基于CE/SE法的翼型流场激波捕捉计算

在二维四边形结构网格下,针对时空守恒元和解元(CE/SE, space-time Conservation Element and Solution Element)方法捕捉激波需要双倍空间网格点的问题,重新对守恒元和解元进行了定义,计算点同时包含单元中心和网格节点,并推导得到了新的CE/SE方法的计算公式.以此为基础,结合非敏感克朗数(CNIS, Courant Number Insensitive Scheme)计算格式和当地时间步长方法,对激波翼型流场进行数值模拟,并与原方法及AGARD报告进行对比.结果表明,对原CE/SE方法的改进是有效的,可明显提高激波分辨能力,并且激波前后无明显的数值震荡发生,新方法适合应用于翼型流场中捕捉激波.     

运用一维太阳风MHD CE/SE模型预报行星际激波到达时间

在一维太阳风磁流体(MHD)数值模拟中, 应用时空守恒元和解元(Conservation Element/Solution Element, CE/SE)方法, 建立了一个行星际激波扰动传播模型(1D-MHD (CE/SE)模型), 用来预报行星际激波到达时间. 收集了1997年2月至2002年8月间的137个激波事件, 对激波到达地球轨道附近的传播时间进行了预测, 并将预报结果与STOA, ISPM, HAFv.2以及SPM模型所得结果进行比较. 对于相同的样本事件, 1D-MHD (CE/SE)模型给出的渡越时间平均绝对值误差并不大于其他4个模型, 且该模型预报的相对误差小于10 %的事件占25.6 %, 小于30 %的事件占69.3 %, 小于50 %的事件占87.6 %, 其预报精度与其他模型相比基本相当. 这表明该模型在空间天气的激波到达时间预报方面有潜在的应用价值.      

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

联合射流控制技术的增升效果和机理

数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离.     

跨音速翼型的气动最优化设计方法

将计算流体动力学(CFD)与最优化技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出了数值模拟.再利用几何、流动和最优化控制方程,反复迭代求得在一定约束条件下气动性能最优的翼型.本文以NACA0012为原始翼型,选取两种设计工况,都取得了满意的结果.     

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

绕AOTV高超音速流场的数值计算

本文采用实质上为二阶精度的隐式无波动、无自由参数耗散(NND)差分格式结合Steger-Warming矢通量分裂方法求解N-S方程,对AOTV外型的高超音速绕流进行了模拟。在计算中,对脱体激波采用了捕获法。作为验证,首先计算了二维圆柱绕流,并同文献[1]的数据进行了比较,取得了满意的结果,算例的计算结果还表明,采用本文的方法对激波的模拟具有较高的分辨能力。     

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

提高k-ωSST模型对翼型失速特性的模拟能力

采用CFD软件fluent,k-ω SST模型对S825翼型进行了二维数值模拟.针对k-ω SST模型对翼型分离失速特性模拟不准的情况,对分离区域内湍流的强非平衡输运特性进行了分析.研究表明:原始模型由于不能准确模拟分离区内湍流的强非平衡输运特性,导致其对翼型失速特性模拟失效;提出了通过修正模型系数a₁及β_∞^*,提高k-ω SST模型预测非平衡湍流输运特性的方法,从而提高对翼型失速特性的模拟精度.     

用GAO-YONG湍流模式对翼型跨音粘流的数值模拟

应用GAO-YONG可压缩湍流模式,数值模拟了NACA0012,RAE2822翼型的定常跨音速粘流算例.对流项采用三阶ROE格式,扩散项采用二阶中心格式,用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果很好地预测了翼型表面的压力系数的分布、激波的位置、马赫数等值线的分布等情况,并且对翼型表面激波与边界层相互干扰以及层流向湍流的转捩问题进行了分析计算.计算结果与实验值符合很好,表明GAO-YONG可压缩湍流模式应用合适的计算方法能够高精度模拟翼型跨音粘性流动问题,并且基于GAO-YONG可压缩湍流模式各向异性湍流粘性的机理,提供了一种预测转捩起始位置的判别方法.      

多段翼积冰的数值模拟及防冰预测

为研究飞行器翼面积冰预测问题,通过对积冰形成机理的分析,提出了基于经典Messinger模型的积冰表面传质传热的改进模型;通过引入对多段翼空气流场的插值计算,建立了多段翼翼面积冰预测模型;考虑防冰系统向翼面控制体带入的等效热功率,提出了防冰条件下的积冰预测方法.通过对算例的分析对比,数值模拟计算结果与实验数据基本吻合,表明本文提出的结冰计算模型合理,能够用来进行积冰预测分析,为进一步研究翼面结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础.      

不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究

在低马赫数下, 对三种不同相对厚度的NACA系列基本厚度翼型在俯仰振荡运动中的动态失速现象进行了数值研究.数值模拟时采用双时间法和LU-SGS隐式解法相结合的模式求解了非惯性坐标系下的非定常纳维-司托克斯(NS)方程组, 空间离散采用Roe格式,并结合刚性动网格生成技术.采用全湍流计算,通过引入BL(Baldwin-Lomax)模型计入湍流影响.计算出的气动力迟滞曲线与实验结果变化趋势符合较好,表明了数值方法的有效性,同时通过比较和分析不同厚度翼型在轻失速和深失速下的流场结构,发现绕翼型的失速旋涡产生和发展规律是明显不同的.      

二维非结构网格的可压缩Euler方程流场解

讨论了非结构网格的生成方法,用Delaunay三角化方法和推进阵面法相结合的方法生成了非结构网格,提高了生成非结构网格的自动化程度和网格的质量.用有限体积法在非结构网格中求解了二维可压缩Euler方程,给出了单段翼形和两段翼型的算例,并与实验结果进行了比较和分析.     

基于NACA0030的波纹状翼型气动特性探索

相对于光滑翼型，波纹状翼型的气动特性呈现出一些独特现象。为了深入探索这种布局的气动特点，在前期风洞试验的基础上，以NACA0030翼型为基础，设计了一组具有不同外形特征的波纹状翼型，开展了非定常数值模拟工作，详细研究了低雷诺数（Re=12×104）流动情况下波纹状外形对流场涡流结构和总体气动特性的影响规律。计算结果表明:相对于光滑翼型，波纹状翼型流动的分离流现象更明显，升力和升力线斜率有明显下降，但推迟了失速现象。波纹状翼型表面越光顺，气动特性越接近于光滑翼型。虽然波纹状翼型的压差阻力大于光滑翼型，但是波纹状外形产生的回流可以减小摩擦阻力。      

结构/非结构网格中的数值优化计算

非结构网格因其在处理外形方面所具有的特殊优越性而倍受关注.在结构/非结构网格中做了粘性流动的数值优化计算,优化计算包括单目标和双目标气动优化,以及反设计计算,即从初始翼型不断修型而实现给定翼型的外形及压力分布的目标.算例及其结果分析证明了该方法用于翼型的修型和设计计算的有效性.      

基于润滑理论的二维积冰数值模拟

将基于润滑理论的水膜-冰层模型推广到在任意二维截面上建立的正交曲线坐标系,得到描述二维型线表面水膜流动和积冰的偏微分控制方程.采用一种隐式-显式有限差分格式建立控制方程组的代数形式,给出求解非稳态控制方程组的数值方法.为验证模型和数值解法的有效性,在典型的航空积冰和传输线积冰环境下对翼型和传输线表面的积冰算例进行数值模拟.将水膜-冰层模型的冰形计算结果与传统Messinger模型的模拟结果以及冰风洞试验结果进行对比,低温明冰条件下采用当前方法计算的翼型表面冰形接近于Messinger模型的模拟冰形曲线;相对高温条件下的计算结果比传统Messinger模型更为精确.低速积冰环境下Messinger模型难以模拟的传输线表面积冰同样可以采用水膜-冰层模型进行有效 预测.