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2019年  第4卷  第4期

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计算流体力学专题
统一气体动理学方法研究进展
刘沙, 王勇, 袁瑞峰, 张瑞, 陈健锋, 朱亚军, 卓丛山, 钟诚文
2019, 4(4): 1-13. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0809
286 21
摘要:
在临近空间高超声速飞行器气动载荷、航天飞行器变轨/调姿、微尺度元器件传质/传热等科学和工程实践中,存在着大量的时序多流域(多尺度)流动问题以及位于单一流场中的复杂多流域问题(局部稀薄问题),对数值预测工作提出挑战.因此,近年来从介观气体动理学基础上发展出了一大类将连续流与稀薄流进行统一计算的高效数值方法,包括确定论形式的UGKS,GKUA和DUGKS方法,以及粒子形式的USP-BGK和UGKWP方法.文章围绕着确定论和统计粒子两类统一方法的最新研究进展进行回顾和分析,重点关注在每种方法中全流域统一性质的来源与实现方式、目前已取得的关键进展以及该方法的扩展性和应用价值.
二维Rayleigh-Taylor不稳定性组分剖面与Atwood数相关性
阮玉藏, 张心婷, 张又升, 田保林
2019, 4(4): 14-19. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0780
302 2
摘要:
由Rayleigh-Taylor不稳定性引起的湍流混合广泛存在于自然现象和工程应用中.在重力场作用下,将重流体置于轻流体之上,系统处于平衡状态.此时,在轻重流体界面处添加微小扰动,重流体向下形成尖钉,轻流体向上形成气泡,轻重流体进入湍流混合状态,系统失去稳定状态,进入失稳过程.组分剖面揭示了流场在任意时刻任意高度上的成分,从而揭示了Rayleigh-Taylor不稳定性的发展过程.利用计算流体力学软件CFD2模拟常加速度场下二维多模Rayleigh-Taylor不稳定性的发展,研究了重流体组分剖面随Atwood数的变化.文章对比了Atwood数为0.1,0.5,0.9这3种情况下质量分数剖面.在利用气泡高度hb和尖钉深度hs对高度做归一化之后,质量分数剖面不依赖于密度比.在不同密度比下,质量分数曲线都满足fm~$\frac{1}{2}{\mathop{\rm erf}\nolimits} \left( {4\left( {\frac{{y-{h_{\rm{s}}}}}{{{h_{\rm{b}}}-{h_{\rm{s}}}}}-\frac{1}{2}} \right)} \right) + \frac{1}{2}$.
格芯夹层结构散热性能的数值计算评估
白晓辉, 刘存良, 中山顕
2019, 4(4): 20-25. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0767
178 5
摘要:
为评估格芯夹层结构的传热性能以及代替传统的板式肋片结构应用于汽车散热系统中的可能性,文章对几种典型的格芯夹层结构(如kagome lattice,tetrahedral lattice和pyramidal lattice)和板式肋片(corrugated plate)结构实施了一系列的三维数值计算评估.通过对比相同Reynolds数下的传热系数和相同泵功率下的局部Nusselt数来评估各组结构的传热性能.结果显示,相同Reynolds数条件下,各组格芯夹层结构的传热系数较板式肋片结构均有提高,同时摩擦阻力也大幅度增大.在相同泵功率条件下,由于板式肋片结构所受形阻基本可以忽略,因此在较低泵功率范围内(< 1 500 W),板式肋片的局部Nusselt数最大.随着泵功率的增长,当泵功率提高到3 000 W,tetrahedral的Nusselt数与板式肋片持平并进一步增大,显示出了格芯夹层结构的应用潜力.高传热性能而低摩擦阻力的格芯夹层结构完全有潜力代替传统的板式肋片结构应用于新型高效紧凑的散热系统中.
高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究
张阳, 韩忠华, 柳斐, 宋文萍
2019, 4(4): 26-40. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0765
190 12
摘要:
高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.
机翼热气防冰及冰脊形成数值模拟
顾洪宇, 桑为民, 庞润, 王寄同
2019, 4(4): 41-49. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0768
120 4
摘要:
应用N-S方程求解空气外流场和防冰腔内流场,用Euler法获得过冷水滴撞击特性,将内外流场进行耦合传热稳定后,开始结冰,来实现机翼热气防冰及冰脊形成的数值模拟.计算结果表明,热气防冰开启时,加热区蒙皮最低温度为286 K保证加热区没有结冰,但在加热区后的上下表面由于蒙皮温度降低至273.15 K以下,防冰区的溢流水到此处形成冰脊,这个计算结果表明了热气防冰数值模拟的可行性与合理性.但在将前缘积冰除去的情况下,防冰区外形成冰脊对气动特性影响很大,对带冰脊的机翼绕流流场进行数值模拟,对计算结果进行分析,得出环境温度越低、形成冰脊的位置越靠近防冰区,冰脊的高度越高;结冰时间越长,冰脊后的非定常特性越明显,流动细节的捕捉越困难,对气动特性的影响越大.
CFD在高速飞行器热气弹问题中的应用
刘凯, 许云涛
2019, 4(4): 50-55. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0784
264 11
摘要:
采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度,达到准确预测热气动弹性特性的能力,气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法,热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象,对其热静气动弹性特性进行了计算与分析,计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题,且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素,力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同,对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.
水陆两栖飞机静水面高速滑行性能数值计算与试验分析
李新颖, 曹楷, 吴彬, 王丽丽
2019, 4(4): 56-62. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0781
52 3
摘要:
针对水陆两栖飞机静水面高速滑行过程的运动响应大、流场强非线性等问题,提出了一种基于传统动网格技术的"状态预估——精确计算"的数值模拟方法:通过求解Reynolds平均N-S方程结合运动方程来模拟飞机静水面滑行时的流场特征和运动特性,数值模拟方法为隐式有限体积法,湍流模型采用k-ω(SST Menter)结合壁函数进行处理,自由液面捕捉采用VOF方法;数值计算时,首先采用粗网格对简化后的飞机在不同航速下的姿态和升沉进行快速预估,再将飞机置于预估状态下进行精确网格划分,最后进行精确数值计算分析.为了验证数值模拟结果的正确性,在物理水池中进行了静水拖曳试验,将数值计算结果与试验结果进行对比分析可得:数值计算与水池试验的流场特征吻合,且阻力、姿态和升沉的计算精度达到90%,验证了数值模拟方法的可行性.