数值模拟方法对NASA CRM模型阻力预测的影响

在复杂工程外形的数值模拟中，网格类型、规模和分布、湍流模型、数值格式等都会不同程度影响模拟结果。如何评估这些模拟方法对模拟结果的影响，并识别对模拟结果影响较显著的因素，对于CFD的发展方向有积极的借鉴指导意义。为了综合研究不同因素对商用运输机外形阻力预测的影响，以AIAA第六届阻力预测会议外形NASA CRM为研究对象，同时考虑了网格、湍流模型、无黏通量格式和体心梯度求解方法等因素对阻力预测的影响。分析中采用枚举法和正交试验设计两种方法，并使用了基于聚类分析的定性敏感性分析方法和基于Mckay主影响分析的定量方法，识别出对阻力预测影响较大的因素，这为数值模拟方法的发展指明了方向。     

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

采用基于k-ωSST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。     

带冲击-气膜双层壁结构的涡轮导叶冷却特性源项法数值研究

为了降低由于大量冷却孔导致的计算资源消耗,采用源项法对带冲击-气膜双层壁冷却结构的Mark II涡轮导叶传热进行了简化数值模拟,并与不采用源项法的结果进行了对比。分析了冷却孔网格密度以及流量系数经验关系式对源项法模拟精度的影响。结果表明,采用源项法能够基本准确地模拟叶片表面温度分布并且缩短75%的计算时间。当冷却孔进出口面网格最小尺度小于孔径的1/10时,数值模拟结果将不随面网格密度改变。影响模拟精度的主要因素是经验关系式能否准确模拟总冷气流量以及横流对流量系数的影响。     

三角翼大迎角绕流数值模拟中网格的影响研究

在大迎角条件下的数值模拟,计算的结果往往是要受多方面因素的综合影响.本文对三角翼大迎角的定常绕流进行一系列数值模拟,详细研究了计算网格等因素对模拟结果的影响.得到了一些有益的结论.     

复杂建筑物对近场扩散影响的数值与风洞模拟的比较分析

采用CFD数值模拟技术与风洞试验相结合的手段模拟了复杂建筑物群对周围流动与污染物扩散的影响。CFD技术采用k-ε（RNG）湍流模型模拟了建筑物群对流动与扩散的影响,风洞试验通过采用多种探测手段,分析建筑物群周围的流动和弥散,并将统计学方法应用于风洞试验结果,验证了CFD数值模拟结果的合理性。研究结果表明,CFD技术能较好地模拟建筑物群对污染物弥散的影响,并与风洞试验吻合,有、无建筑物B的情况下,吻合因子FAC2与FAC5均大于50％,归一化均方误差（NMSE）均小于4,部分偏差（｜FB｜）均小于0．3;建筑物对污染物弥散的影响非常复杂,建筑物尾流对污染物浓度分布影响较为显著,建筑物后方空腔区污染物的数值模拟结果略高于风洞试验结果。综合分析表明,风洞试验与数值模拟相结合的方法是研究这类微小尺度湍流扩散问题的有效手段。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

设备构件对射流开孔性能的影响

通过对设备构件的结构布局和射流毁伤特性的详细分析,得到2种设备构件的模拟结构,并开展了对射流开孔性能影响的试验。试验结果表明,采用均匀平板模拟的方式能够较准确地模拟设备构件对射流的影响。研究结果对破甲弹的设计具有较好的参考意义。     

台风"山竹"影响下的城市风场数值模拟研究

基于中尺度气象模式(weather?research?and?forecasting,WRF),对2018年第1822号超强台风"山竹"影响期间深圳气象观测梯度塔附近城市风场开展了数值模拟研究,并结合气象观测塔的现场实测数据进行比较验证.采用移动嵌套网格模拟得到了台风"山竹"的演化过程;耦合城市冠层模型(urban?canopy?model,UCM)完成了城市台风风场的多尺度精细化模拟;分析了城市冠层模型对WRF模式城市风场模拟精度的影响.基于UCM模型和高精度的下垫面数据,准确模拟出了台风影响下的风场空间分布情况;数值模拟得到的深圳气象梯度塔位置不同高度处台风风速结果与现场实测数据吻合较好,表明耦合UCM模型的WRF模拟能够较为精确地捕捉到台风过境时的城市风场特性.与未耦合UCM模型的WRF模拟结果相比,UCM模型的采用进一步提高了城市台风风场近地面风速的模拟精度.     

发动机动力模拟风洞试验中的空气桥技术

介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平的影响.在8m×6m低速风洞进行了某大展弦比飞机全模涡扇动力模拟器(TPS)短舱动力模拟试验.试验结果重复性好,阻力系数精度达到0.0003,和相关文献吻合.这表明空气桥技术是成功的,满足了TPS短舱动力模拟试验要求.      

板料两道次拉深成形数值模拟方法研究

数值模拟在钣金多道次拉深成形工艺、模具的优化设计和提高模具的研发能力方面具有重大意义。目前研究者已经提出了多道次拉深数值模拟的一般步骤,但是仍有许多待解决的问题。综合考虑了影响数值模拟准确性的两个重要因素,介绍了多道次拉深数值模拟的简化步骤。结果表明：用此方法,成功有效完成了两道次拉深工艺的数值模拟。     

超音速绕凹角湍流分离流动的计算

本文用统一的Levy-Lees变换以及正算法与逆算法相结合,求解了超音速绕凹角湍流分离流动。 对附着流区用边界层正算法,压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式,湍流模型取代数涡粘性模型;对凹角分离区用边界层逆算法,给定位移厚度δ~*分布,湍流模型取代数松弛模型;边界层计算采用Cebeci-Keller Box方法;计算成功地算得分离流场,较好地预估了分离点与重附点位置以及壁面压强分布与表面摩擦应力分布。     

小型斜流压气机流场特性及损失分析

采用数值模拟的方法研究了某小型斜流压气机内部三维流动,分别对设计转速和80%设计转速进行了数值模拟计算。分析了在两种转速下的特性曲线,研究了气流的流动状态,归纳总结了造成斜流压气机损失的主要原因。结果表明,在设计转速时达到的最高效率约为0.63,在80%转速下能达到的最高效率约为0.80;斜流压气机的损失在斜流叶轮上和轴向扩压器上均较为明显,且在第二级轴向扩压器上的损失最为严重。     

时间模式下二维可压缩气固两相混合层流动研究

采用Euler-Lagrange颗粒-轨道双向耦合模型对时间模式下含有固粒的二维可压缩混合层流场进行了研究。气相流场采用具有空间三阶精度的WNND格式进行直接数值模拟,固相方程采用单边三点差分离散。在考虑流场对固粒作用的同时,也计及固粒对流场的反作用。在对流马赫数为0.5时,研究了颗粒相对密度、颗粒尺寸以及Stokes数等对粒子运动和流场结构的影响。     

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法

本文给出一种低超声速来流中机翼跨声速非定常流的计算方法。该方法使用跨声速小扰动理论,正确地计入了沿流向平面流动特征线的压力波的运动边界条件。流动方程是使用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分解法求解。试算了M=1.1的矩形翼和M=1.1、1.34的F5机翼的定常和非定常气动力,并与国外的风洞试验和计算结果作了比较,符合很好。表明本方法是有效的。     

旋翼三维非定常跨音速绕流的数值模拟

 利用小扰动位势方程，用有限差分方法求解了旋翼跨音速流场。导出了严格的三维非定常位势方程远场无反射边界条件，并成功地用于数值计算中，缩小了物理求解域的空间尺度。采用了贴体坐标和网格加密技术，以得到合理的非均匀网格分布。应用较少的网格点数成功地计算了无升力情况下旋翼的三维非定常亚、跨音速绕流流场，得到了与实验结果符合良好的数值解     

标准表法现场流量校准装置数据采集器的研制

介绍了一种自行研制的标准表法现场流量校准装置的数据采集器,详细阐述了采集器的硬件组成、软件结构及实现的功能.该装置为流量现场校准提供了一种准确、可靠、便捷的校准工具.     

跨音速颤振计算方法研究

采用快捷的动态弹性变形技术生成三维块结构动态贴体网格。结构运动方程采用二级精度的龙格—库塔时间推进。气动力求解则用非定常欧拉方程的双时间有限体积推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步;对每个真实物理时间步采用五步Runge Kutta时间推进进行虚拟定常迭代。针对可压流颤振计算中存在的质量不相似问题,采用变质量、变刚度的方法计算出质量匹配点处的颤振速压值,并根据颤振速压随质量或刚度倍数的变化趋势,得出可用的飞机跨音速颤振速压。对一飞机简化外形的跨音速颤振特性计算得到了合理的计算结果。     

强制偏流喷管的数值仿真

采用薄层Ｎ－Ｓ方程成功地求解了强制流喷管内的三维复杂流场，对通量项和压力项用Ｖａｎ Ｌｅｅｒ发展的矢通量分裂法进行了离散，对离散方程采用线超松弛方法迭代求解，在亚音速与超音速气流共同存在的出口边界分情况进行了处理。计算结果验证了强制偏喷管具有自动补偿外界压力变化的能力，与实验结果基本吻合。     

跨音速粘流的计算

 概述了一种采用粘流/无粘流相互作用原理计算跨音速粘流的方法。采用熵修正激波算子计及跨越激波时的熵增,形成的非等熵位势方法可比传统的位势方法更准确地计算无粘流动。提出了一种流向速度型,结合其它辅助关系式导出了三维湍流边界层积分方程反方法。用此方法可求得粘流解。利用半反耦合方式耦合了无粘流和粘流解。数值算例表明,计算结果与实验结果吻合;且对计算机的要求较低。     

Gaseous cavity at the base of an underwater projectile

The problem of the behavior of the gaseous cavity which is formed at the base of an underwater launched projectile is treated using different approaches. Asymptotic analysis is used to yield expressions for similarity parameters and a simplified hydrodynamic model of the initial stretching phase. A laboratory facility is described, in which launches can be simulated and analyzed by means of pressure measurements and high speed visualizations. Complete calculations are also performed using a numerical “Volume of Fluid” model solving the unsteady Navier-Stokes equations. Results from the three approaches are presented and compared during the cavity stretching phase. Finally, the thermodynamic aspects of the problem are examined.