超音速流场数值模拟技术及应用

超声速流场NPLS精细测试技术及典型应用1. 应用背景超声速流场（Supersonic Flowfield）是指流体在超声速运动时的流动场景，是航空航天领域中关键的流动特性之一。

在航空航天研究中，了解和研究超声速流场是研发飞行器、高超音速飞行器和火箭等设备的必要条件。

超声速流场的特点是气流速度超过音速，流体动力性能大大增强，同时也带来了许多复杂和多变的流动特性。

NPLS（Non-intrusive Pressure-sensitive Luminescent Paint）精细测试技术被广泛应用于超声速流场的实时测量与研究中。

NPLS技术是一种非侵入式的测量技术，通过在模型表面施加荧光涂层并利用高速摄像机记录荧光信号，可以实时观察流场的压力分布和流动特性。

2. 应用过程NPLS精细测试技术的应用过程主要包括涂层制备、荧光信号记录、数据处理和结果分析。

2.1 涂层制备涂层制备是NPLS技术的关键步骤之一。

通过将一种含有荧光物质的携能涂料喷涂在被测物体表面，形成均匀的荧光涂层。

该荧光物质的荧光强度与涂层所受到的压力成正比关系，因此可以通过荧光信号的强度来推测压力的大小。

涂层制备需要考虑荧光物质的选择、涂料的喷涂方式和涂层的厚度控制等因素。

合理的荧光物质选择和涂料制备可以提高测试的精度和可靠性。

2.2 荧光信号记录荧光信号记录是NPLS技术的核心环节。

通过高速摄像机记录荧光涂层所发出的荧光信号，可以获得流场中压力的分布情况。

荧光信号的记录需要在实验室或设备内进行，由于超声速流场的特殊性，通常需要利用模型试验台或风洞来模拟实际流场。

高速摄像机可以记录荧光信号的强度和分布，同时确保拍摄的速度和精度足够满足实际应用需求。

2.3 数据处理和结果分析荧光信号的记录得到后，需要对数据进行处理和分析。

数据处理包括图像处理、荧光强度计算和压力分布重建等步骤。

图像处理主要包括背景校正、噪声消除和边界提取等操作，以获得清晰的荧光图像。

从整体上看，《高超声速流动数值模拟方法及应用》这本书的目录清晰地呈 现了其主题和结构。每一章的标题都反映了其内容的核心，章节的顺序则反映了 主题的展开和深入。例如，第一章“高超声速流动概述”为读者提供了对高超声 速流动的基本认识，接下来的章节则逐步展开和深入到数值模拟方法、湍流模型、 高超声速飞行器设计等方面的具体应用。
内容摘要
《高超声速流动数值模拟方法及应用》是一本深入探讨高超声速流动数值模拟的书籍，它既提供 了对高超声速流动的基本理解，又展示了如何将这些理解应用到实际的工程问题中。这本书对于 从事高超声速流动研究和开发的工程师和技术人员来说是一本非常有价值的参考书，同时也可以 作为相关领域研究生的教材或参考书。
接下来，作者对数值模拟方法进行了全面的介绍。这部分内容对于我来说是 非常有价值的，因为它不仅介绍了数值模拟的基本原理，还通过大量的实例展示 了如何运用这些方法解决实际问题。这使我了解到，数值模拟已经成为了解决高 超声速流动问题的一种重要手段。
书中的第三部分是关于数值模拟方法在不同领域的应用。在这里，作者列举 了大量的实例，展示了数值模拟方法在航空航天、武器研发、生物医学等多个领 域的应用。这使我认识到，数值模拟方法的应用已经渗透到了我们生活的方方面 面，它对于推动科技发展、提高人类生活质量具有不可替代的作用。
高超声速流动数值模拟方法及 应用
读书笔记
01 思维导图
03 精彩摘录 05 目录分析
目录
02 内容摘要 04 阅读感受 06 作者简介
思维导图
本书关键字分析思维导图
声速Βιβλιοθήκη 包括模拟高超研究
方法
挑战
数值
声速
流动 模拟
参考书
方法
数值
探讨

高超音速流场模拟与优化研究在现代航空、航天技术领域中，高超音速技术是一个备受关注的研究方向。

高超音速飞行器以其超越音速的速度和高度，具有高效加速、空气动力学可控性强、高温高压环境下的良好表现等特点。

然而，由于高超音速飞行器的极高运动速度和在高温高压环境下车体表面的状况，以及相对来说较为复杂的流场现象，高超音速流场模拟与优化研究成为了实现高超音速技术的一项关键技术。

高超音速流场的主要特征是流速高、流体压力低以及流场结构复杂，具有高介质密度、高温度和强离子化状态等性质。

这些特征造成了高超音速飞行器面临的各种挑战。

为了解决这些技术问题，高超音速流场模拟与优化成为了一种非常有效的研究手段。

高超音速流场模拟是利用计算机仿真技术对高超音速飞行器流场的运动学、力学、传热和化学过程等进行全面模拟和分析。

这是一项非常复杂的计算工作，需要对流场中各种流体参量进行精确计算、分析和预测。

其中包括的流场物理学、化学物理学、热物理学和材料科学等多种学科知识。

同时，还需要考虑流体的不可压缩性、黏性、热传导、传热和化学反应等影响流动特性的因素。

在高超音速流场模拟中，最常用的数值计算方法是计算流体力学方法（CFD）。

CFD是一种用数学模型、数值方法和计算机技术求解流体运动问题的方法。

基于CFD的模拟过程中，根据流场中各种物理量的变化和相互关系，采用数学模型和方法对问题进行建模和求解，获得精确的流场参数。

此外，CFD还可以对流体的传热、化学反应等进行模拟，从而对高超音速飞行器的结构设计、燃烧室选择、热保护设计等方面提供可靠的指导。

同时，高超音速流场模拟的过程还受到物理模型、计算网格以及数值边界条件等重要因素的影响。

物理模型是指模拟过程中使用的数学公式、方程式和数值方法等。

计算网格是将空间分割成有限大小的模块，是进行计算流体力学模拟的基础。

数值边界条件则是限定流场的几何形状和计算条件，从而使流场模拟更加真实、准确。

随着计算机硬件和算法的不断升级，高超音速流场模拟技术已经取得了重大突破。

源项法模拟高超声速飞行器内外一体化流场摘要：本文旨在提出基于源项法的模拟，以研究高超声速飞行器内外一体化流场。

源项法是一种有效的数值模拟方法，能够解决涉及可变流动体或难以分析的复杂外部流动领域中的大部分问题。

实验结果表明，这种方法能够在变形飞行器和相应的内外围流场中准确模拟流动特性，尤其是在高超声速下的性能优异。

关键词：源项法，高超声速，变形飞行器，内外流场，模拟正文：本文提出了一种基于源项法的方法，用于模拟高超声速飞行器内外一体化流场。

首先，我们将介绍源项模拟的原理和技术过程。

接着，我们提出了基于源项模拟的一体化流场模拟技术，并对相应的计算方程进行了求解和数值实现。

此外，将对模拟中的边界条件和相关流动特性进行优化。

最后，使用实验数据以及模拟的变形飞行器和相应的内外围流场，以验证模拟的准确性。

实验表明，当飞行器处于高超声速运动时，基于源项法的模拟具有很好的准确性，能够准确地捕捉相应的流动特性。

应用源项法来模拟高超声速飞行器内外一体化流场的方法具有可行性。

通过使用源项法，我们能够对变形飞行器内外一体化流场的流动特性进行准确的模拟，从而为开发新型高超声速飞行器提供参考。

此外，建立在源项空气动力学定律和计算流体动力学原理之上的模拟方法具有一定的可扩展性，能够有效模拟受机体几何复杂度、形状、结构和传感器系统的影响的复杂的外部流场。

此外，源项法也可以用于控制高超声速飞行器的流动特性。

通过在模拟中引入启发式规则，可以准确模拟飞行器内外流场之间的作用，并利用模拟结果改进飞行器的气动性能。

这将为飞行器的飞行提供重要信息，提高其整体性能和安全性。

此外，源项法还可以用于检测潜在的安全隐患，监测设备状态或工况变化，为未来的设计和运行提供重要的参考。

最后，源项法也可以用于优化飞行器的空气动力学性能，确保飞行器的安全性和可靠性。

总之，基于源项法的模拟技术可以有效地简化高超声速飞行器内外流场模拟并发挥重要作用。

基于源项法的模拟技术可以有效简化高超声速飞行器内外流场模拟，为未来的设计、运行、控制和优化提供重要参考，并有效解决受机体形状、几何复杂度、结构和传感器系统影响的复杂外部流场。

飞机设计优化中流场数值模拟方法的研究及应用创新引言：飞机设计优化是现代航空工程中的重要研究领域之一。

在飞机设计阶段，通过模拟流场数值，可以提供对飞机的空气动力学性能进行准确评估的有效工具。

本文将对流场数值模拟方法在飞机设计优化中的研究与应用进行深入探讨，旨在探索创新的方法以提高飞机设计效率和性能。

一、流场数值模拟方法的概述流场数值模拟是一种基于计算流体力学（CFD）的技术，通过离散方程组的求解，得到模拟自由空气中的速度、压力、温度等物理量的数值解。

流场数值模拟方法的基本原理是通过数值计算来模拟真实流体运动的物理现象。

二、流场数值模拟方法在飞机设计优化中的应用现状1. 飞行器气动性能预测流场数值模拟方法可用于预测飞行器在不同飞行状态下的气动性能。

通过改变飞行器的几何形状和工况参数，可以预测其升力、阻力、升阻比等性能指标，为飞机设计提供重要的依据。

2. 空气动力学优化设计在飞机设计的过程中，通过优化飞机的气动外形，可以减少阻力、提高升力、改善飞行稳定性和操纵性。

流场数值模拟方法可以高精度地评估不同设计方案的气动性能，为优化设计提供指导。

3. 结构强度分析除了考虑飞机的气动性能，流场数值模拟方法还可以用于分析飞机在飞行和地面操作时所受到的各种载荷，如空气动力载荷、惯性载荷、操纵系统载荷等。

这对于飞机的结构强度和寿命评估非常重要。

三、流场数值模拟方法的研究进展1. 网格生成技术的改进网格生成是流场数值模拟的基础，良好的网格质量对数值模拟结果的准确性和稳定性至关重要。

近年来，研究人员通过改进传统网格生成算法和开发自适应网格生成技术，提高了数值模拟的效率和准确性。

2. 数值模拟算法的发展为了提高数值模拟的计算效率和准确性，研究人员不断改进传统的数值模拟算法，并提出了一些创新的算法。

例如，基于稳定性的数值模拟方法、并行计算技术等，可以有效地缩短数值模拟的计算时间，同时减小数值模拟误差。

3. 模型与物理效应的改进为了更准确地模拟飞机的流场现象，研究人员通过改进数学模型和物理模型，考虑了更多的气动效应，如湍流、化学反应、燃烧等。

场 结 构 与性 能 进 行 研 究 与 分 析 ， 到 的结 论 将 为 弹 丸 进 一 步 得 减 阻 增 程 提供 有 效 参 考 。
例， 不仅要求其具有攻击 防区外远程或超 远程敌 方纵深 目标
的能力 ， 还要求其提高 自身 战场主动权 和火 力系统 的 自身生 存能力 。因此 ， 提高传统弹药 的射程 问题 已经成 为当今 战术 武器研究 的新 热点 ， 并受到世 界各 国的重视 。冲压发动 机凭 借其构 造简单 、 量轻 、 积小 、 重 体 推重 比大 、 成本 低等 一 系列
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉｏ～ｒｎ ＪＡＮ Ｇｅ ａ ｏ ｇ，Ｉ Ｇ ｎ—ｚ ｕ， ＨＯＵ Ｃ ａ ｇ—ｓ ｅ ｇ ｈ Ｚ ｈｎ ｈｎ
（ ｏ ｅｅｏ ｅｈｎｃｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｎ Ｕ Ｔ， ａｊ ｇＪ ｎ ｓ １０ ４ ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆＭ ｃ ａｉ ｇ ｅｉ ， Ｊ Ｓ Ｎ ｎｉ ｉ ｇｕ２ ０ ９ ，Ｃ ｉａ ｌ ａＥ ｎ ｎ ｎ ａ ＡＢ Ｔ ＡＣＴ：ｏｍｎｍｉ ｅｉａ ｃｓ ｆａ ｊｔ ｓｉｅ ｒ ｅｔｅａｄｅｐｃ ｌ ｐｒ ｎｃｉ ｅ ｃｎｉ ｒｖ ｅｆｅ ＳＲ Ｔ ｉｉ ｚ ｒｓ ｔ ｅ ｍｅ ａｓ ｔ ｐｏ ｃｉ ｎ ｓｅｉ ｌ ｓ ｅｓ ｉ ｎ ｔ ａ ｏｅ ｈ ｒ ｅ ｓｎ ｏｒ ｓｄ ｊ ｌ ａｙ ｕ ｏ ｌ ｍｐ ｔ ｉ
击ｆ ＋ ， ＋ （ ＋ （ （ 告， Ｓ ） ） ）
＝０ 。
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式 中， 西为通用变量 ， 代表 ／Ｖ 、 Ｚ 、 Ｔ等求解 变量 ； 为广 义扩 ． ， Ｆ 散系数 ； 为广义源项。 定常情况下 ，
数值计算方法采用有 限体积法 ， 对式 （ ）中的对流项 采 １ 用二阶迎风离散格式进行离散 ， 对粘性项 采用 中心差分格式 离散。 初始条件处处为常数 即等 于来流 条件。 １边 界条件 进５ １ 设为压力远场 。 口边 界条件 ， 出 对于超声速一律外 推 ； 面采 壁 用无滑移绝热 固壁条件 ， ｕ ＝ ＝Ｗ ＝０ 即 。

高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解引言高超声速飞行器是一种能够在大气中飞行速度超过5倍音速的飞行器。

由于其具有高速度、高温和复杂流动特性，对其气动力和气动热进行数值模拟和求解是研究该种飞行器的重要手段。

本文将介绍高超声速飞行器的气动力气动热数值模拟方法和超声速流动的区域推进求解。

一、高超声速飞行器气动力气动热数值模拟1. 研究对象高超声速飞行器的气动力研究对象是主要影响飞行器运动和稳定性的力，主要包括升力、阻力和力矩。

气动热研究对象是飞行器表面受到的热流，包括热流密度和热传导。

2. 数值模拟方法气动力和气动热的数值模拟方法通常采用计算流体力学（CFD）方法。

CFD方法基于流体力学方程、传热方程和边界条件，通过数值方法求解流场变量（速度、压力、温度等），进而得到气动力和气动热。

3. 模拟步骤高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟步骤包括几何建模、网格划分、物理模型设定、求解、结果分析等。

几何建模是将飞行器的实际几何形状转化为计算机可以识别的数学模型，通常使用计算机辅助设计（CAD）软件完成。

网格划分是将计算区域划分为小网格，用于离散化流场变量。

物理模型设定是设置边界条件、流场模型以及计算参数等。

求解即利用CFD方法求解流场变量的数值解。

结果分析是对求解结果进行验证和评价，以得到有关气动力气动热的定量和定性特征。

4. 数值模拟结果高超声速飞行器的气动力模拟可以得到升力、阻力和力矩的大小和分布规律。

气动热模拟可以得到飞行器表面的热流密度和热传导。

这些数值结果可以为高超声速飞行器的设计和改进提供重要参考。

二、超声速流动的区域推进求解1. 研究对象超声速流动的区域推进求解是指对超声速流动的速度、压力、温度等物理量进行求解，以了解超声速流动的性质和规律。

2. 数值模拟方法超声速流动的区域推进求解通常采用求解完全不可压缩或可压缩流体的欧拉方程的方法。

fluent超音速计算Fluent超音速计算引言：超音速飞行是指飞行速度超过音速的飞行状态。

在超音速飞行中，空气动力学的特性会发生显著变化，因此需要进行精确的计算和模拟来预测飞行器的性能和飞行特性。

Fluent超音速计算是一种基于计算流体力学（CFD）的数值模拟方法，可以用于模拟和预测超音速飞行器的流场和气动特性。

本文将介绍Fluent超音速计算的原理、方法和应用。

一、Fluent超音速计算的原理Fluent超音速计算是基于Navier-Stokes方程组的求解方法，通过对空气流动的连续性、动量和能量守恒方程进行离散化和数值求解，得到流场的数值解。

其中，Navier-Stokes方程组描述了流体的运动和变形，包括连续性方程、动量方程和能量方程。

在超音速飞行中，空气流动的速度和压力变化非常大，因此需要考虑非定常性和非线性的影响。

Fluent超音速计算利用显式时间推进方法和高精度空间离散化方法，可以有效地模拟和求解这些复杂的方程。

二、Fluent超音速计算的方法Fluent超音速计算的方法主要包括网格划分、边界条件的设定、数值求解和后处理。

首先，需要将计算域进行网格划分，将空气流动的区域划分为有限数量的网格单元。

然后，需要根据实际问题和流动特性设定边界条件，如入口条件、出口条件和壁面条件。

接下来，利用数值方法对Navier-Stokes方程组进行离散化和求解，得到流场的数值解。

最后，通过后处理方法对数值解进行分析和可视化，得到流场的参数和气动特性。

三、Fluent超音速计算的应用Fluent超音速计算广泛应用于航空航天领域，用于模拟和预测超音速飞行器的气动特性和性能。

例如，可以利用Fluent超音速计算来优化超音速飞行器的外形设计，减小阻力和提高升力，以提高飞行器的飞行效率和燃料利用率。

此外，Fluent超音速计算还可以用于分析和预测超音速飞行器在不同飞行状态下的气动特性，如升力、阻力、迎角和侧滑角等。

超音速燃烧室性能非定常准一维流数值模拟摘要：本文提出了一种通过非定常准一维流数值模拟来研究超音速燃烧室性能的方法。

首先，在考虑可燃气体非定常变化、可变湿度和组分计算时，采用相对论流动表达式描述流动场。

其次，基于传统计算机处理技术，使用柏松-韦伯循环回归算法计算燃烧室的压力、温度和物质浓度等参数。

最后，将所得结果与实验数据进行比较，对其合理性进行验证。

关键词：超音速燃烧室，非定常准一维流，数值模拟，柏松-韦伯循环正文：1. 研究背景非定常准一维流数值模拟技术是研究超音速燃烧室的一种有效的方法，可以量化流动场的变化情况，计算出压力、温度和物质浓度等参数，实现对流体力学性能的仿真和预测。

2. 模型框架（1）考虑可燃气体非定常变化、可变湿度和组分计算时，采用相对论流动表达式描述流动场。

（2）利用传统计算机处理技术，采用柏松-韦伯循环回归算法计算燃烧室的压力、温度和物质浓度等参数。

3. 结果和验证通过数值模拟计算出的超音速燃烧室性能参数与相关实验数据比较，发现其结果吻合良好，验证了所提出的模型的有效性和可行性。

4. 结论结合实验和计算结果，本文提出的非定常准一维流数值模拟法可以有效地研究超音速燃烧室的性能，为实现精准的仿真提供了新的思路。

把本文提出的非定常准一维流数值模拟法应用于超音速燃烧室性能研究中，可以实现精准的仿真。

因为燃烧室的压力、温度和物质浓度是影响燃烧室性能的关键因素，而非定常准一维流数值模拟法就可以量化这些因素的变化，使其在运动航行过程中的变化情况更加真实可靠，也就可以帮助研究者更好地掌握燃烧室的运动特性。

此外，非定常准一维流数值模拟法还可以用于研究超音速气体流动场，建立起完整的热力学模型，可以有效分析气体流动场的参数变化情况，从而对飞机的性能进行更准确的预测和优化。

例如，研究人员可以模拟飞机在高速飞行过程中的气体流动场变化，并根据模拟结果优化燃烧室的参数，使飞机在高速飞行中更节省燃油，提高空中作战能力。

超音速分离线喷管内流场数值模拟李鑫;李耿;王周成;张飞;赵康;刘元敏【摘要】采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考.计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2 O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2019(042)004【总页数】8页(P433-439,475)【关键词】超音速分离线喷管;亚音速分离线喷管;放大因子;数值模拟;粒子浓度【作者】李鑫;李耿;王周成;张飞;赵康;刘元敏【作者单位】中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团有限公司四院四十一所,西安 710025【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言超音速分离线喷管(Supersonic Splitline Nozzle)是固定部分与可动部分之间的分界线位于喷管超音速区域的一种矢量喷管[1]。

相比亚音速分离线喷管，具有零部件数量少、结构简单、偏转效率高以及能够减小发动机后开口尺寸等一系列优点，欧美等发达国家在这一领域开展了较系统的研究，并在多发战术发动机和大型发动机上进行了热试车[2-6]。

国　防　科　技　大　学　学　报第25卷第2期 JOURNAL OF NATIONAL UNIVERSITY OF DEFENSE TECHNOLOGY Vol.25No.22003文章编号:1001-2486(2003)02-0005-04高超声速乘波飞行器三维流场的并行数值模拟Ξ范晓樯,李　桦,李晓宇,田正雨(国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙　410073)摘　要:针对高超声速乘波飞行器三维绕流流场,在基于L INUX+MPI系统的分布式并行计算平台上,并行求解了三维雷诺平均的N-S方程。

并行数值方法采用的是有限体积方法(FVM)、OC-TVD差分格式、B-L代数湍流模型及流场分区的并行方法。

计算结果表明,所采用的并行数值模拟方法能够求解包含强激波的流场,激波穿越区域边界时无断层、错位等通量不守恒的现象。

并行计算效率高,8个处理机计算时的并行加速比达到了618。

关键词:并行计算;高超声速;乘波飞行器;数值仿真中图分类号:V21114 文献标识码:AParellel Numerical Simulation of the Three2dimensional Flow Field around the H ypersonic W averider Shape V ehicleFAN Xiao2qiang,L I Hua,L I Xiao2yu,TIAN Zheng2yu(College of Aerospace and Material Engineering,National Univ.of Defense Technology,Changsha410073,China) Abstract:Based on the distributed parellel computing platform with the L INUX+MPI parellel environment,a parellel nu2 merical computing method with finite volume method(FVM),OC-TVD scheme,B-L turbulence model and domain decom2 position method was developed to solve the3-D compressible Reynolds-averaged N-S equations.This method was used to simulate the flow field of the hypersonic waverider shape vehicle.The numerical results indicate that the shock across the zone boundary is continuous and the parellel speedup ratio reachs6.8when8cpu is in using.K ey w ords:parellel computation;hypersonic;waverider;numerical simulation从目前计算流体力学(CFD)的发展现状和工程设计要求来看,CFD对计算机的计算速度和存储量的要求是相当高的。

超音速流动的数值模拟与控制随着现代科技的发展，超音速流动的研究与应用越来越广泛。

然而，由于超音速流动的高速、高温和高压等特殊性质，想要对其进行研究和控制极为复杂。

针对这个问题，数值模拟和控制技术成为了当前研究的重点。

一、超音速流动的数值模拟数值模拟是研究超音速流动的重要方法之一。

其主要应用数值方法对超音速流动的物理规律进行计算和模拟，以实现对超音速流动的深入了解。

数值模拟技术主要包括有限差分法、有限体积法、有限元法等。

有限差分法是最常用的数值模拟方法之一，其原理是将流动区域离散化，并根据差分算法计算在每个节点上的物理量。

在计算流动时，基本流动方程、热力学方程和边界条件都可以通过数值方法来求解。

有限差分法的优点是计算精度高，而且实现起来相对简单，可适用于弱非线性和稳态流动计算。

有限体积法则是最近流行的一种数值模拟方法，其原理是计算流动场流量的平衡关系。

此方法将流动区域划分为若干有限体积，然后并行算出每个体积的守恒性方程。

计算后，各个节点的物理量在不同的体积与时间上发生变化，计算过程类似于一组时间分步的方程。

有限体积法特别适用于解决强非线性流动问题。

除此之外，有限元法也是超音速流动的常用模拟方法之一。

该方法将流动区域离散化建模，将区域内的物理量变成一系列的单元，再通过单元之间的变化来计算物理量的变化。

有限元法对于处理非线性和非均质问题有一定优势，可广泛应用于流场分析和设计优化中。

二、超音速流动的控制超音速流动除了需要进行数值模拟外，还需要进行流动控制，以实现对流场的稳定控制和减少气动阻力等效果。

超音速流动的控制主要分为被动控制和主动控制两种。

被动控制技术是利用流动场的非线性特性，通过改变流体的物理性质，从而达到控制流动的效果。

常见的被动控制技术包括加装降噪器、减小气动阻力型体表面的粗糙度等。

主动控制技术是通过控制在流动中注入的控制能量，实现对流场的控制。

常见的主动控制技术包括喷射控制、振动控制、切迹控制等。

Tmax 及分布参数 n 它们的选择需满足气体质量
守恒以及距喷口 1mm 下游处气体在轴线上的温
万方数据
常压下超音速等离子射流的数值模拟
141
度为指定值 其它量按下面的方法取值
ur = 0,
κ
=
0.005u
2 z

,
ε = 0.1κ 2
在等离子体射流轴线 AE 段
u r = 0, ∂u z ∂r = 0 , ∂h ∂r = 0 ∂ê ∂r = 0 ∂å ∂r = 0
∂
ϖ
(ρφ) + div( ρVφ)
=
div(Γgrad φ) + S
(1)
∂t
方程中的四项分别是不稳态项 对流项 扩
散项以及源项 因变量φ 可以代表不同的物理
量 它以压力作为基本求解变量之一 利用压力
修正量与速度修正量的耦合关系 将连续方程转
换为压力修正方程 与离散后的动量方程联立 通过不断迭代 更新压力与速度场(在涉及传热的 问题中还有温度场)直至收敛 而在可压缩流动的 数值计算领域中 长期以来却是以密度作为基本 求解变量之一 求解连续方程 动量方程及能量 方程 再通过状态方程间接地获得压力分布 对 于低 Mach 数流动 这种求解方法的适用会遇到困 难 因为此时因速度变化引起的压力相对变化量 很小 因而引起的密度变化很小 另一方面 若 以压力为基本求解变量 则因为不论流动 Mach 数为多大 压力变化总是存在 这就有可能建立 起一个既适用于低 Mach 数流动与传热 又适用于 可压缩流动与传热的通用计算方法
1 2
(
rn
+ rs )∆r∆ z ∆t
K ρP
a P = a E + aW + a N + a S + a P0

超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟摘要: 本文讨论了利用数值模拟技术来研究超音速气流中横向喷射的氢气流场。

主要研究方法包括使用多体动力学理论对氢气分子行为进行建模，并使用数值计算方法模拟超音速气流中横向喷射氢气流场的特性。

实验结果表明，横向喷射氢气流可以改善超音速气流的流场特性。

关键词: 超音速气流, 横向喷射, 氢气流场, 数值模拟正文: 近年来，随着航空发动机技术的发展，越来越多的研究开始关注高速飞行技术。

在超音速飞行过程中，气流的稳定性对飞行安全具有重要意义。

因此，研究超音速气流中横向喷射的氢气流场是很有必要的。

本文通过数值模拟研究了超音速气流中横向喷射的氢气流场。

首先，我们使用多体动力学理论对氢气分子行为进行了建模，然后使用数值计算方法模拟超音速气流中横向喷射的氢气流场的时空变化规律。

实验结果表明，横向喷射氢气流能够改善超音速气流的流场性能，可以提高超音速气流的稳定性。

研究结果表明，利用横向喷射氢气流可以有效改善超音速气流的流场性能，从而提高飞行安全性。

本文的研究为未来研究超音速气流提供了一个新的思路。

应用超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟技术可以解决很多航空发动机相关的安全问题。

传统的航空发动机设计方法依赖于大量的试飞数据，其时间和空间的变化是不可控的。

而应用超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟技术，可以使发动机设计者们在虚拟环境中进行模拟，使得在发动机设计过程中可以随时充分控制和评估空气流场特性及发动机性能。

另外，超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟技术也可以用来解决市场竞争的问题。

这种技术可以模拟出两个市场竞争双方的发动机性能指标，不仅可以帮助企业更好地评估和改善空气流场特性，而且可以帮助企业更加了解其竞争对手的发动机性能指标，从而有效地区别于竞争对手和增强企业市场竞争力。

总之，应用超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟技术可以使发动机设计师们在虚拟环境中充分控制和评估空气流场特性，进而有效地解决航空发动机安全性问题、提升发动机性能、支持企业竞争力，从而大大提高航空发动机设计的效率和安全性。

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Ｃｍ ｕ ｒＥｇ ｅｒ ｇａｄＡ ｐｉｔ ｎ 计算机工程与应用 ｏ ｐ ｔ ｎｉ ｅｉ ｎ ｐ ｌａｏｓ ｅ ｎ ｎ ｃｉ
动 网格 技术在超音速流 场数值模拟 当中的应用
闰 溟， 范征 锋
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天津大学 力学 系， 天津 ３ ０ ７ ００ ２
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此外基于定常流场的稳定性还会影响到飞行器的稳定性飞行控制以及结构设计13直接数值模拟是研究流体力学的一个重要手段随着计算机性能的提高和计算科学的迅速发展它的地位显得越来越重要但仍存在非常大的困难就是计算量太大计算过程耗时太长对计算机的要求高需要有非常快的处理器和极大的内存
维普资讯
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以及结构设计ｌ１ １。 － ３ 直接数值模拟是研究流体力学的一个 重要手段 ， 随着 汁算
格较密 ， 下游 的网格较稀 ； 向的网格 向壁面靠拢 ， 法 贴近锥体 表
面的网格较 密 ； 向的网格为均匀分布。 周

用空间推进算法模拟高超声速进气道流场
用空间推进算法模拟高超声速进气道流场
在有限体积法框架下,采用空间推进算法SSPNS(Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm)求解抛物化NS方程(即PNS 方程),在流向采用LU-SGS隐式积分,而横向无粘和粘性通量则分别采用AUSM系列格式和中心格式计算.用该方法对1个二维高超声速进气道和2个三维高超声速进气道流场进行了数值模拟,得到的流场波系结构、壁面压力及传热系数分布与文献中相关数值解和实验数据基本一致,表明SSPNS法能够准确地模拟超燃冲发动机进气道内的高超声速流动.对比研究表明,SSPNS法与求解FNS(Full Navier\\|Stokes Equations)方程的传统时间迭代法相比,二者计算精度相当,而SSPNS计算速度快1～2个量级,存储量至少低1个量级.本文的研究为CFD在超燃冲压发动机部件及一体化优化设计中的集成,以及大型高超声速工程流动的高效计算,打下了良好的基础.
作者：陈兵徐旭蔡国飙 CHEN Bing XU Xu CAI Guo-biao 作者单位：北京航空航天大学,宇航学院,北京,100083 刊名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)：2006 27(6) 分类号：V231.3 关键词：抛物化NS方程空间推进算法高超声速进气道 LU-SGS隐式积分 AUSM系列格式。

超音速流场特性分析及数值模拟研究超音速流场特性的研究对于飞行器设计以及空气动力学研究具有重要意义。

近年来，随着数值模拟方法的不断发展和计算机硬件性能的不断提高，数值模拟研究成为研究超音速流场特性的重要手段之一、本文将介绍超音速流场特性的分析方法以及数值模拟研究的进展。

超音速流场特性分析是研究超音速流动的基础。

超音速指的是流体局部的速度超过声速，在超音速条件下，流体会产生一系列特殊的现象，如激波、密度变化等。

研究超音速流场特性的目的是理解和掌握这些现象，从而为工程设计和空气动力学研究提供依据。

在超音速流场特性分析中，实验方法和数值模拟方法是两种常用的手段。

传统的实验方法主要包括激波管实验、风洞试验等，这些方法可以直接测量流体的物理量，如压力、温度等，从而得到流场特性的信息。

然而，实验方法往往受到设备限制、成本高昂等问题的制约。

相比之下，数值模拟方法具有计算效率高、成本低廉等优势，因此成为研究超音速流场特性的重要手段。

数值模拟方法通过建立流场的数学模型，并利用计算流体力学原理进行计算，得出流场特性的数值解。

近年来，随着计算机硬件性能的提升和数值模拟算法的不断创新，数值模拟方法在超音速流场特性分析中得到了广泛应用。

在数值模拟研究中，常用的方法包括有限元法、有限差分法和有限体积法等。

这些方法基于不同的理论基础，通过将流场划分为网格单元，并利用离散数值方法求解流场的相关方程。

其中，有限体积法因其适用于复杂几何体、保守性好等特点而备受关注。

除了方法选择，数值模拟研究还需要考虑模型建立和边界条件等问题。

模型建立是指建立数学模型来描述流体的运动规律，在超音速流动中，常用的模型包括Navier-Stokes方程、Euler方程等。

边界条件是指在数值计算中需要给定的边界上的流动状态，如进口边界条件、出口边界条件等。

最后，超音速流场特性的数值模拟研究还需要验证和分析计算结果。

验证可以通过与实验结果进行比对来进行，分析可采用流场可视化、参数分析等方法。