湍流模拟壁面距离MPI/OpenMP混合并行计算方法

针对计算流体力学在湍流数值模拟过程中壁面距离计算效率不高的问题,设计了一种基于ADT数据结构搜索的MPI/OpenMP混合并行计算方法,以大幅提高大规模网格壁面距离的计算效率,降低因内存消耗而对网格规模的限制。首先分析了壁面距离计算精度对湍流模拟的重要性,介绍了壁面距离计算的几何基础。随后基于区域分解思想,将计算域划分为不同的子分区,服务器进程收集全局壁面面元网格信息后发送给其他所有进程,各进程根据全局壁面信息,基于ADT数据结构搜索其网格分区内的单元,精确计算壁面距离。为了解决全局壁面信息内存过大的问题,采用MPI/OpenMP混合并行算法,使得各计算节点中仅有一个或少数几个壁面信息备份,这些壁面信息备份被节点内的其他各进程所共享。最后采用大规模网格进行了壁面距离计算测试,网格规模最大达到33.2亿,结果表明,该方法的计算精度和直接搜索法一致,内存耗费下降70%,计算时间减少约1个量级,能满足大规模CFD数值模拟的需求。     

飞行器外挂投放数值模拟

采用非结构重叠网格Euler方程的CFD方法数值模拟了外挂投放。该方法在重叠网格"挖洞"时,以"离壁面距离"为挖洞判据;在建立重叠区域插值关系时,对Neighbor to Neighbor(N2N)和Alternating Digital Tree(ADT)两种方法的效率进行了比较。采用机翼/挂架/带舵外挂物模型开展了验证计算。在此基础上,完成了某飞行器外挂投放的初步计算。     

旋翼/机身气动干扰的数值模拟

通过求解粘性非定常可压缩N-S方程,发展了旋翼/机身气动干扰的数值模拟方法,主要技术措施包括:(1)通过ADT数据结构,建立了高效的多块对接网格动态重叠技术;(2)在可压缩方程求解中引入低速预处理方法,克服低速流场求解时的刚性问题;(3)加入了多重网格方法,提高收敛效率;(4)湍流模型方程求解需要反复计算壁面最近距离,采用Wigton的优化算法很大程度上提高了计算速度。利用建立的计算方法对佐治亚大学(GIT)旋翼/机身干扰模型进行了数值模拟,分别比较了机身表面的平均压力分布、旋翼的下洗流场以及非定常压力脉动,对干扰现象及其流动机理进行了分析。     

悬停状态直升机桨叶扭转分布的优化数值计算

建立了一套基于高精度计算流体力学(CFD)技术和代理模型优化算法的旋翼气动外形设计方法。在该方法中,旋翼流场气动性能的计算采用了基于Navier-Stokes/Euler方程的CFD方法,并根据流场特点、精度和效率的要求采用Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型,通量计算采用Roe-MUSCL格式进行。为提高网格生成质量和便于流场控制方程的求解,将流场分成两个区域,即围绕旋翼的黏性区和无黏的背景网格区。其中,桨叶网格使用了基于二维翼型网格的参数化方法生成,数值计算结果表明该方法有效地提高了网格生成质量及效率。在参考旋翼流场及桨叶细节流动分析的基础上给出设计变量及范围,有效减小了优化问题的规模;为满足优化和机理分析的需要,将基于置换遗传算法优化的拉丁超立方(PermGA LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型优化方法引入到桨叶外形的优化设计中。首先以Helishape 7A旋翼为算例,检验了数值模拟方法的准确性。然后,应用所建立的优化方法针对旋翼负扭转分布进行了优化计算,结果表明优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。     

二维多段翼型网格生成与数值模拟研究

为提高多段翼型的网格生成效率和数值模拟精度,发展了一套自适应混合笛卡尔网格(AHCG)生成方法和基于有限体积方法的雷诺数平均Navier-Stokes (RANS)的数值求解技术.混合笛卡尔网格由围绕物体几何外形的贴体结构网格和填充流场其他区域的笛卡尔网格构成,两套网格之间的信息传递由“贡献单元”提供,且“贡献单元”由基于ADT(Alternating digital tree)技术的搜寻方法获得.为更准确地捕捉流场信息,采用了基于流场特征的网格自适应技术.数值模拟结果显示,AHCG方法能够准确且高效地模拟高升力多段翼型绕流问题.     

气动热数值模拟中的网格相关性及收敛

针对气动热数值模拟中的网格相关性和收敛问题,采用计算流体力学(CFD)计算方法,以典型的钝头为算例,进行了数值模拟研究。研究结果表明:网格是气动热数值模拟中的关键因素,壁面附近法向网格间距最为敏感,热流结果随网格间距不同会出现数倍乃至数量级的差异,在得出正确的壁面压力结果的网格上不能保证得到正确的热流结果。分析认为壁面附近客观存在的巨大温度梯度是网格要求敏感的原因。计算表明:气动热计算的收敛过程比压力和流场收敛慢得多;在压力和流场完全收敛时,热流与最终的迭代收敛值偏差达20%以上;以方程残值的下降量级和压力收敛作为热流收敛的判别标准是不合适的。在气动热计算中,应直接观察热流数据的收敛,确保得到真正的收敛解。     

降落伞的流场特性研究

降落伞的流场特性直接关系到降落伞的气动力性能,一直以来是降落伞研究中的核心问题。本文采用计算流体动力学(CFD)方法对降落伞的流场进行数值模拟。通过采用不同的网格生成方法对降落伞的绕流流场进行研究,表明生成网格质量对流场计算精度有很大的影响。在一系列数值实验的基础上,证明采用多块贴体坐标的网格处理方法能够获得良好的网格质量,同时还具有易于寻找伞衣内外面压力,计算稳定性、可靠性高等优点。在此基础上,采用了七孔探针对降落伞绕流流场进行了测量,实验结果和计算结果吻合较好。     

基于CFD的高效气动弹性计算方法

本文在高效气动弹性分析方法方面的研究工作包括:对于超声速流动范围,发展了一种基于CFD数值计算流场修正的高效、高精度工程算法,既含有CFD技术模拟复杂激波系的流场特征信息,又具备工程算法计算速度快的优点;对于失速迎角前的飞行器从亚声速、跨声速到超声速范围,发展了一种基于CFD技术的非定常气动力建模方法,由此获得气动弹性计算所需的非定常气动力,此方法可以包含物面在跨声速存在激波运动的流场信息,计算精度与直接应用CFD模拟气动弹性过程的方法相当,但运用非定常气动力建模技术途径的效率可以比直接基于CFD模拟方法提高2个数量级,对CFD技术应用于气动弹性精确预测方法具有工程实际应用价值;还研究了基于非定常气动力建模的方法用于伺服气动弹性分析、阵风响应.     

非结构混合网格鲁棒自适应技术

数值格式、湍流模型和计算网格是影响CFD数值模拟精度的3个主要因素。结合流场信息的网格自适应技术具备动态优化计算网格的能力，被NASA列为未来CFD发展的一项关键技术。本文针对非结构混合网格，发展了网格单元分布优化、表面网格几何投影和空间网格协调匹配3项关键技术，建立了高鲁棒性几何保真的网格自适应系统。首先，为了提高自适应方法的鲁棒性和通用性，发展了基于标准面网格的多面体网格单元分布优化方法。其次，发展了仅依赖表面网格信息的局部曲面重构技术，采用参数点映射方法实现了新增表面网格点的几何投影，消除了自适应系统对几何CAD系统的依赖。再次，采用改进的距离函数方法实现了空间网格与投影后表面网格的快速匹配。最后，结合基于流场特征的自适应探测器，采用二阶格式的有限体积方法，开展了30P30N三段翼绕流和三角翼大迎角绕流的网格自适应数值模拟。结果表明，通过网格自适应对网格单元的分布进行优化后，流场求解的收敛性和模拟精度都得到了显著提高。     

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算，建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台；引入差量法思想对配平策略进行简化，发展了一种差量配平法，解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题，显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程，空间离散格式选取2阶迎风Roe格式，时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式，湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究，对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比，耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少，可节省至少60%的计算时间；使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节，但是可以在兼顾配平结果准确性的同时，降低配平计算代价，提高旋翼配平和流场计算的效率.      

外吹式襟翼动力增升数值模拟方法研究

针对某运输机简化模型,采用数值模拟分析的方法开展了外吹式襟翼动力增升效能分析研究。本文首先对单独的发动机模型和不带动力装置的增升模型进行数值模拟,计算结果均与实验值吻合良好,表明动力增升效能分析所采用的边界条件处理方法、网格生成策略以及流场计算方法的合理性及适用性。在此基础上对动力增升构型在带发动机喷流效应和通气短舱的两种情况进行数值模拟与对比分析。结果显示其增升效果显著、流场结果合理。表明本文所形成的计算方法与技术思路可靠的、有效的,方法对大型运输机外吹式襟翼动力增升系统的设计分析具有一定的应用价值。     

神经网络在高空长航时无人机翼型多点优化中的应用

NSGAII算法在翼型多点设计中有着广泛的应用价值,然而其巨大的计算资源和计算成本限制了它的使用。为了解决这个问题,本文引入具有较强非线性映射能力的神经网络代理模型,采用实验设计结合BP法训练神经网络响应面来代替N-S方程求解翼型的性能。在实验点的数值模拟中,为了进一步节省计算资源,提高计算效率,采用网格的变形代替网格的重新划分,使得计算网格的更新速度提高了约50%。在翼型的参数化过程中,采用改进的PARSEC方法,用较少的参数实现了翼型的精确控制。为了增强神经网络的泛化能力,采用12-7-4-3-1的隐层结构。对NLF1015翼型的多点优化算例表明,此方法不仅显著降低了整个优化过程的计算量,而且对翼型的气动性能预测也具有较高的可信度,在高空长航时无人机的翼型设计中具有一定的潜力。     

涡轮机匣壁面换热特性的数值计算

为了研究涡轮机匣的换热特性,采用分段计算技术,各段连接为耦合连接,对某型涡轮机匣模型进行数值模拟,减小了计算复杂结构的难度,详细分析了机匣流动区域的流动特性和壁面的换热特性。结果表明:孔出流对壁面有很强的冲击作用,导致冲击区壁面换热系数很大;腔内气流流动情况复杂,具有复杂的漩涡结构;气流涡作用于壁面,增强壁面局部换热,换热系数增大;计算结果与实验结果吻合很好,定性地反映了机匣的流动和换热特性。     

气动力配平及配平损失计算方法研究

本文介绍了飞机气动力配平计算、重心转移俯仰力矩计算与气动配平损失计算的工程算法,并在此基础上进行改进:在计算配平气动力之前对原始风洞实验数据加以处理,得到多个定迎角变平尾偏角的数据文件。以某运输机为算例,分别使用直接风洞实验数据和处理后的风洞数据进行配平气动力和气动配平损失计算,对比两者的计算结果可以看出,本文改进的方法计算结果准确,具有一定的可行性。同时,使用MATLAB软件作为计算工具,提高了计算效率。     

航空连接结构的参数化有限元分析系统设计与开发

本文应用弹塑性有限元数值计算及参数化设计方法,对飞行器典型连接件结构的有限元计算进行了参数化设计,并基于ANSYS平台开发了参数化的连接件结构有限元仿真系统,借助通用有限元软件ANSYS的参数化设计语言APDL与界面设计语言UIDL,完成参数化建模的宏文件设计与参数输入的界面设计及参数传递,初步实现了有限元建模、计算和后处理的全程参数化;实现了对ANSYS的二次开发;利用有限元的子模型技术,在计算开销相对较小的情况下保证了计算精度,从而形成专业化、参数化、高效率的连接件有限元仿真设计系统。文中给出了采用该系统与传统方法比较的算例,可以看出结果有较好的吻合。     

模拟飞机尾喷焰辐射传输的非结构有限体积法

有限体积法因其物理意义明确,在流动与传热的数值计算中有广泛的应用。在利用有限体积法求解辐射传输问题时,不仅能够保证在每一控制体内辐射能量守恒,还可以保证在每一个控制立体角内辐射能量守恒,因而使得模拟结果具有较高的精度;同时,非结构化网格技术是处理复杂几何形状物理问题的一种有效方法。本文编写了求解辐射传输的非结构化有限体积法程序,将计算结果与其他文献的算例进行了对比,证明了模型和程序的正确性,分析了各种因素对程序计算精度和计算时间的影响。在此基础上,将求解辐射传输的非结构化网格有限体积法程序集成到Fluent软件中,计算了飞机尾喷焰的温度场分布。     

涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

为了研究不同叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律,设计了三种尾缘结构,采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行了研究。研究结果表明:(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对模型Ⅰ,在小吹风比时,冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小;而在大吹风比时,冷却效率呈现逐渐升高的趋势;(2)模型Ⅱ和模型Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但二者降低的规律又不相同;(3)在相同壁面位置,模型Ⅲ的冷却效率最高,模型Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。     

带孔搅拌摩擦焊接整体壁板的复合裂纹扩展路径研究

针对搅拌摩擦焊接板在飞机整体结构上的应用,建立了带孔搅拌摩擦焊接板的有限元数值计算模型,采用最大周向拉应力准则,分析了结构参数,如孔位置、焊接区宽度和厚度对裂纹扩展路径的影响:孔位置对裂纹扩展路径有很大影响,孔离焊接区越远,其影响越小;焊接区厚度对裂纹扩展路径影响也很大,而焊接区宽度对于裂纹扩展的影响相对较小;并把数值计算结果和试验结果相比较,结果吻合较好。为飞机带孔搅拌摩擦焊接整体壁板结构设计提供了一定的参考。     

行星轮系动态啮合应力研究

针对行星传动齿轮系的结构特点,建立了行星齿轮和主动齿轮的非线性接触有限元模型,应用AN-SYS软件进行了动态接触分析的研究。基于研究结果,建立了可以体现行星齿轮系在工作过程的啮合应力变化情况的计算模型,可以直观地观察到行星齿轮系从开始啮合到完全脱开整个过程中的应力分布及变化情况。选择20节点六面体单元,模拟齿轮受载情况,迅速、高效地得出整个齿轮系的强度、刚度分布云图,大大提高了设计效率。     

机场停机位优化分配研究

机场停机位作为机场的重要资源,如何能够通过耗费最少的资源为进离场的飞机提供最大限度的服务,已成为停机位分配的重要课题。藉此,采用最小化停机位空闲时间的数学模型,考虑确定性因素和不确定性因素以及分配的动态特性等约束条件,建立起了一个停机位分配模型,并进行了计算。在和FCFS方法进行对比后表明,该方法有效地提高了停机位的使用效率。