一种新的计算非稳态流动的自适应无网格方法

基于带权点填充布点方法,结合指定流场参数梯度的分布,提出了一种新的无网格自适应方法计算非稳态问题。该方法的自适应探测器 E 由节点的权重和参数梯度组成。使用自适应探测器识别出加密或者粗化的区域,形成加密空腔和粗化空腔,然后重新填充布点。新节点的权重由自适应探测器 E 结合该处的梯度大小通过预测-校正迭代算法计算得到。另外,由于参数梯度在激波附近波动范围比较大,所以新节点的权重存在最大值和最小值。首先对预先设置压强梯度的流场区域进行自适应布点,并与传统自适应布点结果进行对比,点云分布图显示所提自适应方法重新生成的点云结构疏密分布更加合理。进一步,将此自适应方法应用于 Riemann 问题和激波碰撞圆柱问题,计算结果表明该方法可以在节点数目较低的情况下显著提高运动激波的分辨率。在激波碰撞圆柱问题中,比较了使用自适应算法和非自适应算法得到相当的结果所使用时间,前者是后者的20.6%,因此该自适应算法在计算效率方面也具有较大的优势。     

目标函数误差估算及网格自适应处理

发展了一种基于目标函数误差估算的网格自适应准则,进而通过网格自适应处理提高目标函数计算的效率和准确性。首先描述了目标函数的误差估算及修正的方法,该方法通过伴随方程将原方程的残值误差与目标函数联系起来。然后,基于误差估算建立网格自适应准则,以减少目标函数修正后的剩余误差,提高目标函数计算结果的准确性,并将方法进一步发展至多目标问题。最后将该准则应用于Euler方程控制的NACA0012翼型无粘可压流动的网格自适应模拟。数值计算成功地捕获了与升力、阻力和力矩等目标函数相关的特征流动区域,计算出符合指定精度要求的目标函数值,验证了本文所发展的方法。     

基于伴随方程方法的非结构网格自适应技术及应用

对基于伴随方程的网格自适应技术的基本原理进行了研究,构造并实现了基于流场伴随方程的非结构网格自适应探测器,利用局部加密网格的办法,建立了基于Euler方程的无粘伴随自适应能力。对于粘性流动问题,提出首先应用无粘计算和伴随自适应技术从基准网格自动生成具有较好网格分辨率的非结构自适应网格,然后采用层推进法自动生成粘性计算网格的求解策略。采用RAE2822二维翼型和ONERA-M6三维机翼对所建立的无粘伴随自适应方法进行了验证,并应用所提出的方法和策略,对第二届国际涡流试验项目(VFE-2)中的65°尖前缘三角翼大攻角涡流场进行了数值模拟。对比计算结果表明,所建立的非结构网格伴随自适应方法是可行的和有效的。     

基于伴随方程的网格自适应及误差修正

基于流场方程的离散伴随优化理论和三维非结构网格,建立了网格自适应技术和目标函数误差修正方法。详细研究了用流动伴随变量进行目标函数的误差估计和修正技术,构造了适用于格心格式有限体积法的流场变量插值技术和网格单元剖分判据,初步实现了网格物面投影和空间单元优化,发展了适用于有限体积法的整套网格自适应方法。对NACA0012翼型和ONERA-M6机翼绕流进行了自适应数值模拟,并对升、阻力等目标函数进行了误差修正。数值结果表明,本文自适应方法能正确地捕捉到影响目标函数计算精度的敏感区域,网格自适应和误差修正两项技术显著提高了升、阻力等目标函数的计算精度。     

基于误差估计的伴随网格自适应方法

网格自适应是一种有效减少解与网格相关性,改善计算结果的重要途径。给出了一种基于误差估计的伴随网格自适应计算技术,定义了基于误差估计的自适应准则,给出了非结构四面体网格单元细化剖分规则,以及一般的网格自适应流程,介绍了一种基于Rechardson外推的网格收敛技术,运用本文提供的方法对NLR7301翼型进行了数值计算研究,数值试验表明给出的网格自适应具有较高的可有效改善计算结果。     

三维欧拉流动模拟的基于伴随方程的网格自适应

<正>航空工程设计中,通常需要数值模拟给出较高精度的气动力计算结果,而目标函数的误差往往是未知的。在一套极密的网格上求解控制方程当然可以保证计算精度,然而这会造成极大的计算量。自适应网格技术通过局部加密,细化关键区域的网格,保证计算精度的同时提高了计算效率。网格自适应处理的准则通常是基于流场梯度构建的,即在流场变化较快的地方进行局部加密。这将导致包含诸如激波、驻点、旋涡等物理现象的区域的网格被加密。     

基于PIV速度场测量的压强梯度计算

介绍了基于PIV速度场测量结果计算压强梯度的基本原理和3种不同的计算方法,并通过对流高斯涡模型系统研究了离散格式选取、PIV参数设置和流场特征等对压强梯度计算的影响.结果表明:PIV速度测量的精度是压强梯度计算的关键性影响因素,1%噪声对结果的影响比其他过程高约2个数量级;时间分辨率和空间分辨率的设置并非越高越好,而是有个合适的中间值;拉格朗日方法在大多数情况下优于欧拉方法,但当流动结构较复杂时性能较差,应根据流动类型和流场特征合理选取压强梯度计算方法.      

叶栅离散伴随气动优化设计

正叶栅气动优化设计是一个具有复杂约束环境的多变量、非线性、多目标优化问题。基于控制理论的气动优化设计方法,因其在求解目标函数对设计变量的梯度时引入了伴随系统,又被称为伴随方法。与传统的梯度求解方法相比,伴随方法的优势在于其梯度的计算量与设计变量数目无关,计算目标函数对所有设计变量的梯度只需计算一次流场和一次伴随场,且伴随方程是线性偏微分方程,远不及流动方程复杂。其中,离散伴随方法因其伴随方程及边界条件     

DDES方法在复杂旋翼流场计算中的应用

应用延迟脱体涡模拟（DDES）方法,进行了复杂分离流动旋翼流场的数值模拟研究。为控制计算规模,更好地模拟旋翼桨叶近壁面附近区域流动分离及远场尾迹发展,采用了贴体与背景自适应直角网格嵌套的网格系统;同时为提高计算速度,采用了基于分布式存储的数据并行模式,实现了贡献单元搜索、洞切割和流场计算的并行化。计算工作包含一个共轴双旋翼悬停和单旋翼下降状态,目的是分别讨论DDES方法在旋翼表面附近空间区域是否存在大范围分离时计算结果与雷诺平均Navier-Stokes结果之间的差异。计算表明,对于下降状态,DDES方法预测出了更强的尾迹区分离流动;对于桨叶表面基本为附着流动的双旋翼中等桨距角情况,两种方法预测的流场结构相似,仅在下旋翼桨叶气动力和旋翼桨根下方空间区域的诱导速度计算结果上存在微细差异。     

大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。     

各向异性网格自适应计算在超燃模拟中的应用

采用各向异性网格自适应求解技术,将其应用于DLR超燃冲压发动机燃烧室中的超燃模拟.开展了3个算例,包括采用滑移壁面条件的燃烧室冷流场模拟、采用无滑移壁面条件的冷流场模拟及采用无滑移壁面条件的反应流模拟.模拟中,各向异性网格自适应计算捕捉到了如激波、射流、边界层、火焰面等具有各向异性特征的大梯度区域,并利用各向异性网格进行了很好的加密.对比利用各向同性网格的初始流场计算,各向异性网格自适应计算使基于滑移条件、无滑移条件的冷流计算及反应流计算的网格单元数量分别下降了36.2%,36.4%和36.8%,有效降低了计算规模,而且流场大梯度区域的计算结果更准确,辨析度更好.结果表明:对于像超燃这类具有各向异性特征的问题,各向异性网格系统比各向同性网格系统有更好的计算效率及准确性,同时也表明基于Mach数场构造的各向异性网格系统可以有效应用于超燃计算.      

基于图像处理思想的自适应网格技术

为了提高激波和旋涡等复杂流动现象的捕捉精度和计算效率,基于图像处理的思想,研究了非结构网格的自适应加密和稀疏算法.将流场计算网格与图像像素类比,借鉴图像处理的方法,提出了一种流场自适应区域的分割算法.该方法能自动对自适应区进行分层,中间区域网格可以达到原来多次自适应的效果,而且提高了生成网格的质量.将算法嵌入到流场求解器中,根据流场求解结果对网格进行自适应,并使用算例进行了验证.     

基于离散伴随方程的三维雷达散射截面几何敏感度计算

针对有限差分法计算雷达散射截面（RCS）梯度效率低，采用高精度雷达散射截面评估时计算代价高的问题，提出了一种基于麦克斯韦积分方程离散伴随方程的RCS梯度高效计算方法。基于伴随方程的梯度计算可以通过一次雷达散射截面求解、一次伴随方程求解获得RCS关于所有设计变量的梯度。其中麦克斯韦积分方程离散伴随方程的形式与原方程基本一致，可以采用矩量法（MOM）及多层快速多极子算法（MLFMA）求解。伴随方程求解计算量与直接雷达散射截面评估基本一致，存储量在直接雷达散射截面评估的基础上增加不明显。通过双椎体模型、导弹模型对基于矩量法、多层快速多极子算法的伴随梯度进行验证，证明了基于伴随方法的RCS梯度计算可以实现复杂外形中RCS梯度的高效、高精度求解，为基于梯度的高精度气动/隐身一体化优化提供了基础。     

基于网格变形的伴随方法在翼型优化中的应用

进行了基于网格变形的伴随方法在翼型气动优化设计中应用的研究。随着集成了伴随方法的流场求解器的普及和效率的不断提高,采用梯度法进行翼型气动优化设计的主要计算花费逐渐由计算梯度对流场变量的敏感度（或流场敏感度）转变为计算梯度对网格变形的敏感度（或网格敏感度）,后者的求解通常采用有限差分方法,计算花费较高。在传统伴随方法（或流场伴随方法）的基础上,引入了基于网格变形的伴随方法（或网格伴随方法）,采用网格伴随方法计算梯度,可以大幅度减少梯度计算花费,提高翼型气动优化设计的效率。     

基于N-S方程和离散共轭方法的气动外形设计

快速准确的目标函数梯度计算方法是基于梯度信息的优化设计的关键技术之一。采用离散共轭方法计算目标函数关于设计变量的梯度,流动控制方程为三维N-S方程。对于离散共轭方程和流动控制方程均采用LU-SGS方法时间推进求解。检验了离散共轭方法计算梯度的准确性,利用该方法进行了机翼的优化设计与反设计,都获得了较好的结果。算例证明了本文方法可靠性好,效果令人满意。     

飞行器气动/结构多学科延迟耦合伴随系统数值研究

基于自主研发的大规模并行结构化网格雷诺平均Navier-Stokes（RANS）求解器PMB3D以及流固耦合代码FSC3D建立了飞行器静气动弹性数值模拟技术,进一步基于并行化伴随方程求解器PADJ3D,开展了Navier-Stokes方程与结构动力学方程耦合离散伴随的推导、构造。对各个学科伴随变量进行延迟处理,进行耦合伴随系统的解耦,学科之间的影响通过右端强迫项的形式在方程中体现,通过松耦合形式进行各个学科方程右端项数据传递,各个学科的伴随方程一定程度上能够相对独立,进一步实现了基于LDLT方法的结构伴随方程的高效求解;对典型客机柔性机翼进行梯度信息求解,并与考虑气动弹性影响的差分结果进行对比分析。数值模拟结果表明,延迟耦合伴随形式更有利于保持原有程序结构形式以及程序模块化,梯度计算精度完全满足优化设计需要,能够为柔性机翼飞行器气动/结构多学科优化设计提供研究基础与技术平台。     

模拟存在运动激波流场的无网格自适应算法

将无网格自适应算法发展用于求解存在运动激波的非定常流动问题。为了降低初始布点要求,同时提高对运动激波的分辨率,提出了一种结合点云加密和点云粗化的动态点云技术。采用该技术,在非定常计算的每一个时间步,首先通过基于压强梯度的流场探针识别出激波所在位置,然后对激波附近点云进行加密,从而提高对激波的分辨率,同时对远离激波的点云进行粗化,尽可能减少冗余节点,提高计算效率。采用所提出的无网格自适应算法求解了N-S方程,首先对一维运动激波问题进行了数值模拟,通过将数值模拟结果与精确解比较,验证了所提算法求解存在运动激波的非定常流动的可行性,在此基础上,将方法推广用于二维非定常流动问题的求解,分别对瞬时激波碰撞圆柱以及双弧翼型激波振荡流动进行了数值模拟,计算结果表明,方法可以显著提高对激波的分辨率,同时相对于直接采用较密布点的非自适应算法,自适应算法在计算效率上具有优势。     

分层嵌套重叠网格自适应树结构动态组装方法

采用重叠网格可以有效地进行复杂流动的大规模数值模拟,特别是包含运动部件(如旋翼、投弹)的动态模拟。本文将树结构的自适应直角网格用于重叠网格组装过程中的切割和贡献单元的搜索,大大加快重叠网格的组装速度。通过二叉树自适应直角网格对物体外形进行离散,实现切割过程的快速定位;采用八叉树自适应直角网格对流场区域进行离散,高效地搜索贡献单元。使用基于壁面距离准则的重叠区域最小化方法和分层嵌套重叠策略,能提高重叠网格组装的效率和质量。对于具有运动部件的动态重叠网格问题,采用多个二/八叉树减少组装过程中信息更新的冗余计算,从而大幅度减少重叠网格组装的时间消耗。实际算例的重叠网格组装结果说明本文发展的重叠网格组装方法具有很高的计算效率,可以满足运动边界复杂流动问题的动态计算要求。     

局部规则涂层对气冷叶片测温影响的数值研究

为研究微细热电偶测温安装涂层对其测量精度的影响机理,基于气固耦合传热(CHT)方法,建立了接近真实气膜冷却叶片的三维模型,选择SST(shear stress transport) γ -θ湍流模型,对未喷涂氧化铝涂层与在叶片吸力面前缘、压力面前缘、压力面尾缘处喷涂氧化铝涂层后的气冷叶片表面温度进行数值研究。无涂层工况的数值计算结果与实验结果误差控制在5%以下,验证了数值方法的有效性。研究结果表明:涂层对近壁面燃气的流动特性产生显著影响;三种有涂层工况的数值计算结果表明,压力面前缘处比吸力面前缘处温差波幅小,且比压力面尾缘处测温误差降低35.5%;在压力面及吸力面前缘处,最佳测温区域为涂层中部至下端之间的部位,而在压力面尾缘处,最佳测温区域尽量选择靠近涂层上端部位。      

非结构网格限制器研究

研究了6种限制器形式及其参数计算方法,其中新的自适应VenkatakrishnanM限制器能够根据当地流场特征自动调节参数从而实现不同区域不同特性.数值试验表明:非结构网格限制器对邻居集合选择方法较敏感,其中共面法比共点法精度高约15%;高马赫数时压缩型限制器比耗散型限制器计算精度高约10%~40%;参变量算法中,方向梯度法得到的流场比增量法平滑;自适应VenkatakrishnanM限制器能够模拟复杂超声速流动.