可压缩粘性流动笛卡尔网格虚拟单元方法研究

以二维高雷诺数可压缩粘性流动问题为背景,提出了一种全新的笛卡尔网格虚拟单元方法。基于壁面函数基本假设,构造了壁面函数-虚拟单元方法(WF-GCM),用于定义湍流壁面边界条件。引入参考点的概念计算虚拟单元上的基本变量与湍流变量值,定义了"非贴体"笛卡尔网格下的湍流壁面边界条件,并通过壁面函数模型修正近壁面单元与界面单元。基于自适应笛卡尔网格体系,采用发展的具有二阶精度的格心格式有限体积求解器,数值模拟了跨音速RAE2822翼型绕流问题与超音速圆柱绕流问题,计算结果与实验值吻合良好,显示了WF-GCM对高雷诺数可压缩粘性问题是有效的。     

自适应笛卡尔网格超声速黏性流动数值模拟

复杂外形/流场的高质量网格的生成往往需要占用大量人力资源,而自适应笛卡尔网格方法能够自动化生成高质量网格,具有很好的工程实用价值和应用前景。基于笛卡尔网格方法,采用叉树数据结构进行数据的存储和访问,分别从几何特征和流场解特征出发进行网格的自适应加密和粗化,发展了一种二维情况下自动、高效的自适应笛卡尔网格生成方法。从浸入边界方法出发,结合虚拟镜像对称方法和曲率修正技术进行黏性物面边界条件的处理,同时建立了多值点问题的处理技术,发展了一种在笛卡尔网格下可有效模拟黏性物面边界条件的方法。针对自适应笛卡尔网格非均匀的特点,发展了悬挂网格的处理方法,并构建了适用于自适应笛卡尔网格的黏性数值求解器。通过典型算例的考核,验证了所发展的自适应笛卡尔网格生成技术和构建的数值求解器具有较高的精度和可靠性。     

基于粘性笛卡尔网格的N-S方程计算

本文采用基于叉树数据结构的粘性笛卡尔网格求解N-S方程。为了使网格的分布更为合理,采用基于物体几何外形的方法对网格进行自适应加密。在物面处采用光顺、投影、分割加密的方法保证了物面处网格的正交性与贴体性,从而生成高质量粘性笛卡尔网格。将有限体积法应用于粘性笛卡尔网格求解N-S方程,采用了SA紊流模型。算例计算结果与实验数据符合良好。     

基于Euler方程的三维自适应笛卡尔网格应用研究

本文采用非结构自适应笛卡尔网格和有限体积法求解了三维Euler方程。在网格生成过程中，采用了基于模型几何数据、模型表面曲率和流场特征为基础的网格自适应生成及加密方法，采用模型特征恢复技术保证了计算模型与原始外形的一致。在计算中，将以中心差分为基础的Jameson有限体积法在三维笛卡尔网格中进行了推广。本文中对导弹、歼击机等复杂问题进行了数值实验，计算结果与风洞实验结果符合良好，并在工程实际中成功应用。     

预处理方法在混合笛卡尔网格中的应用研究

使用基于混合笛卡尔网格的预处理方法,对低马赫数下的定常/非定常流动问题进行了数值模拟研究。网格生成中,在物面附近生成贴体结构网格,其余计算区域使用笛卡尔网格进行填充,两套网格之间通过查找"贡献单元"实现流场数据间的传递。同时,使用基于密度的预处理方法,发展了一套可求解从低速(极低马赫数)到常规马赫数的N-S方程求解器,时间离散使用隐式双时间步LU-SGS格式,空间离散使用具有二阶精度的格心格式有限体积方法。非定常流动问题的数值模拟过程中,使用逆距离插值来进行新现网格单元上流场参数确定。通过对NACA0012翼型在低马赫数下的定常绕流和动态失速问题的数值模拟研究表明:使用预处理方法能够加快低马赫数下数值计算的收敛速度和提高计算的准确性,基于混合笛卡尔网格的N-S方程求解器能够模拟包含运动边界的低速不可压非定常流动问题。耦合预处理技术的混合笛卡尔网格方法给包含低速和常规马赫数的复杂运动边界问题的求解提供了新的思路。     

一种适合于旋翼涡流场计算的非结构自适应嵌套网格方法

针对旋翼涡流场的特点,提出了一种新的非结构自适应运动嵌套网格方法。在该运动嵌套网格方法中,贴体网格采用非结构网格,背景网格使用可自适应的笛卡尔网格,以便发挥非结构网格的形状描述能力和笛卡尔网格的空间自适应优势,方便网格生成过程并提高计算精度,同时克服在物体表面附近自适应笛卡尔网格生成工作量大和过程烦琐的不足。在此基础上,使用求解N-S主控方程的方法,分别对旋翼的悬停和前飞流场进行了数值模拟,计算结果表明本文的非结构自适应运动嵌套网格方法对提高旋翼涡流场的细节捕捉能力和计算精度是很有效的。     

基于混合笛卡尔网格方法的扑动翼型数值模拟

针对单体扑动翼型与前扑动/后静止串联布置的双翼型发展了适用于运动边界问题的非定常混合笛卡尔网格方法,并进行了数值模拟研究.在物面附近使用贴体结构网格,外部使用自适应笛卡尔网格来填充,使用最近“贡献单元”方法来实现两套网格之间的信息传递.发展了一套非定常可压缩求解器,使用格心格式2阶精度的有限体积方法实现空间离散,使用隐式LU-SGS双时间步方法实现时间离散.物面边界运动过程中,在贴体网格外边界进行笛卡尔网格的动态几何自适应,使用逆距离插值方法进行新鲜网格单元参数的确定.对扑动翼型的研究重点关注了推力系数与推进效率:除却很小的扑动幅值与减缩频率的工况,在单体扑动翼型后部一倍弦长处放置一个静止翼型能够增大推力系数;但推进效率的改变较为复杂,与扑动的幅值以及减缩频率相关.     

基于混合笛卡尔网格的翼型绕流数值模拟

在对重叠网格技术研究的基础上,一套以笛卡尔网格为主体、贴体的结构网格为特殊固壁边界的混合笛卡尔网格(Hybrid Cartesian Grid,HCG)生成方法得到了发展,同时基于流场特征的笛卡尔网格自适应技术和有限体积方法的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)的数值求解方法也得到了开发。通过对经典跨音速RAE2822翼型、双NACA0012翼型和高升力两段NLR-7301翼型进行绕流数值模拟,获得了较好的结果,验证了方法的可行性与精确性,为研究二维复杂外形流动问题提供了一种解决方法。     

小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究

在较大迎角范围，如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性，并与飞行值相关，始终是国际航空界致力解决的重大问题，本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法，对支架，洞壁、进气，喷流，雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正，并计及配平影响，从而比较准确地预计出全尺寸收音机的非线性气动特性，预计值与试飞值相比较结果验证了本项研究的可靠性和实用性。     

直升机机身大角度气动特性计算与试验相关性研究

计算直升机大角度飞行状态的飞行性能、品质和载荷需要大迎角和大侧滑角的机身气动特性数据作为设计输入,在直升机研制过程中,这些数据通常采用风洞试验和CFD计算的方法来获得。为了研究上述两种方法得到的气动特性数据之间的相关性,采用CFD方法计算了3种不同构型的直升机机身大角度状态的气动特性,并与风洞试验结果进行了对比分析。分析结果表明,CFD计算得到的大角度状态气动特性结果变化趋势与风洞试验结果一致,两者的差值在部分迎角或侧滑角时比较大,而两者的比值基本不随迎角或侧滑角的变化而变化。研究结果可为大角度状态气动特性CFD计算结果修正和CFD计算方法在直升机研制中的应用提供参考。     

基于非结构网格求解器的CHN-T1 标模气动特性计算研究

高可信度计算流体力学(CFD)技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中,但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模,采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算,并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外,还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响,以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明,TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好,计算结果完全位于试验值误差带内,验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。     

一种新的边界处理方法在笛卡尔网格中的应用

采用自适应笛卡尔网格方法求解Euler方程,固壁边界条件通过一种离散强迫浸入边界方法引入,边界切割网格与流场网格保持一致,从而有效解决了小切割网格单元的时间步长限制问题.针对自适应笛卡尔网格的特点提出了新的虚拟点反射方法和插值方法,解决了数值吸力峰值问题.对RAE2822翼型、双NACA0012翼型和Suddhoo三元翼型的流动状况进行了无黏数值模拟,并与现有的理论解、单域以及分区结构网格解进行了对比.结果表明:该离散强迫浸入边界方法有效地引进了固壁边界条件,结合自适应笛卡尔网格技术能够准确模拟复杂几何外形下的流动状况.      

低速风洞试验腹撑支架干扰分析

支架干扰修正在风洞试验数据修正体系中是很重要的环节,支撑系统对整个风洞流场的干扰是不可避免的,有些气动数据的测量值甚至会严重偏离真实结果,所以支架干扰修正方法一直是风洞数据处理的关键。常规的低速风洞试验一般采用腹撑支杆,对于支架干扰的修正一般采用试验映像两步法。对某型运输飞机低速风洞试验的支架干扰修正进行分析,数值模拟了支架对风洞流场环境的影响,研究了现行风洞数据支架干扰修正体系。     

一种考虑静气动弹性的气动特性修正方法

基于CAE-DNW correlation workshop 提供的两个数模构型———标准构型CAE-AVM Base与CAE-AVM DZ构型进行研究。 CAE-AVM DZ构型是CAE-AVM Base构型在风洞试验时产生静气弹形变后的真实构型。采用SST湍流模型,预测CAE -AVM Base构型与构型CAE-AVM DZ的流动状态,分析流动现象,并研究风洞实验中气弹变形干扰下气动数据修正方法。与试验数据对比,验证计算状态,并对气弹数据修正进行进一步的改进,得到一套适用于关联CFD结果和风洞试验结果的数据修正方法,即在同升力系数下进行数据的关联修正。     

基于轴对称比拟的高超声速飞行器表面热环境数值与工程耦合算法研究

基于轴对称比拟概念,发展了一套笛卡尔坐标系下的高超声速飞行器气动热环境计算方法。首先利用有限体积法数值求解Euler方程获得较为准确的边界层外缘无粘流场参数,然后基于有限元的四节点单元变换方法,直接利用笛卡尔坐标系下的三维速度分量计算无粘表面流线和尺度因子;在获取无粘表面流线和尺度因子的基础上,利用Zoby、Moss和Sutton提出的热流公式计算表面热流,从而实现数值算法和工程算法的耦合。将上述方法用于求解球锥在攻角分别为0°、8°和16°时的表面热流,并将计算结果同经典流线法结果及实验值进行比较,从而对方法进行考核验证。结果显示:本文计算结果与实验值吻合的较好,计算精度较经典流线法有较大提高。     

考虑空间三维模态及振型修正的高耸结构风振响应分析

采用某假想格构式高耸结构电视塔的高频天平测力风洞试验结果,在对其进行半刚性处理的基础上,用六种不同的方法分别考虑空间三维模态、非直线振型及各方向气动载荷耦合等因素,并考虑单方向一维直线振型的风致位移响应计算结果,在五个不同风向角下进行了电视塔顶部位移均方根响应的对比分析,对比结果表明五个风向角工况下得到的结论基本一致,对比本文算例考虑空间三维模态、非直线振型及各方向气动载荷耦合等因素,进行修正计算的结果在x和y方向减少近21%～37%。相比而言仅考虑振型修正的结果,比仅考虑三维空间振型耦合或基底气动载荷的相关性所产生的差异要大。     

基于笛卡尔网格的非定常气动力计算

在非结构自适应笛卡尔网格基础上构建了一种基于笛卡尔动网格的非定常气动力计算方法。为了适应非定常流场对网格品质要求较高的特点,网格生成采用了基于几何外形、模型表面曲率为基础的自适应生成及加密方法。采用显格式龙格库塔推进方法和中心格式空间离散的有限体积法对NACA0012翼型,三维机翼的跨音速刚性振动进行了数值模拟。对伪时间收敛精度控制,真实时间步长对结果的影响进行了讨论。将计算结果与试验数据进行了比较,得到了良好的效果。     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

基于自适应笛卡尔网络之三维标模气动特性的数值模拟

应用CAD建立M6机翼、ACARD-B1标模的几何模型，应用基于自适应笛卡尔网格的CEMCFD431和CART3D平台对上述两个模型进行了亚、跨、超三音速流场的数值模拟：对欧拉方程用有限体积法进行离散，运用自动及人工干预网格细化、多重网格技术的加速收敛、选用五步RUNGE-KUTTA时间推进格式，计算得到两个模型的有关气动特性，结果与中航气动院FL-1风洞的试验结果以及由Schmitt和Charpin的试验结果作对比，两者吻合较好。     

民机高速风洞试验的阻力雷诺数效应修正

在飞机设计阶段,获得准确的气动特性数据对设计者是十分重要的,采用缩比模型的风洞试验是主要途径之一。但是风洞条件限制了试验的Re数,从而影响了对跨音速巡航阻力的评估,因此需要对风洞试验结果的阻力进行Re数效应修正。分析了风洞试验结果阻力的误差构成,提出了Re数效应修正的风洞试验数据基础;进一步就跨音速巡航阻力的构成进行分析,论述了对最小阻力和升致阻力分项修正的方法,并对修正结果进行了验证,得到了一种可靠的工程方法。