【摘 要】
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高阶精度格式常用于时-空多尺度的复杂流动，如LES、DNS和CAA等。但是，在复杂网格中的工程应用方面，高阶格式的应用广度还不及2阶格式。为了采用高阶有限差分格式模拟复杂外形的复杂绕流，我们以WCNS格式核心，讨论了无粘通量的影响，采用了粘性项交错差分方法、网格导数守恒算法、多块对接网格技术、多块拼接网格技术等。通过对高超空心圆柱-裙、尖(钝)双锥、捆绑火箭模型等数值模拟表明高阶格式在高超声速激波
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心,空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000 中国空气动力研究与发
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高阶精度格式常用于时-空多尺度的复杂流动，如LES、DNS和CAA等。但是，在复杂网格中的工程应用方面，高阶格式的应用广度还不及2阶格式。为了采用高阶有限差分格式模拟复杂外形的复杂绕流，我们以WCNS格式核心，讨论了无粘通量的影响，采用了粘性项交错差分方法、网格导数守恒算法、多块对接网格技术、多块拼接网格技术等。通过对高超空心圆柱-裙、尖(钝)双锥、捆绑火箭模型等数值模拟表明高阶格式在高超声速激波/层流边界层干扰模拟中具有精度高、受通量耗散的影响小、受网格密度的影响小等优点。对于高超声速激波/湍流边界层干扰，即使只关心平均量，也需要对湍流模型进行适当修正。对于压缩拐角的干扰流动，可以采用Catris等的密度梯度修正方法；对于粗糙带强制转捩流动，可采用涡量修正方法。
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基于可模拟高空含有过冷水滴空气流场的小型结冰风洞，设计并建立结冰过程与剪切粘附力测量一体化的试验平台，避免了试验环境变化对剪切粘附力测量结果带来的误差，实现了冰层与基质界面剪切粘附力的实时测量。采用本文的剪切粘附力试验平台，开展了不同结冰温度、水滴平均容积直径、基质表面粗糙度、基质材料条件下试验件表面的冰层冻结试验以及冰层与基质界面剪切粘附力测量试验。结果 表明，冰层与基质界面的剪切粘附力随温度的
超音速扩压管流动在气动喷嘴、真空引射器等气动元件，超音速风洞等工程应用中广泛出现。在超音速扩压管中，经常表现出激波边界层相互作用、激波反射等复杂的流动现象。研究发现，超音速扩压管流动可以分成两个稳定的流动状态，即扩压段启动状态与扩压段不启动状态。在这两个稳定流动状态之间还存在一个过渡流动状态。在过渡流动状态下，扩压管内的超音速流动表现出周期性的震荡现象。
并联凹腔稳焰的超声速单边扩张燃烧室中存在着一种以分离区不稳定为特征的非稳态燃烧.本文通过控制变量的方法,对Ma6条件(隔离段来流马赫数3.46,总温1430K)下燃烧不稳定的可能影响因素进行解耦分析,并对典型工况开展实验验证.研究表明,火焰不是本文中燃烧不稳定现象的主要影响因素,释热形成的反压才是该现象的主因.低当量比工况下反压较小,流场的非稳态机制由射流和凹腔共同主导；中高当量比工况下反压较大,
超声速降落伞是火星探测计划中的有效减速手段，然而超声速流场中舱体尾流与伞前激波存在复杂相互作用，其对降落伞的阻力性能和稳定性能造成重大影响。本文通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程针对超声速降落伞系统绕流开展数值模拟研究，解析超声速流场中复杂流动现象的流动物理，分析降落伞设计参数如拖拽距离参数和舱伞直径比对于伞体性能的影响机理。结果 表明：随着拖拽距离参数的增大，降落伞系统周围的复杂非
本文针对高超声速典型飞行器HTV-2控制翼诱导的层流分离流动开展了研究工作。数值模拟了在飞行器前体影响下控制翼诱导的层流分离流动，分析了前体形状对控制翼诱导分离的影响作用，发现其分离形态呈扁长尖形，分离区内存在一对反向对称旋涡；获得了分离流动随控制翼偏转角的变化规律，并对控制翼诱导初始分离角进行了判断，发现即使在5°偏转角情况下依然存在流动分离，该现象与以往针对平板/三维楔层流分离流动初始分离角的
文章基于Ma2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动试验结果，展示了超声速风洞喷管起动过程中的流场结构变化情况.在试验过程中，固定喷管喉道出口面积比，改变喷管进出口压比，使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处，逐渐过渡到设计工况.在起动激波向下游发展过程中，喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程：喉道正激波、扩张段内正激波、扩张段内斜激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等，但每一个过程与理论过程
为了探索高超声速进气道内的激波边界层干扰现象，本文基于FLUENT仿真平台采用大涡模拟方法，研究了有限宽度下二元高超声速进气道内的流动特性。研究发现：两道唇罩激波会迫使压缩面边界层分离，这种分离现象具有显著的非定常特性，分离包经历了两个独立的分离包，两个分离包合并形成更大尺度的分离包，然后分离包再脱落成两个小分离包的过程。唇罩激波和侧壁边界层相干，使得唇罩激波在侧壁附近变形，使得边界层分离形成锥形
本文利用非定常的仿真方法对典型的二元高超声速进气道/隔离段内的激波串自激振荡现象进行研究.研究发现针对本文所研究的物理模型,在AR=0.886的节流状态下,激波串在隔离段内剧烈地前后振荡,振荡频率约为740Hz,振荡幅度达到了1.46倍的管道高度,这将不利于下游燃烧室的稳定燃烧.通过对激波串振荡过程的详细分析,发现激波串的自激振荡与隔离段出口的压力扰动在亚声速区内传播有关.激波串在一个周期内的振荡
装备有固体火箭发动机的水下飞行器具有结构简单，反应迅速等诸多优点。为了探究采用固体火箭发动机推进的水下飞行器运动不稳定性的本质机理，本文通过大涡模拟数值仿真，得到了在水下工作的固体火箭发动机处于过膨胀工况下的流场计算结果，分析了喷管内正激波的周期性不稳定运动，以及激波诱导的不对称的壁面分离对发动机不稳定性的影响。通过对比空气中工作的发动机在相同工况下的流场结构，以及激波造成的发动机侧向过载，进一步