AUSM类格式在热流数值模拟中的比较研究

系统分析了AUSM类空间离散格式中AUSM+、AUSMDV及AUSMPW三种格式的构造方法及特点,并分别对钝锥、钝双锥的高超粘性绕流流场进行了数值模拟,重点分析了格式对热流数值模拟结果的影响.数值结果表明:AUSM类格式在高超音速流动模拟中具有高间断分辨率和数值稳定性,其中AUSM+和AUSMPW格式更适用于热流数值模拟,而AUSMDV格式可能会出现“红玉”现象.     

非结构网格热化学非平衡Navier-Stokes方程组求解技术研究

采用非结构混合网格数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程组获得高超声速流场各组分气动热力学参数,并计算物面热流值。利用有限速率化学反应模型和二温度气体模型分别描述化学非平衡和热力学非平衡过程,通过Park振动——离解模型刻画化学非平衡和热力学非平衡耦合效应。无黏通量项采用AUSM格式离散;对无黏通量项和源项采用隐式时间推进格式,增强数值求解过程稳定性。数值算例表明,为得到正确的物面热流值,非结构混合网格边界层y+需减小至0.5,且网格增长率不超过1.4;采用元素摩尔数守恒关系式计算化学反应源项,可有效降低数值残差积累对计算小组分气体的不利影响,提高各气体组分计算准确度。     

计算网格对气动力气动热数值模拟影响的研究

以二维圆柱钝头超声速流场为研究对象,应用计算流体力学方法研究了计算网格在气动力及气动热数值模拟中的影响.计算程序中对流项、扩散项分别采用AUSM格式和中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果表明,壁面法向第一层网格间距、网格长宽比以及扩张度等因素都会对壁面摩阻、热流的计算产生影响,尤其是壁面法向第一层网格间距影响最为突出.边界层的计算结果与实验数据进行了仔细对比,包括壁面压力分布,摩阻系数Cf分布,斯坦顿数St分布等.高马赫数滞止气流导致壁面附近产生巨大速度梯度以及温度梯度,这些梯度的准确计算需要合适的壁面法向第一层网格间距以及合理的网格长宽比、扩张度.     

AUSM+格式的改进

为了提高AUSM 格式对流场计算中激波和剪切流的分辨率,减小数值振荡和激波后数值过冲问题,本文在原有AUSM 格式的基础上经过数值研究分析,对AUSM 格式进行了声速、特征马赫数的处理方式,对网格界面马赫数等进行了改进,并用改进后的AUSM 格式求解了含有脱体激波、斜激波、剪切流、膨胀扇、及湍流边界层等流动特征的复杂流动.经典型算例检验证实,改进后的AUSM 格式对激波和剪切流的分辨率得到了加强,求解的准确性和收敛性有一定的提高.改进后的AUSM 格式继承了原AUSM 格式优点,计算处理问题能力增强,可以有效地应用于亚声、跨声和高超声流动的工程实际问题中.     

空天飞行器高超声速气动热特性计算方法

通过数值方法和基于无粘表面流线的工程快速方法,计算了空天飞行器基本型在Ma=8.0及Ma=10.2状态下的气动热特性。数值方法计算格式选用Roe的FDS格式,工程快速方法中飞行器的表面流线是通过基于直角网格的无粘Euler方程计算得到的,采用参考焓理论沿流线积分即得到沿流线的表面热流分布。结果表明,本文建立的气动热工程方法及数值方法得到的机身及机翼的热流分布与试验数据吻合较好,得到的驻点热流值与试验数据的误差小于5%。     

超声速横喷干扰湍流场数值模拟

本文探讨了超声速平板横向喷流干扰湍流流场的数值模拟方法。分别采用Roe、Harten-Yee及AUSM 格式对三维雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散,湍流模拟应用Baldwin-Lomax代数模型,讨论了B-L模型中Fy最大值的不同选取方式。分析了数值格式、网格划分对计算结果的影响。将来流马赫数为5、喷流马赫数为3的实验结果与计算结果进行比较,选择了与实验符合较好的数值模拟方法,为进一步利用数值计算方法研究喷流干扰流场特性奠定基础。     

几种典型迎风格式的分析与比较

重点分析了AUSM 格式的构造方法,同时将其与Van Leer, Roe格式等构造方法进行比较和分析,通过求解一维激波管问题,以及二维和三维跨音速流场的计算比较了AUSM 格式,VanLeer格式,Roe格式和中心格式的数值模拟结果和网格适应性,以及在经典四步Runge-Kutta显式时间推进和LU-SGS隐式时间推进下上述四种格式的计算效率.获取了对于基础研究和工程应用很有意义的结论.     

声速再入体表面热流数值模拟研究

本文采用计算效率较高的标量对角化隐式NND格式，通过求解Navier-Stokes方程对影响再入体表面热流计算准确的诸因素进行了综合分析。研究了Steger-Warming通矢量分裂、VanLeer通矢量分裂和通量差分分裂方法及相应熵修正方法对热流的分辨能力，并阐明了在物面边界上采用二阶中心格式、二阶中心和二阶迎风混合格式、以及一阶迎风格式等不同边界格式对热流计算的影响。在此基础上，采用通量差分形式NND格式对钝锥和钝双锥高超声速粘性绕流进行了数值模拟，计算给出了与试验结果相吻合的热流分布。     

高超声速再入体表面热流数值模拟研究

本文采用计算效率较高的标量对角化隐式NND格式，通过求解Navier-Stokes方程对影响再入体表面热流计算准确的诸因素进行了综合分析，研究了Steger-Warming通矢量分裂、Van Leer通矢量分裂和通量差分分裂方法及相应熵修正方法对热流的分辨能力，并阐明了在物面边界上采用二阶中心格式、二阶中心和二阶迎风混合格式、以及一阶迎风格式等不同边界格式对热流计算的影响。在此基础上，采用通量差分形式NND格式对钝锥和钝双锥高超声速粘性绕流进行了数值模拟，计算给出了与试验结果相吻合的热流分布。     

低雷诺数翼型层流分离现象大涡模拟方法

为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象,发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程,并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式,时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60 000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象,对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明:划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构,基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象,计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明:发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程,为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。     

气动热数值模拟中的网格相关性及收敛

针对气动热数值模拟中的网格相关性和收敛问题,采用计算流体力学(CFD)计算方法,以典型的钝头为算例,进行了数值模拟研究。研究结果表明:网格是气动热数值模拟中的关键因素,壁面附近法向网格间距最为敏感,热流结果随网格间距不同会出现数倍乃至数量级的差异,在得出正确的壁面压力结果的网格上不能保证得到正确的热流结果。分析认为壁面附近客观存在的巨大温度梯度是网格要求敏感的原因。计算表明:气动热计算的收敛过程比压力和流场收敛慢得多;在压力和流场完全收敛时,热流与最终的迭代收敛值偏差达20%以上;以方程残值的下降量级和压力收敛作为热流收敛的判别标准是不合适的。在气动热计算中,应直接观察热流数据的收敛,确保得到真正的收敛解。     

栅格翼导弹流场混合网格N-S方程数值计算

采用结构和非结构混合网格技术,对栅格翼导弹黏性流场进行数值模拟,预测其气动特性.计算的马赫数为0.7～2.5.用有限体积法和LU-SGS算法求解N-S方程.计算与实验数据以及栅格翼附近流场结构进行了比较.     

栅格冀导弹流场混合网格N-S方程数值计算

采用结构和非结构混合网格技术，对栅格翼导弹黏性流场进行数值模拟，预测其气动特性。计算的马赫数为0．7～2．5。用有限体积法和LU-SGS算法求解N-S方程。计算与实验数据以及栅格翼附近流场结构进行了比较。     

Numerical Simulation of Rotor Flow Field Based on Overset Grids and Several Spatial and Temporal Discretization Schemes

A numerical method based on solutions of Euler/Navier-Stokes (N-S) equations is developed for calculating the flow field over a rotor in hover. Jameson central scheme, van Leer flux-vector splitting scheme, advection upwind splitting method (AUSM) scheme, upwind AUSM/van Leer scheme, AUSM+ scheme and AUSMDV scheme are implemented for spatial discretization, and van Albada limiter is also applied. For temporal discretization, both explicit Runge-Kutta method and implicit lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS) method are attempted. Simultaneously, overset grid technique is adopted. In detail, hole-map method is utilized to identify intergrid boundary points (IGBPs). Furthermore, aimed at identification issue of donor elements, inverse-map method is implemented. Eventually, blade surface pressure distributions derived from numerical simulation are validated compared with experimental data, showing that all the schemes mentioned above have the capability to predict the rotor flow field accurately. At the same time, vorticity contours are illustrated for analysis, and other characteristics are also analyzed.     

AUSM+方法在 粘性内流模拟中的应用

本文阐述了三维RANS方程求解程序中使用的AUSM+离散方法以及Spalart-Allmaras湍流模型，然后对两个算例—Sajben收缩扩散通道内跨声速流动和NASA TP-3252文献中给出的透平静叶排内部流动，进行了数值模拟，并把数值结果与实验结果进行了比较，说明三维RANS方程求解程序可以准确模拟复杂的内部流场。     

高超声速飞行器表面横缝旋涡结构及气动热环境数值模拟

针对高超声速飞行器表面横缝内部流动,通过求解可压缩Navier-Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的CFD软件,利用该软件对横缝进行了数值模拟。研究表明,对于缝隙内黏性起主导作用的低速流动,通常需要密度足够充分的网格才能获得较好的计算结果。收敛后的壁面热流与文献实验热流吻合较好;缝隙内部旋涡个数近似与缝隙深宽比成比例,与文献中的有关结论完全一致。缝隙壁面热流分布受旋涡结构影响,会出现波浪式变化。因此,合理捕捉旋涡结构对于缝隙壁面热流的数值模拟有着重要意义,本文CFD软件对高超声速飞行器表面横缝的计算结果具有较高可信度。     

网格计算技术在大规模CFD计算上的应用

针对大规模数值计算规模化管理的难题,采用网格计算技术将网络环境下分散的计算资源组建了CFD网格计算环境.采用主动接入方式,以中心服务器为核心的网格计算管理和服务模式,构建CFD网格计算环境,实现了CFD计算在网格环境内的自动化计算管理,提高了计算资源的利用效率,降低了设计人员的劳动强度.     

三维副翼铰链力矩计算

 数值模拟了带副翼偏转构型的二维、三维亚、跨、超声速来流情况的绕流流场,采用有限体积方法和AUSM+迎风格式数值求解N-S方程,四步龙格-库塔时间推进,湍流模型为Baldwin-Lomax和Spalart-Allmaras湍流模型。二维模拟压强分布与实验数据以及CFD软件模拟结果吻合较好。采用交错对接网格,数值模拟了不同副翼偏角和缝隙、来流马赫数、迎角和雷诺数的三维构型流场。通过舵面铰链力矩与实验数据的对比分析表明了该数值方法模拟此类复杂流场的可靠性和舵面铰链力矩计算的有效性。发现并研究了亚声速来流时铰链力矩随迎角的反向变化趋势,初步分析了副翼的缝隙和雷诺数效应。     

CFD计算网格误差分析的一个算例

为了给一般工程问题的CFD仿真的网格划分提供参考,研究了光滑直圆管中粘性稳态等温流动在不同尺寸、不同纵横比网格情况下的CFD计算数值解的误差.采用FLUENT软件进行数值计算,应用CFD仿真验证和确认的基本方法,与精确解比较,计算了各种网格的数值计算结果的误差,得到了网格独立解的网格尺寸,给出了误差随网格尺寸变化的规律.