合成射流控制角区流动的数值研究

来源 :第十届全国流体力学学术会议 | 被引量 : 0次 | 上传用户:lelefeng123
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  近年来,利用合成射流控制流动分离的研究已经成为热门话题。研究表明合成射流在控制二维分离具有明显效果。角区广泛存在于航空航天工程应用中,角区形成的三维分离和对应的非定常马蹄涡系结构比二维分离涡复杂。
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本文提出了一种模态多重网格(mode-multigrid)方法,并实现定常流场的加速收敛。对若干伪时间迭代步的流场,采用DMD技术,对定常流场收敛过程进行伪动力学分析,将物理空间流场投影到模态空间,借鉴多重网格思想,在模态空间将流场的高频分量截断,仅保留低频分量,再将其反投影回物理空间,能够有效地消除流场迭代过程中不同频率的扰动传播,显著加快流场收敛速度。
高阶格式已被广泛用于计算实际工程问题。近年来,由邓小刚等人提出的高阶WCNS格式[1]随着几何守恒律方面的技术发展已逐渐被用于计算复杂外形附近的流动问题。另外,2007年Euynh提出了高阶通量重构(FR)方法[2]。随后,王志坚等人将FR方法推广得到提升配置惩罚((LCP)方法[3],可用于非结构网格计算,后来FR和LCP统一地称为CPR算法。
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针对湍流问题的数值模拟,改进计算格式的分辨性能对结果精度的提高有较大帮助。以往的数值模拟经验表明,采用了紧致非线性插值的WCNS格式在计算可压缩湍流问题方面具有一定优势,但是其激波捕捉能力降低,并且所表现出的分辨效率与线性插值相差较大。
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高超音速飞行器工作时,其前缘会产生极高的气动热,而过高的气动热会对飞行器的性能及安全造成严重的影响。本文以高超声速飞行器前缘的疏导式热防护系统为研究对象,采用高精度迎风紧致群速度控制法数值求解多组分气体的三维非定常流动控制方程,给出飞行器壁面热流值。
本文发展了针对三维两相可压缩流动问题的三维切割网格方法。在笛卡尔网格下,采用Level-set方法捕捉界面移动,通过三维切割网格方法重构出显示的、精确的界面位置,在界面上求解黎曼问题来耦合两相流动。本文采用有限体积方法,提出了基于网格融合概念的预估一矫正方法用以解决小体积切割网格计算稳定性这一根本性难题。
在对复杂的物理系统进行数值模拟时,模式经验系数的不确定性(Parameter uncertainty)是数值预测不确定性的主要来源之一。为了进行可靠的数值模拟及预测,所关心的物理量(Quantities ofInterest QoIs)以及相应的不确定度都应当得到准确的刻画。