γ-Reθ转捩模型在二维低速问题中的应用

介绍了基于当地关联的γ-Reθ转捩模型.通过Spalart建议的环境源项法对自由流湍流度衰减的有效控制,实现了该转捩模型的实用化.利用中国空气动力研究与发展中心的TRIP软件平台上实现的该转捩模型,对S809翼型、NLR7301两段翼型和30P30N三段翼型3个低速翼型绕流问题进行了计算,将不同迎角下的计算结果与试验结...     

30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。     

采用TRIP2.0软件计算DLR-F6构型的阻力

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了DLR-F6构型,主要目的是通过计算DLR-F6构型的安装阻力考察TRIP2.0软件的数值模拟精度,并为运输机构型的气动特性计算积累经验.本文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AIAA CFD Drag Prediction Workshop II(DPWII),对比计算结果采用了CFL3D的结果.本文详细研究了网格密度、湍流模型对DLR-F6翼身组合体和翼/身/架/舱复杂组合体两种构型的的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.本文采用SST两方程模型计算两种构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影响较小.     

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。     

WCNS格式在梯形翼高升力构型模拟中的应用研究

采用5阶精度的有限差分格式WCNS-E-5,对梯形翼高升力构型进行了数值模拟。研究了网格收敛性,WCNS格式对网格的依赖性更小。得到了与实验结果相一致的气动特性和压力分布。通过与一些著名CFD软件的计算结果比较表明,相比二阶格式,WCNS格式模拟高升力构型有明显优势,特别在失速迎角附近对流动结构的刻画更准确。同时,验证了程序对复杂外形的模拟能力和鲁棒性。     

基于径向基函数改进的Delaunay图映射动网格方法

为了提高大变形下动网格生成的效率和质量,基于径向基函数插值技术对原始Delaunay图映射动网格方法进行了改进。首先通过带多项式的径向基函数插值方法计算出背景网格远场边界点的位移;然后将背景网格位移插值到计算网格;最后利用衰减函数将计算网格远场位移衰减为零。基于矩形旋转网格变形实例比较了改进方法与原始Delaunay图映射动网格方法之间的差别,并研究了径向基基点数目和衰减函数类型对变形网格质量的影响。矩形旋转网格变形实例说明该方法能够精确恢复出Delaunay背景网格的旋转特性。NACA 0012翼型、NLR 7301两段翼和M6机翼网格变形算例进一步证明,通过添加控制点,该方法能够不重构背景网格实现大变形下高质量动网格的生成。     

基于解耦算法的化学非平衡流并行数值模拟

化学非平衡流的数值模拟需要求解化学反应源项,而详细化学反应机理中各个基元反应的时间尺度相差显著,因而导致空间离散后形成刚性常微分方程组,其求解计算量巨大。为此,在非结构有限体积法化学非平衡流解耦算法的基础上,进一步采用基于MPI的并行计算实现大规模化学非平衡流数值模拟的加速,从而为进一步求解复杂的工程应用建立条件。由于基于解耦算法的求解器中计算量最大的化学反应源项求解是基于各个单元格心变量实现,每个时间步求解时不需要进行交互,因此便于实现分区并行计算。经典的激波诱导振荡燃烧算例的数值模拟表明,开发的并行求解器具有较高的计算精度和良好的计算效率,并且由于其较低的内存需求,具备进一步开发图形处理器(GPU)计算能力的基础。     

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。     

多重拼接网格技术应用研究

利用多重拼接网格技术对三种不同类型的计算外形进行了内外流场的数值模拟,并将计算结果与单重对接和单重拼接的结果进行了对比,计算结果表明多重拼接网格技术在没有降低计算精度的情况下,大大简化了网格生成,同时可以把计算速度提高一个量级左右,取得了令人满意的效果。     

CRM翼身组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼身组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细、极细四套网格,网格规模从"粗网格"的2 578 687个网格点逐渐扩展到"极细网格"的65 464 511个网格点。研究了设计升力系数下,网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响,采用"中等网格"开展了抖振特性的数值模拟研究。通过与二阶精度的计算结果、DPW V统计结果和部分试验结果的对比分析,高阶精度数值模拟结果表明,阻力系数计算结果与DPW V统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响;迎角为4°时,升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。