有限体积法的分析与改进

本文对以Jameson为代表提出的常用的一种有限体积法进行了较深入的分析，指出了它的适用范围，网格对计算精度的影响并提出了改进措施。算例表明本文提出的分析与改进措施是正确、有效的。     

螺桨滑流对全机绕流干扰的数值计算

 数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显影响 ,使全机力矩特性产生较大变化。计算结果与实验值吻合良好。该方法对单发或多发螺桨飞机均适用     

三维直角叉树切割网格Euler方程自适应算法

基于叉树数据结构，实现了一种用于三维直角叉树切割网格的自适应算法，包括对几何外,形以及对流场计算的自适应网格加密技术。在初始网格的生成过程中，根据相邻网格的物面法向向量间的差值，进行针对外形的自适应网格加密；在流场计算中，根据相邻网格间选定物理量梯度的变化，进行针对流场的自适应网格加密。详细地描述了三维直角叉树切割网格的生成过程，以及以任意网格的切割细分算法。在自适应过程中，分别采用了八叉树和全叉树的数据结构，八叉树是基本的数据结构，而全叉树的采用，使网格具有了各向异性的特征，从而大大的减少了自适应网格的数量。采用中心有限体积法，求解Euler方程，并运用上术方法，完成了对外形和流场的逢适应网格加密算法，获得了较好的数值计算结果，证明了自适应算法的正确性，体现了直角叉树切割网格自适应技术的有效性和实用性。     

翼型跨音速小扰动势流-边界层计算

翼型绕流的外部无粘流,采用跨音速小扰动速势方程和改进小扰动速势方程对三种差分格式进行对比计算:(1)Murman-Cole非守恒式;(2)守恒式;(3)Engquist-Osher式。在相同的初值条件下,它们的计算稳定性、收敛性和收敛解基本相同,但激波位置(1)在前,(2)在后,(3)在中间。对人工时间阻尼项εφ_(xt)的作用进行了线化分析,所得结论与数值实验结果相符。二级精度格式计算表明:采用这种方案能在几乎不增加计算机时的前提下,大大提高差分计算精度。本文最后采用边界层积分方程法,计算翼型边界层,并与势流进行迭代计算。在弱激波条件下,迭代收敛解与实验值接近。     

嵌补式网格技术在三维增升装置绕流数值模拟中的应用

基于Jameson的有限体积方法，采用多块网格技术求解Reynolds平均N－S方程组，对三维增升装置绕流进行数值模拟。提出了新颖的嵌补式多块网格技术，使得网格生成和流场计算得到了明显的简化。计算结果与实验数据吻合良好。     

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。     

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。     

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程,同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正,得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算,并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明,在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项,明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。     

保角变换在复杂外形网格生成中的应用

保角变换在二维翼型网格生成中已经得到了大量的应用。本文描述保角变换方法生成三角翼翼身组合体，全机标模的计算网格，最后，对实用 残击机外形的网格生成也做了有效的尝试。     

三维机翼可压缩层湍流边界层计算

 从三维时间相依可压缩边界层动量积分方程和平均流动能积分方程出发,将二维可压缩层、湍流边界层积分方程算法推广到求解有限翼展后掠机翼的边界层流动。利用四步Runge-Kutta时间步进方案数值求解积分方程组,并利用当地时间步长加速迭代收敛。文中分析了数值方法的稳定性与收敛性,并考查了横向耗散项对计算结果的影响。算例表明,能获得令人满意的三维机翼定常可压缩层、湍流边界层的计算结果。