风力机标模非定常数值模拟中的影响因素研究

基于自主研发的“亚跨超 CFD 软件平台”(TRIP3.0)，采用刚性运动网格技术和动态拼接网格技术，开发了针对旋转类机械的非定常求解模块。本文开展了 NREL Phase VI 风力机标模非定常数值模拟中的影响因素研究，影响因素主要包括不同时间步长的影响、不同湍流模型的影响、刚性动网格技术和动态拼接网格技术的影响三个方面。本文数值模拟采用的控制方程为雷诺平均 N-S 方程，采用有限体积法离散控制方程，离散方程的时间方向采用“双时间步”方法求解，空间方向无粘项离散采用 MUSCL-Roe 格式，湍流模型采用 SA 和 SST 湍流模型，并引入多重网格和并行计算技术加速求解。数值模拟结果表明：时间步长、湍流模型、网格方案等因素主要影响风力机叶片吸力面的流动结构，进而影响吸力面的压力分布，而对压力面的流动结构和压力分布基本没有影响；采用刚性运动网格结合 SA 湍流模型所得到的压力分布更接近实验值。     

压气机稳定边界的数值预测研究

为研究不同压气机稳定性预测方法的准确性,采用最大静压升系数法与商用CFD软件,对某4级低速压气机的稳定边界进行了数值模拟,并与试验结果对比。计算结果表明:最大静压升系数法在预测压气机稳定边界上有一定的准确性。使用商用CFD软件NUMECA对某4级压气机进行模拟计算,考虑了不同的网格划分方案、使用不同的湍流模型和差分格式等因素,以出现数值发散作为压气机失稳的标准,结果表明:主流区的网格对计算结果影响较大。不同差分格式的结果显示,中心差分格式的结果最好。     

基于隐式嵌套重叠网格技术的阻力预测

 采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之间的流场信息传递关系时,基于网格单元切割准则选择"最优"重叠单元而无需人工设定插值边界。对美国AIAA委员会召开的第4届阻力预测研讨会(DPW-4)提供的CRM WBT组合体生成4种不同密度的结构化多层多块嵌套重叠网格,并采用计算流体力学(CFD)方法进行数值计算和阻力预测,计算结果与CFL3D和OVERFLOW的结果进行了对比。数值模拟结果表明:计算得到的压力分布和极曲线与CFL3D和OVERFLOW的结果几乎相同,说明了隐式嵌套重叠网格技术的有效性,同时也验证了流场求解方法与程序的可靠性。当迎角增大到3°左右时,在机身与机翼、尾翼连接处出现明显的分离涡,影响CRM WBT组合体的气动特性。在阻力预测方面,增加网格密度能够提高阻力预测的精度。采用不同的湍流模型会导致升、阻力系数的计算结果存在一定的差异,因此,湍流模型的选择也是阻力预测需要考虑的因素。     

TRIP2.0软件的确认：DPWⅡ复杂组合体的数值模拟

 采用“亚跨超声速计算流体力学软件平台”（TRIP2.0）数值模拟了阻力预测小组（AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅱ,DPWⅡ）翼/身/架/舱复杂组合体运输机构型,数值模拟采用的多块对接网格、测压和测力的试验结果均来自DPWⅡ,对比计算采用了CFL3D的结果。重点针对DLR-F6翼/身/架/舱复杂组合体构型,详细研究了网格密度和湍流模型对总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果取得了较好的一致。采用SA一方程和SST两方程模型均得到了网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布有一定的影响。     

DLR-F6/FX2B翼身组合体构型高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6和DLR-F6_FX2B 2种翼身组合体构型的高阶精度数值模拟,计算外形来自AIAA第三届阻力预测研讨会。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型和预测局部构型变化引起的气动特性变化量的能力。在固定升力系数条件下,采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动力系数、压力系数分布、表面流态等方面研究了网格规模对DLR-F6和DLR-F6_FX2B翼身组合体数值模拟结果的影响;采用中等网格开展了来流迎角对2种翼身组合体气动特性的影响研究。通过与National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果对比,表明采用高阶精度计算方法得到了网格收敛的数值模拟结果,较好地模拟了DLR-F6翼身组合体局部修型引起的微小气动特性变化和翼身结合部流动特性的差异。     

HiLiftPW-3高升力构型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术，采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型，对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟，主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA （Japan Aerospace eXploration Agency）提供的测压、测力试验结果的对比分析，表明，在失速迎角之前，数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合；较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性，可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。     

超声速横喷干扰湍流场数值模拟

本文探讨了超声速平板横向喷流干扰湍流流场的数值模拟方法。分别采用Roe、Harten-Yee及AUSM 格式对三维雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散,湍流模拟应用Baldwin-Lomax代数模型,讨论了B-L模型中Fy最大值的不同选取方式。分析了数值格式、网格划分对计算结果的影响。将来流马赫数为5、喷流马赫数为3的实验结果与计算结果进行比较,选择了与实验符合较好的数值模拟方法,为进一步利用数值计算方法研究喷流干扰流场特性奠定基础。     

折流环形燃烧室流动过程数值模拟与分析

为深入研究折流式环形燃烧室燃烧过程,在任意曲线坐标系下发展了一套可对湍流燃烧进行数值分析的数值模拟软件。通过求解偏微分方程生成数值研究所需结构化网格,使用混合差分格式对气相控制方程进行离散并基于SIMPLE算法进行求解,分别采用RNG k-ε与Wilcox k-ω模型分析不同湍流模型对计算结果的影响,近壁区域流动采用三层壁面函数法加以处理。数值模拟结果表明,引入燃烧室的新鲜空气在扩压器出口流动方向发生折返,在扩压器下侧形成了较大的回流区域,导致较大的总压损失。不同紊流模型预测结果与试验数据符合较好,其中Wilcox k-ω最为准确,更适用于折流燃烧室燃烧过程的数值分析。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

基于非结构/混合网格的脱体涡模拟算法

为了提高二阶精度有限体积算法的湍流数值模拟能力,在原始Roe格式基础上建立了与脱体涡模拟(DES)方法相匹配的二阶混合耗散自适应格式,根据流场信息自动调节格式耗散,并分别基于Spalart-Allmaras一方程湍流模型和k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,发展了基于非结构/混合网格的DES方法。采用该方法计算了雷诺数为3 900的圆柱绕流和NACA 0021翼型60°大迎角分离流两个典型算例,通过与试验数据以及其他数值结果的对比验证了该方法的可行性。同时开展了不同数值格式、湍流模型的对比分析,研究结果表明:采用混合格式的DES算法能够解析更小尺度的湍流涡结构、计算数据更接近试验值;本文的DES类算法受其基准湍流模型影响较小。     

NASA共同研究模型翼身组合体数值模拟研究

采用结构网格求解器WiseManPlus软件,对DPW5提供的NASA共同研究模型CRM翼身组合体构型进行数值模拟研究.采用雷诺平均N-S方程,选择SA一方程湍流模型和SST两方程湍流模型,开展了网格收敛性分析及抖振分析计算研究,评估了该软件对此类民机构型的阻力预测能力.按照DPW5的要求,采用会议统一提供的基准结构网格进行计算分析,研究结果表明,计算的巡航设计点的阻力及大攻角下的气动力系数与试验值吻合较好,达到会议统计分析平均水平.计算结果表明,所采用的结构网格求解器WiseManPlus软件计算精度较高,适用于大型民机高速巡航及抖振现象的数值模拟研究.     

面向非结构混合网格高精度阻力预测的梯度求解方法

针对非结构混合网格的特点,通过改进传统的Green-Gauss梯度求解方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的节点型Green-Gauss梯度求解方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析。改进后的梯度求解方法残差收敛更好,下降量级更多,阻力系数和试验吻合更好,激波区域压力分布和分离区域流场细节的模拟更精确,说明改进后的梯度求解方法有效提高了程序的鲁棒性和阻力预测精度,验证了方法的有效性。采用改进后的方法对第5届AIAA阻力预测研讨会的通用研究模型（CRM）进行了详细的模拟分析,结果表明：改进的梯度求解方法更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

DLR-F4翼身组合体的阻力计算

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度，本文采用LU—SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin—Lomax代数湍流模型，数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR—F4翼身组合体的绕流流场，综合分析了easel和case2的气动力的计算结果，并与NASA Christopher L．Rumsey采用CFL3D6．0和AFRL/VAAC Don W．Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明，本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波，边界层干扰的模拟精度，今后要重点加强湍流模型的应用研究。     

运输类飞机巡航阻力CFD计算分析

针对运输类飞机设计过程中的巡航阻力准确预测问题,采用基于多块结构网格求解三维雷诺平均Navier-Stokes方程的并行流动求解器“CCFD-MB”,对AIAA阻力预测小组提供的典型运输类飞机DLR—F6翼身构型进行了CFD计算分析,比较了小同规模网格及不同湍流模型对计算结果的影响;并通过与DLR-F4翼身构型计算结果...     

RAE2822翼型跨音速流动CFD计算的可信度分析

采用格点格式的有限体积法对RAE2822翼型的气动特性进行了粘流数值模拟,流动模型为雷诺平均NS（RANS）方程。在此基础上系统研究了不同网格类型以及不同湍流模型的计算精准度。通过与经典的试验数据进行确认研究,得出了适宜二维跨音速粘性流动计算的网格拓扑分布规律,并总结出了适宜的湍流模型。     

考虑数值离散误差的湍流模型选择引入的不确定度量化

在流体力学数值模拟过程中存在着多种来源的不确定因素,科学、定量地描述这些因素对模拟结果的影响对模型确认、工业产品设计优化和性能评估等过程十分重要。数值离散、模型选择和模型预测偏差是模拟过程中3种重要的不确定性来源,为将这3种不确定性因素对模拟目标量的影响统一考虑,发展了考虑数值离散误差的贝叶斯模型平均方法。首先,通过对数值离散解和网格尺度进行拟合完成数值离散误差估计,得到每个备选模型真实解的置信区间。然后,通过嵌套方法和条件优化算法,结合贝叶斯模型平均方法构建目标量的概率盒,定义目标变量累积分布函数的上、下限,以此分析其置信区间。最后,针对NACA0012低速绕流和CHN-T1跨声速绕流问题,给出了同时考虑上述3种不确定性因素之后升、阻力系数的置信区间分析示例。     

基于广义Richardson外插方法的阻力预测精度分析

利用计算流体力学(CFD)方法预测阻力是飞行器气动设计中的关键环节。采用广义Richardson外插方法分别对数值方法预测二维简单构型的压差阻力、摩擦阻力和三维复杂构型的总阻力的精度进行了分析。在NACA 0012翼型无黏绕流和平板湍流边界层两个算例中验证了NSAWET程序和广义Richardson外插方法,分别得到数值算法预测压差阻力和摩擦阻力能达到的名义精度。进而模拟三维通用研究模型(CRM)翼身组合体绕流,得到的阻力名义精确值在DPW 5的统计误差带范围之内;综合DPW 5的计算结果来看,不同CFD解算器的结果之间存在一定差别,阻力预测精度总体上不符合二阶。可见,标准Richardson方法采用的二阶精度假设难以普遍适用,有必要采用广义Richardson外插方法得到名义精度。针对不合理的名义精度,采用Roache建议的方法加以限制。广义Richardson外插方法有助于提高误差分析的合理性,可以进一步降低网格对阻力预测的影响。     

翼型几何模型对边界层转捩预测精度的影响

对飞行器表面的边界层转捩现象进行准确地预测,是设计高性能层流翼型的关键。基于边界层数值模拟和现代CFD技术的特点,选取与SSTk-ω湍流模型相耦合的γ-Reθt转捩模型,对不同类型的翼型边界层转捩进行预测。结果表明:在转捩计算过程中出现的摩阻曲线震荡,是由翼型表面计算网格不光顺所引起的;提高翼型几何模型光顺程度能够在不同程度上提高翼型气动特性的计算精度,并能得到更加准确的转捩预测结果。