描述,利用四阶Runge-Kutta法求解一组常微分方程得到爆炸近场的自相似解。采用有限体积形式的PPM格式求解轴对称Euler方程,得到了容器内冲击波传播及其演化的图象。以计算得到的冲击载荷为基础,修改HONDO程序,壳体弹塑性模型采用J_2流动理论描述。对冲击波和壳体的耦合作用进行了初步的数值研究。计算结果表明:容器内爆炸冲击波和壳体中应力波的传播及其演化与物理上的定性分析结果是一致的。由于应力波传播速度较冲击波快,因此,在冲击波未到达的静止流场,流场出现扰动声波,并向中心传播。封头顶点附近出现最大变形。在中等载荷作用下,可忽略壳体变形对流场的影响。

计算流体力学

理性力学基础

《理性力学基础》为《中国科学院研究生教学丛书》之一。
    《理性力学基础》系统地介绍了理性力学的主要科学体系和基本理论。《理性力学基础》由四部分，共十五章组成。第一部分综合介绍了理性力学的科学意义、方法和特点，从理性力学角度概括论述变形几何学与运动学、力学基本定律与场方程以及本构方程的一般原理。着重阐明张量和场方程的时空无差异原理，以及本构方程所应遵循的客观性原理。第二部分着重介绍简单物质的理论体系。作为典型范例进一步阐明弹性物质和简单流体的本构方程以及弹性体有限变形边值问题的分析方法。第三部分详细介绍黏弹性物质、弹塑性物质及晶体塑性的基本理论。第四部分主要介绍含缺陷物质的本构理论。
    《理性力学基础》可作为力学、应用数学、理论物理等专业的研究生教材，也可供力学工作者及高等院校力学专业教师参考。

目录 

第一章 绪论
1·1 理性力学目的和意义
1·2 理性力学的特点与体系
1·3 理性力学的方法
1·4 符号
第二章 变形几何学和运动学
2·1 直角坐标系的张量
2·2 物体的构形与运动
2·3 变形梯度
2·4 应变度量和面元、体元变形
2·5 应变率
第三章 基本定律与场方程
3·1 质量守恒定律
3·2 应力原理与动量守恒定律
3·3 能量守恒定律和熵定律
3·4 功共轭与应力度量
3·5 场方程
3·6 随体坐标系
第四章 本构方程的一般原理
4·1 时空系的变换
4·2 基本定律的客观性
4·3 本构方程的一般原理
第五章 简单物质
5·1 张量函数
5·2 张量函数表示定理
5·3 简单物质的本构方程
5·4 本构方程的简化形式
5·5 各向同性物质
5·6 简单固体
5·7 简单流体和流晶
5·8 内部约束
5·9 特殊类型物质
5·10 衰退记忆
第六章 弹性物质
6·1 弹性物质的本构方程
6·2 物质对称性
6·3 各向同性弹性固体
6·4 超弹性物质
6·5 各向同性超弹性物质
6·6 主轴表示
6·7 储能函数表示式
6·8 二次弹性
6·9 均匀变形场
6·10 储能函数的实验确定
第七章 弹性体有限变形边值问题
7·1 边值问题的提法
7·2 若干典型问题
7·3 平面应变问题
7·4 不可压缩各向同性弹性体
第八章 简单流体
8·1 直线流动
8·2 曲线流动
8·3 伸长历史恒定运动
8·4 定常测黏流动
8·5 Poiseuille流动
8·6 Couette流动
8·7 圆锥-平板流动
8·8 端部正应力效应
8·9 Stokes流体测黏流动
8·10 定常拉伸流动
第九章 黏弹性物质
9·1 线性黏弹性理论
9·2 非线性黏弹性固体
9·3 本构泛函展开
9·4 非线性黏弹性流体
第十章 弹塑性物质
10·1 微小变形塑性理论
10·2 张量的时间导数
10·3 有限塑性变形的本构方程
10·4 塑性大变形基本方程
10·5 Drucker公设与有限塑性变形
第十一章 晶体塑性理论
11·1 晶体塑性变形运动学
11·2 硬化规律
11·3 硬化系数表示式
11·4 晶体塑性本构关系
11·5 滑移剪切率γ(α)的存在性与惟一性
11·6 率相关流动规律
第十二章 缺陷连续统的线性理论
12·1 张量场的微分运算
12·2 协调条件
12·3 缺陷的几何意义
12·4 位错弹性理论
12·5 位错塑性理论
12·6 一般缺陷塑性理论
12·7 晶体塑性位错理论
12·8 Nye张量及缺陷塑性理论小结
12·9 位错塑性理论二维公式及算例
第十三章 非黎曼几何及流形简介
13·1 Euler空间张量场的绝对微分
13·2 曲率张量
13·3 线性空间
13·4 仿射联络空间
13·5 非完整变换
13·6 拓扑空间
13·7 微分流形
第十四章 缺陷连续统的非线性理论
14·1 非Niemann物质流形的构造
14·2 缺陷的几何意义
14·3 缺陷连续统的弹性理论
14·4 缺陷连续统的塑性理论
14·5 晶体塑性位错理论
第十五章 理性力学若干应用
15·1 有限变形的精确描述
15·2 曲线坐标的相应公式
15·3 本构方程的客观性原理
15·4 物质对称性
15·5 主轴法
15·6 客观应力率
附录 曲线坐标
1 基向量与度量张量
2 逆变导数
3 应力张
4 运动方程

 

飞行器流/固耦合静气动弹性分析及考虑结构变形气动性能优化

现代大型飞机采用的大展弦比超临界机翼设计技术使得机翼的静气动弹性效应明显，静气动弹性变形对飞机气动性能和操纵面控制效率的影响成为先进大型飞机设计必须面对的重要技术问题。需要采用多专业、多学科综合研究的手段，建立一套系统的、工程实用的气动/结构耦合弹性机翼分析和设计技术，为大型民用飞机设计服务。传统的动气动弹性数值模拟程序由于数值方法上的特点，并不适用于静气动弹性数值模拟，有必要发展独立的静气动弹性数值模程序，弥补风洞实验技术的不足，为大型飞机的静气动弹性设计提供技术参考。 作者采用基于柔度矩阵方法的结构静力学方程，分别与基于结构网格的Navier-Stokes方程和基于非结构网格的Euler方程相耦合，发展了基于非结构气动网格和结构气动网格的静气动弹性数值分析程序。编制了统一的数据接口技术，使其可更换不同的流体力学求解器与结构静力学模型耦合，为采用不同求解器进行静气动弹性数值模拟对比奠定了基础。 使用作者独立开发出的静气动弹性数值分析程序，分别对某型号飞翼和翼身组合体进行了静气动弹性数值模拟，比较了基于不同类型气动网格结果的异同，分析了静气动弹性效应对翼身组合体造成的升力导数下降和控制面效率降低的影响，并对其中包含的物理机理进行了探讨。 作者在静气动弹性数值模拟程序的基础上，进一步发展了基于遗传算法与响应面法结合的飞行器型架外形设计优化方法，在优化过程中，以已有的静气动弹性数据建立响应面模型替代传统的调用Euler/N-S方程静气动弹性计算，大大减小了优化的运算时间，使静气动弹性优化设计成为可能。并对NACA0012翼型和某飞翼进行了型架外形优化，并得到了良好的结果，验证了作者发展的考虑静气动弹性效应影响的飞行器型架外形优化程序。

水下高速喷流噪声的产生机制与辐射特性

在对喷流噪声研究进展广泛调研的基础上，本论文采用柱坐标下轴对称的线化欧拉方程（LEE）、空间四阶时间二阶精度的MacCormack差分格式，对水下气体喷流的混合噪声产生与辐射特性进行数值模拟研究。采用基于经验公式的积分计算方法来确定求解线化欧拉方程所需的平均流场，对边界条件给予特殊处理以避免声波通过时产生反射。本文计算声明，线化欧拉方程及其相应的高阶数值方法提供了一个可以预报水下气体喷流混合噪声传播的省时高效的途径。给出的结果指出：由于水介质的密度很大，水下气体喷流远场收集到的噪声强度比同样情况下空中气体喷流要小，这说明水下发射导弹更具隐蔽性。同时，由于水介质中的声速很大，水下的高速喷流噪声场呈现更加均匀的性态，而不是象空中混合噪声在下游沿一定的方向辐射。鉴于本文只考虑常温情况，气体喷流速度是影响喷流噪声产生与辐射的重要参数：马赫数增大，远场的噪声强度随之增大。另外，水下喷流噪声的特性还与扰动频率有关。

带压电陶瓷片梁的力学分析和二类变量广义变分原理

对于采用贴有压电陶瓷片作为作动元件的智能结构，在进行自适应控制时，往往要分析压电陶瓷片所引起的结构中的应力、应变和位移。对于带有压电陶瓷片梁的力学分析，文献中大多采用Euler-Bernoulli模型，即不考虑梁中的剪力，且假定梁沿厚度方向满足直法线假定。考虑到压电陶瓷片对梁的作用主要是通过粘贴层以剪力的形式传递到梁上，梁截面上的剪应力和剪应变一般很大，其影响不能忽略。本文采用Hellinger-Reissner二类变分广义余能原理，导出考虑梁截面上剪应力和剪应变影响的方程式，其中采用吉尔法求解非齐次常微分方程组。并将求得的解与相同条件的有限元解进行比较。结果证明该方法很有效。本文还对二类广义变分法进行了一般的讨论，发现，在使用二类广义变分法求解时，随着应力和位移所取项数的增加，结果有时反而变坏。并对二类广义变分法的使用提出了一些建议。

利用氢氧爆轰产生高焓气流装置的性能研究

为满足超高速飞行器进行真实气体效应、再入物理现象和超声速燃烧地面实验研究，要求激波风洞具有极强的驱动性能，爆轰驱动利用氢氧爆轰波后的高温高压气体，作为激波风洞的驱动气源，产生高焓及高贮室压力的试验气流。这一强激波驱动方式受到当前世界各国的重视。本文针对氢氧爆轰驱动激波管的工作机理、驱动性能以及实现这一方式的关键技术，以实验为基础，在BBF100爆轰试验管以及爆轰驱动激波风洞上进行了系统的实验研究。分析了氢氧混合气体立即起爆的机理，确定了效果良好，性能稳定的爆轰驱动点火装置；以气体动力学为基础，研制出配比精确、混合均匀的高压充气、混合装置；这些技术应用于爆轰驱动激波风洞并获得成功。分析了在驱动段上游串接的卸爆段的作用及其特点，给出了较为系统的反向爆轰驱动以及前向爆轰驱动激波管的性能参数。并对两种爆轰模式的性能及特点进行了分析和对比。采用真实气体平衡流的计算方法，给出了爆轰驱动激波风洞的性能参数，以准一维Euler方程解为基础，采用二阶精度的NDD格式，结合化学反应动力学，建立了爆轰驱动激波管流场数值模拟程序，并进行了实验验证。结果表明：前向爆轰驱动通过采用变截面驱动技术，改善了驱动气流品质，增强了驱动能力，在产生高焓试验气流状态时其驱动能力高出反向模式的驱动能力约一个数量级。但当入射激波马赫数较低时，由于Taylor稀疏波的干扰，入射激波衰减较为严重，，波后流场定常时间有限。因此，前向爆轰驱动宜于用来产生高焓试验气流状态。反向爆轰驱动激波衰减较小，波后流场较为恒定，宜于用来产生高P5（高Re数）试验气流状态。在二维Euler方程数值解的基础上，对优化前向爆轰驱动的变截面驱动段结构，提高前向爆轰驱动激波管的性能提出了改进意见。