关于“跨音速流的边界积分法”一文的某些问题

 最近杨岞生教授和J.C.Wu教授提出了一种跨音速流的边界积分法。该方法以脉冲压强为基础建立非线性可压缩位流的边界积分表示式,利用边界元法给出了二维、三维机翼跨音速位流的计算方法。我们认为文献[1]在推导该方法的基本方程（即主管脉冲压强的方程）和求此方程的基本解这两个方面存在一些问题。     

无粘跨声速绕流的有限元法和界积分方程的某些进展

本文对无粘跨声速绕流的有限元法和边界积分方程法的目前进展,特别是对提高跨声速流算法效率起着主要作用的成果,例如普适元素和块结构有限元网格生成技术有限元解法的多重网格技术、SUPG有限元法、GRMES算法和可压流的完全边界积分方程法等方面作了回顾和评介。     

翼型大攻角绕流的数值模拟

以求解二维N-S方程数值模拟NACA0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。采用LU-ADI格式计算,为提高格式的稳定性在隐式和显式部分分别添加了2阶和4阶人工粘性项。应用BaldwinLomax湍流二层代数模型模拟了大攻角时前缘分离涡的形成,旋涡对流及其非定常现象。在某些Mach数和攻角下NACA0012翼型的湍流解具有周期性。通过比较,本文数值计算结果同实验及国外相应的数值计算结果基本吻合。     

解不可压N—S方程的PCIMG法

本文提出了一种解不可压N-S方程的预测、修正、迭代、多重网格法。这种算法程序简单,结果精确及收敛快速。     

关于“跨音速流的边界积分法”一文的再商榷

<正> 航空学报第10卷第3期上刊载了三篇文章,展开了对杨岞生、吴镇远的“跨音速流的边界积分法”一文的讨论。文献[4]对文献[2,3]提出的问题进行了答辩。在答辩的文章中主要谈了文献[1]只是以冲量场出发建立边界上可压流与不可压流ρν之间的关系。我们认为,对于任何流体力学问题,制约流场的基本方程和边界条件是紧密相联的整体。原作者在文献[4]中承认:“对于可压位流,实际定常流场的ρν与冲量流场的ρν不同”,但仍利用冲量流场来建立边界上可压流与不可压流ρν值的关系。因此,边界     

逆风因子法在非正交曲线坐标系中解不可压N-S方程中的应用

所谓的逆风因子法就是分别用二阶精度公式计算出对流项和扩散项的贡献,然后按此两项贡献的比值来确定一个逆风因子,来保证对流扩散方程数值解的精度和稳定性。这种逆风因子法是作者在用有限元素法解不可压N-S方程中提出来的。本文将逆风因子法应用于在非正交曲线坐标系中用有限差分法解不可压N-S方程。      

叶轮机粘性流矢量方程在曲线坐标系中展开的新方法和数值计算

本文讨论在非正交曲线坐标系中 ,粘性流矢量方程一种新的展开思路。应用这种展开方法可以得到项数减少很多的展开式 ,便于工程计算。文中同时给出了可压缩与不可压缩方程的展开式 ,给出了统一方程表达式。最后对二维不可压叶栅粘性流和三维可压叶栅粘性流进行了数值计算 ,计算表明本文给出的新展开方程是有实用价值的     

旋转坐标系中可压缩湍流的基本方程和湍流模型

本文在可压缩湍流瞬时量基本方程的基础上,用质量加权平均的概念,推导了旋转坐标系中可压湍流流动的连续方程、动量方程和能量方程。进而导出了旋转坐标系中可压湍流的应力输运方程、脉动平均动能方程和湍流耗散率输运方程。这些方程中包括了由旋转引起的 Coriolis力和离心力的作用项。这些方程是在旋转坐标系中研究平均 N-S方程求解湍流流场和研究湍流模型的基础。      

自适应直角坐标网格方法在对流换热数值模拟中的应用

复杂几何边界是对流换热计算面临的主要难点之一。自适应直角坐标网格方法可以比较方便的处理复杂几何边界,但其应用目前主要集中于可压无粘流的Euler方程、可压粘性流的Navier-Stokes方程的外部绕流计算。本文应用自适应直角坐标网格方法计算了两个不可压内流对流换热算例,并把计算结果同商用CFD软件STAR-CD的计算结果进行了对比。自适应直角坐标网格方法在本文的两个算例中得到了同STAR-CD一致的结果。这说明采用该方法数值模拟对流换热问题是适用的。      

叶轮机械失速颤振的全三维数值分析方法

给出了建立在全三维N-S方程求解基础上的叶轮机械失速颤振分析的数值方法。包括用定常N-S方程求解三维粘性失速流和用三维N-S振幅方程求解三维粘性失速振荡流。为了验证方法的准确性, 用压气机环形叶栅的失速流实验和振荡叶片振荡流场的实验作了对比, 同时应用本方法分析了某30万千瓦汽轮机末级叶片的失速颤振。      

带有分离的二维可压粘性喷管流动计算

采用二维、时变、可压纳维-斯托克斯(N-S)方程计算喷管流动。流动可为无粘、层流或湍流。湍流模型可采用代数混合长模型,一方程和二方程模型。喷管形状为二维(平面或轴对称)。计算网格内点采用MacCormack显式格式。采用局部细网格,快速解法以及时间间隔光滑方法,以加速高雷诺数下收敛。边界点采用参考平面特征线格式计算,粘性项作为源项处理。给出了初步算例结果,与其它计算和实验数据比较,符合良好。     

不同马赫数的无粘和粘性流动高阶精度隐式计算方法

 应用隐式时间推进法对不同马赫数的无粘和粘性流动进行数值分析,给出了基于预处理方法的高阶精度隐式求解方法。方程离散采用改进的高阶精度对流迎风分裂格式。该方法通过求解曲线坐标系可压缩Euler和 Navier-Stokes方程,对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动的典型问题进行了数值分析。计算结果与文献的数值结果或实验数据对比分析表明,该方法对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动问题进行数值分析是可行而有效的。     

用边界元法研究非保守力系下杆的稳定性

 本文采用边界元法,研究了完全弹性支持杆,在均布的和集中的跟随压力作用下的稳定性,给出了结构失稳的临界载荷和两种失稳形式（颤振失稳和发散失稳）的转变随边界条件变化的一般规律,以及加载方式（载荷分布情况）对临界载荷和失稳形式的影响,说明了边界元法对解决非保守稳定问题的有效性。     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

可压缩流动SIMPLE算法压力修正方程边界条件处理探析

可压缩粘性流体Nivier-Stokes方程SIMPLE算法求解中压力修正方程起着关键的作用.提出从连续性方程本质出发确定压力修正方程边界条件的方法.通过对双圆弧(凸包)通道内流场的计算验证了方法的正确性.     

粘性超声速绕体流动的有限谱法计算

首先推导出粘性可压缩流体动力学基本方程组在广义坐标下矢通量分裂的一般形式，并将有限谱ENO格式用于求解超声速流动问题。通过典型算例，验证了这一格式的精度和稳定性。然后进行了圆柱和机翼超声速绕流的数值模拟，得到了与实验和其他计算相符的结果。这表明有限谱法不单具有精度高，应用灵活等多方面的优点，而且突破了传统谱方法全域性的局限，可以成功地应用到一般形状流场可压缩流动的数值计算中。     

压气机轮盘孔边应力的边界元分析

 本文根据压气机轮盘的轴对称问题,取出轮盘包含孔的一个扇形部分,以有限元法计算的结果作为扇形部分的边界条件,采用边界元法计算轮盘孔边的应力。这与直接用有限元法计算结果对比表明,边界元法具有数据准备工作量小、方便,计算点选择灵活,计算精度高等优点,用于计算孔边的应力集中问题是有效的。文中还推导丁常单元的二阶差分逼近式,用以求解边界上的应力。     

声波与剪切流作用的数值模拟

基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征      

任意翼型有小分离气泡跨音速绕流的迭代算法

 本文给出一种带小分离气泡的任意翼型粘性跨音速绕流的计算方法,采用有粘-无粘干扰迭代的概念。无粘流的全速势方程用AF差分格式在保角变换法生成的计算网格中求解,粘流附面层方程用C-S盒式法求解,用逆算法消除分离点处的奇性。本文对Ma_∞=0.8,Re_∞=2×10~6,迎角α=3.5°和4°的NACA64A010翼型粘性绕流进行了计算,结果与实验相比较,吻合良好。     

A Preconditioned Multigrid Method for Efficient Simulation of Three-dimensional Compressible and Incompressible Flows

将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 Choi-Merkle 矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景