二维可压无粘流的自适应流量修正有限元解

从非定常Ｅｕｌｅｒ方程组出发,采用非结构三角形网格,研究二维无粘流动问题的自适应流量修正有限元解。将ＦＥＭ－ＦＣＴ与网格自适应相结合计算了ＮＡＣＡ００１２翼型的三个算例。计算结果与实验及其他计算结果比较,亚音速和超音速绕流符合很好;跨音速绕流情况存在一些差别。     

计算跨音速三维机翼非定常载荷的核函数法

 本文给出了在跨音速流动中,计算三维机翼非定常载荷分布的核函数法和计算结果。此方法是基于线化升力面理论,利用在亚、超音速情况下,联系载荷分布与下洗的积分方程的核函数,采用局部线化法来处理跨音速的非定常绕流问题。在计算中引进了线分布的冲波偶极子,并嵌入适当的正冲波边界条件。 我们从统一的超、亚音速核函数表达式出发,对亚音速区数值积分作了新的简便的处理,对于亚、超音速区相互的诱导下洗给出了自己的数值积分过程。我们算了三个例题,和文献上的数值符合较好。     

叶轮机平面叶栅的气动设计及统流计算

通过全速势方程的数值积分，利用ＡＦ２格式，给出了一种用于叶轮机中叶栅型面的气动设计和绕流计算的便捷方法，对于稳态亚音速、跨音速及超音速流动均适用。与目前普及很广的、在超音区应用人工压缩性的方案相比，该算法有明显的优势。     

飞机／进气道系统内外流场计算

为了对飞机/进气道系统内外流场进行数值模拟,本文提出并研制了计算定常(或非定常)外压式飞机/进气道系统内外流场的计算方法和程序。它适用于任意几何外形的飞机/进气道在亚音速、跨音速或超音速来流条件下的内外流场和气动参数计算。求解的主管方程是在一般曲线坐标下的 Euler 方程、简化/雷诺平均的 Navier-Stokes方程。用隐式时间差分和近似因式分解方法离散和求解.针对飞机/进气道的复杂流场,本文采用了贴体网格生成技术和分区域方法.对于湍流流动,把 Baldwin-Lomax 湍流模型推广到飞机/进气道内外流场计算并使用了壁面律计算公式。应用上述方法对绕翼型的亚、跨音速、绕可压缩拐角的超音速湍流以及飞机进气道系统内外流场进行了计算,计算结果与实验数据和其它计算结果符合较好。     

叶轮机平面叶栅的气动设计及绕流计算

通过全速势方程的数值积分，利用ＡＦ２格式，给出了一种用于叶轮机中叶栅型面的气动设计和绕流计算的便捷，对于稳态亚音速，跨音速及超音速流动均适用。与目前普及很广的。在超音区应用人工压缩性的方案相比，该算法有明显的优势。     

计算三维振动机翼上跨-亚音速压力分布的局部线化面元法

本文以小扰动位势流理论为基础,采用局部线化假设,建立了三维振动机翼的跨音速下洗积分方程;给出了跨-亚音速流核函数的计算方法;用推广的偶极子栅格法计算了矩形谐振动机翼上的非定常压力分布。结果表明,本方法可以较准确地计算非线性的跨-亚音速非定常流动,关于跨-超音速流动的数值解法,尚需作进一步的研究。     

非定常气动力计算中的偶极子格网法

从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法，且给出了其基本解法和计算实例。     

机翼跨音速无粘绕流数值计算

本文介绍机翼跨音速定常无粘绕流的一种数值计算方法。选用精确速势方程作为问题的数学模型。在直角坐标系中,经过适当的坐标变换,先把后掠翼变成矩形翼,再把无限的物理空间变成有限的计算空间。在计算空间中,用有限差分格式(亚音速区用中心差分,超音速区用旋转差分)对精确速势方程离散化。差分方程形成的代数方程组用线松弛迭代求解。     

跨音速流学术报告会顺利召开

中国空气动力学研究会、中国航空学会和中国宇航学会联合举办的跨音速流学术报告会于五月二十六日至三十日在西安召开。 跨音速流是同时包含了亚音速流动和超音速流的混合流,并存在激波附面层等复杂现象,研究和计算都比较困难。由于电子计算机的应用,跨音速的研究工作才有了较快的进展。近年来我国空气动力学的研究工作者也十分重视这方面的问题,并取得了一些可喜的成果。这次学术报告会有31个单位的74名教授、专家和工程技术人员参加,共宣读了     

用于粘性可压缩流动数值计算的SIMPLE方法

对SIMPLE方法加以推广,使之适用于可压缩粘性流动的数值计算。采用非交错网格技术,推出三维任意曲线坐标系下可压缩形式SIMPLE方法的计算方程。对亚音速、跨音速及超音速等5个流场进行了数值计算并与有关文献及实验数据进行比较。      

介绍一种适合于计算跨音速流动的混合差分格式

本文介绍MacCormack格式和迎风格式的一种混合差分格式。它适用于跨音速流计算。本文用它计算了绕圆弧翼型的跨音速流场,并详述了处理方法和结果。     

翼型跨音速绕流的数值计算

本文选用精确速势方程作为翼型跨音速无粘绕流的数学模型。在变换过的直角座标中,用有限差分(亚音速区用中心差分,超音速区用旋转差分)对精确速势方程离散化。差分方程形成的代数方程组用列松弛迭代法求解。 为了计入粘性效应,利用精确速势方程和附面层动量积分方程进行联合迭代求解。这一点对超临界翼型的计算显得特别重要。 算例与其它数值解及实验作了比较,对于一般翼型和超临界翼型,本文结果是良好的。     

时间相关法计算喷管跨音速流动

本文用时间相关法完成了定常、无粘跨音速喷管流场的计算,内部点参数用Mac Cormack差分格式计算、壁边界点参数用简化了的特征边界条件计算,轴上点参数用反射原理计算。计算表明:计算是收敛的,计算结果与实验数据符合良好。 定常、无粘、跨音速喷管流动的控制方程是混合型的(即在亚音速区域是椭圆型,而在超音速区是双曲型的),给数值求解带来很大的困难。为了克服这一困难,广泛采用时间相关法,即认为定常流动方程的解是相应的非定常流方程的解在时间趋于无穷时的渐近解。因为非定常流的控制方程不论在亚音速区,还是在超音速区域,都是双曲型的,可以用统一的方法来求解,而且易于求解;另一方面,它可适用于形状比较复杂的喷管。 本文首先阐述了时间相关法的计算方法,然后列出算例喷管的计算结果。通过与实验数据的比较,证明计算是符合实际的。     

三维任意机身的跨音速全位势流计算

 <正> 准确、有效地估计旋成体或任意截面机身在有迎角、有侧滑情形下的跨音速绕流特性,对飞机机身、导弹等外形设计有重要意义。已趋成熟的全位势流计算方法在翼型、单独机翼及翼身组合体绕流中得到广泛应用,并产生了诸如Holst的TWINGn和TAIR,Jameson的FLO系列等实用程序;但对旋成体有迎角绕流或单独机身的全位势绕流计算在文献中还很少见到。现采用守恒型全位势方程、代数法生成的贴体坐标网格和Holst的AF2高效差分方法对旋成体或单独机身有迎角、有侧滑时的跨音速绕流进行研究;并给出分析机身跨音速特性的计算程序是很有必要的。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

跨音速三维多升力面气动设计

发展了一种跨音速多升力面的气动设计方法和设计程序,它基于已成功应用于亚、跨音速机翼设计和亚音速双翼面设计的"余量修正迭代"概念.当升力面上出现超音速区和激波时自动引用迎风格式对控制方程进行修正.开发了一系列接口程序,包括目标压力设计程序.由此气动设计程羊、TAU程序以及相应的接口程序建立了跨音速多升力面气动反设计软件系统.用两个鸭翼-机翼构型验证了设计方法和设计程序,结果表明在高跨音速下设计迭代有很好的收敛性.     

计算高亚声速情况下三维机翼动稳定性导数的面元法

本文应用我们提出的跨-亚音速三维谐振机翼的局部线化面元法,同时采用了与之配偶的亚临界定常流绕三维厚度机翼的面元法迭代解,对几种不同平面形状的机翼,进行了俯仰和滚转阻尼导数的计算和分析,并和现有的实验数据以及线化理论的计算结果进行了比较,从而表明,本方法可以得到满意的动导数计算结果;还表明,当接近临界马赫数时,动导数计算必须计及跨音速非线性效应。     

可压缩后台阶流的数值模拟

基于可压缩Navier-Stokes方程,采用Beam-Warming矢通量分裂格式以及vanLeer的矢通量分裂方法,分别通过Johnson-King及Baldwin-Lomax湍流模型对亚音速和超音速的后台阶流进行了计算,计算结果与实验符合较好。     

一种跨音速叶栅流场分析系统

本文建立了一种工程实用的跨音速叶栅流场分析系统,可进行跨音速叶栅无粘绕流和无粘流-边界层迭代计算。叶栅无粘绕流的计算以Denton拟流向“相对差分”方法为基础,y向采用松驰线性插值算法,所形成的解法能保证以较少的网点获得较准确的结果。边界层的计算采用积分方法,并考虑了紊流边界层的分离问题,文中还介绍了无粘流-边界层的耦合方式。应用本文方法对国内外多种压气机和涡轮叶栅进行了计算分析,所得结果与实验的吻合程度较好,因此,所提出的叶栅流场分析系统,可望为工程设计上实用的计算手段。     

跨音速三维机翼及翼身组合体非守恒型全位势流AF3算法

 本文对跨音速非守恒型全位势流,用Baker的快速有限差分法,改变其网络拓扑,研制出分析机翼及翼身组合体跨音速绕流的实用程序。其中包括:对“C-H”型贴体坐标网格提出AF3算法的具体实施方案取得了快速收敛效果;采用张量形任意曲线坐标上的非守恒全位势方程,使得程序中跨音速求解部分既能用于分析单独机翼又能用于翼身组合体跨音速绕流计算。