微重力环境下蒸发液层热毛细对流的数值模拟

提出了一种新模型来研究由单一物质构成的液层在其纯蒸气中的蒸发．液层置于微重力环境中并且受到水平方向温度梯度的作用，液层的热毛细对流和蒸发耦合在一起，使得气液界面的传热传质规律更加复杂．用理论分析的方法求解了不考虑热毛细效应的纯蒸发模型，得出温度场分布和界面质量流量的解析表达式．对于热毛细对流和蒸发耦合情况，采用有限差分的投影算法同时求解Navier-Stokes方程和能量方程，得到了不同蒸发Blot数和Marangoni数下流场和温度场的稳态数值解．论述了蒸发Biot数和Marangoni数对界面传热传质的影响，提出并解释了蒸发和热毛细对流耦合的三种模式．

亚声速段横向射流对Coil性能影响的数值研究

在化学氧碘激光的混合喷管内发生的是一个气体动力学、化学反应动力学以及光学等相互耦合的复杂过程,每个过程都对COIL性能有着至关重要的影响.利用三维CFD技术,通过求解层流Navier-Stokes方程与组分输运方程,对简化后的化学氧碘激光RADICL模型进行数值模拟与分析,对COIL的气动和增益特性进行探讨.在不同的射流穿透条件下,计算COIL混合喷管中的混合与化学反应过程,发现穿透深度决定了增益的分布特性以及过度穿透条件下的非定常结构,

再入飞行器湍流尾迹流场研究

再入飞行器湍流尾迹流场状况，直接系统到飞行器的雷达散射特性。对再入飞行器湍流尾迹等离子体场理论模型，试图通过湍流模式理论来表达，即使用k-ε-g模型方程来封闭平均化的全Navier-Stokes方程，从而准确获得流动平均场和脉动场住处。使用的N－S平均议程由质量加权平均过程产生，湍流模型方程也经过可压缩性能修正。真实气体效应重点考察空气处于局部热化学平衡状态。流动控制方程运用一个二阶TVD格式有限体积法求解。以一典型小钝锥体零攻角再入飞行为例，计算了在两高程（H = 40 km和H = 30 km）条件下的高超声速湍流尾迹流场。获得的尾迹流场参数与流动物理状况符合，并且湍流脉动参数与已有相应的实验结果定性一致，初步证实该方法合理。

近岸非平整海底上耗散动力系统的广义波作用量守恒方程

为刻划近岸波-流-海底相互作用耗散动力系统的多种复杂作用机制,着眼于波浪对近岸大尺度变化环境流作用和考虑多变海底地形(可典型地刻划为由慢变水深和快变水深构成)的影响,由基于黏性流体Navier-Stokes方程的平均流方程,建立了近岸耗散动力系统的广义波作用量守恒方程,从中提出垂向速度波作用量和耗散波作用量这两种新概念,使得它们和经典的波作用量相互间达成了一种互补、协调而又主次分明的更为广泛的守恒形式。从而把波作用量这一经典概念从理想的平均流守恒系统引申到实际的平均流耗散系统(即广义守恒系统)中去,为解释沿岸过程和应用于近海、海岸工程提供了一个理论基础。

用非结构网格研究旋转振荡圆柱绕流

研究了雷诺数Re=200,1000,线速度比α=0.5,2.0,4.0,强迫振荡频率fs=0.1～2.0情况下的旋转振荡圆柱绕流问题.通过基于非结构同位网格有限体积法对Navier-Stokes方程进行数值求解.对流项、扩散项和非恒定项的离散格式均具有二阶精度,利用SIMPLE算法处理压力-速度耦合.计算得到了作用力系数随不同控制参数的变化规律.通过对升力系数的频谱分析得到自然脱落频率和强迫振荡频率下的作用力振幅.通过对不同频率作用力幅值的分析,得到频率之间的竞争关系,进而定量地给出了不同尾迹涡脱落模式的分区图.

圆柱振荡绕流的三维不稳定性研究

通过数值求解三维不可压缩Navier-Stokes方程，研究了振荡圆柱绕流的旋涡不稳定性。研究表明，在一定的参数范围内，由于旋涡不稳定性，振荡流出由二维演化成三维流动，并沿圆柱轴向形成交错排列的三维涡结构。数值计算合理地预测了三维涡结构的空间失稳波长，并与实验测试值相符很好。文中还进一步研究了圆柱的受力特性，通过求解Morison方程，计算了圆柱的阻力和惯性力特性，其计算结果与已有的实验数据相吻合。

基于非结构化同位网格的SIMPLE算法

通过基于非结构化网络的有限体积法对二维稳态Navier-Stokes方程进行了数值求解。其中对流项采用延迟修正的二阶格式进行离散；扩散项的离散采用二阶中心差分格式；对于压力-速度耦合利用SIMPLE算法进行处理；计算节点的布置采用同位网格技术，界面流速通过动量插值确定。本文对方腔驱动流、倾斜腔驱动流和圆柱外部绕流问题进行了计算，讨论了非结构化同位网格有限体积法在实现SIMPLE算法时，迭代次数与欠松弛系数的关系、不同网格情况的收敛性、同结构化网格的对比以及流场尾迹结构。通过和以往结果比较可知，本文的方法是准确和可信的。

湍流不同尺度间的近程和共振作用规律及应用

从Navier-Stokes方程出发,研究了湍流不同尺度间的相互作用规律,给出相近尺度间近程粘性应力的积分和微分表达式.引入极相近尺度之间共振相互作用的概念,得到共振粘性应力的微分表达式.利用共振粘性应力张量获得不含经验关系和常数、近似封闭的大涡模拟(LES)方程组.利用近程和共振粘性应力张量获得不含经验关系和常数、近似封闭的湍流多尺度方程组.讨论了湍流多尺度方程的性质及用于湍流计算的优点,尺度间相互作用的近程特性说明:多尺度模拟是湍流计算很有价值的方法,并列举了算例.

耦合离散流体理论的差分格式及其应用

求解Navier-Stokes方程组，一直是粘性流动计算的主导途径。但在计算中，都是在一定的网格单元上进行离散，而对不同的离散单元，流动的特征并不相同。该文通过离散单元上网格雷诺数的变化分析，采用耦合离散流体理论(CDFT)差分格式，对向后台阶底部超声速流动问题进行数值模拟，得到了满意的结果。

Chemical Nonequilibrium Effects on Flow Field for Reusable Launch Vehicles

High temperature chemical non-equilibrium phenomena have a great effect on the flow field around a reentry vehicle. A set of three dimensional Navier-Stokes equations have been solved by implicit finite volume NND scheme. Both ideal gas viscous flow and chemical non-equilibrium flow are calculated for a spherical-cone at a small angle of attack. The results of the two flows have been compared and the effect of chemical non-equilibrium has been analyzed. The effect of wall material's properties, such as catalysis and radiation were studied. The results are in good agreement with the referenced paper.

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

Receptivity to free-stream disturbance waves for blunt cone axial symmetry hypersonic boundary layer

Based on high-order compact upwind scheme, a high-order shock-fitting finite difference scheme is studied to simulate the generation of boundary layer disturbance waves due to free-stream waves. Both steady and unsteady flow solutions of the receptivity problem are obtained by resolving the full Navier-Stokes equations. The interactions of bow-shock and free-stream disturbance are researched. Direct numerical simulation (DNS) of receptivity to free-stream disturbances for blunt cone hypersonic boundary layers is performed.

不可压和可压缩湍流的多尺度方程组

基于湍流尺度间相互作用的近程特征,作者们曾建议湍流平均分析的多尺度方法。本文进一步研讨这一问题。从空间平均不可压Navier-Stokes方程组,动量和能量湍流交换定义式出发,论证了尺度间相互作用的近程特征,给出近程尺度范围估计,获得近程涡应力,近程涡热传导等的积分和微分近似式;引入尺度间共振相互作用的概念,获得共振涡应力,共振涡热传导等的微分近似式;给出二尺度和三尺度方程组,它们都是不包含经验常数的近似封闭方程组,讨论了多尺度方程组的性质及其与传统大涡模拟方程组的区别;考察了二尺度方程组计算不可压槽道和平面混合层流动三维时间演化的数值结果。对可压缩湍流,通过类似于不可压湍流多尺度方法的处理,给出了可压湍流多尺度(二尺度和三尺度)方程组。可压湍流多尺度方程也含有Favre平均量和物理平均量之间的一组非线性关系式。这些关

翼身组合体跨音速副翼翁鸣现象数值模拟(英文)

本文发展多块网格的生成技术和网格变形方法,通过耦合求解三维薄层Navier-Stokes方程与结构运动方程数值模拟翼身组合体跨音速副翼翁鸣现象。整个翼身组合体网格分成30块子区,子区之间的流场数据传递通过两层虚拟网格单元来完成。在每一步实时推进计算中,通过内迭代使整个耦合计算的时间精度达到二阶。计算中仅考虑了机翼与副翼的结构变形,在整个计算中副翼网格没有单独分区,而是在主翼与副翼之间引进了“剪刀差”网格,所以这种方法只适合于副翼小变形的情况,但从副翼随时间的变形趋势,可以大致推断是否有副翼翁鸣发生。数值模拟结果表明:对副翼刚性较强的结构模型,在小扰动作用下,副翼结构变形的振幅随时间变化减小,最后结构恢复到平衡态。但对副翼刚性较弱的结构模型,在马赫数0.98与1.05时,副翼结构变形的振幅随时间发展迅速增大,呈现副翼翁鸣现象

NS方法数值预测跨音速气动颤振边界(英文)

本文通过耦合求解三维薄层Navier-Stokes方程与结构运动方程数值模拟了跨音速气动颤振现象。其中,流动控制方程的求解采用具有三阶精度的HLLEW(Harten-Lax-vanLeer-EinfeldtWada)迎风TVD空间离散格式和LU-SGS内迭代时间推进方法,同样的内迭代方法用于结构运动方程的求解。在每一步实时推进计算中,通过内迭代,使整个耦合计算的时间精度达到二阶。针对每一时间步的结构变形,发展了一种自适应网格变形方法,在中等结构变形的情况下,该方法能保证变形后的网格具有原网格的质量。为检验发展的跨音速气动颤振计算程序,对一标准气动弹性机翼的跨音速气动弹性边界进行了计算,获得了与实验一致的结果。另外,还详细研究了网格数、时间步长及内迭代步数对气动颤振计算的影响。