HLLE+格式在高超声速热化学非平衡流场中的应用

对HLLE+格式进行了讨论,并将其应用于高超声速热化学非平衡反应流场的数值模拟.本文控制方程为带化学反应源项的多组元轴对称Navier-Stokes方程,为了保证数值模拟的精确度,空间分裂采用基于结构网格的有限体积迎风格式HLLE+方法,时间推进为隐式的LU-SGS方法.化学反应模型采用经典的Dunn-Kang反应模型,并且采用Park的双温模型模拟流场的热力学非平衡效应.对高超声速条件下的RAM-CII模型进行了数值模拟,得到了与实验以及文献相符合的结果,验证了对HLLE+格式扩展的正确性.     

基于预处理的低速小展弦比机翼数值模拟

以雷诺平均的Navier-Stokes 方程为基础, 应用非结构混合网格技术,基于有限体积的时间推进预处理方法,对小展弦比机翼的低速流动进行了数值模拟.其中对流项的离散应用了基于Roe的Riemann近似解迎风格式,时间离散应用了基于LU-SGS的隐式格式.为描述湍流流动,采用了Spalart-Allmaras一方程湍流模型.为了验证本文方法对低速小展弦比机翼粘性流动的数值分析效果, 对几个不同展弦比的机翼进行了数值模拟.本文的数值结果与文献的实验数据基本一致, 表明本文方法能够准确模拟小展弦比机翼在低速流动时机翼的展弦比对其气动特性的影响.     

基于WENO-分段线性格式的旋翼流场数值模拟

为了降低二阶JST(Jameson-schmidt-turkel)格式导致的数值耗散,发展了一套适合于格心格式的基于加权本质无振荡(Weighted essentially non-oscillatory,WENO)-分段线性格式的旋翼流场数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕旋翼的网格系统,主控方程选择Navier-Stokes(N-S)方程。为了更加有效地对桨尖涡等流动细节进行捕捉,在笛卡尔背景网格上采用七阶Roe-WENO格式计算对流通量;在桨叶贴体非结构网格上采用二阶精度的Roe-分段线性格式计算对流通量。时间离散采用了高效的双时间隐式LU-SGS(Lower upper symmetric Gauss-Seidel)方法进行时间推进。最后,应用上述方法对悬停状态的C-T(Caradonna-tung)旋翼和Helishape 7A旋翼进行了数值模拟,将数值计算结果与实验数据进行了对比,计算值与实验值吻合较好;并将桨尖涡模拟效果与二阶JST格式的模拟效果进行了对比。对比结果表明:本文方法能有效对旋翼流场进行计算,且在相同计算条件下,WENO-分段线性格式能够更有效地捕捉旋翼涡流场的流动特性,表明在计算旋翼涡流场时WENO-分段线性格式相比传统二阶JST格式具有更低的数值耗散。     

模型燃烧室湍流亚网格尺度模型

分别采用Smagorinsky-Lilly和k方程亚网格尺度模型,在任意曲线坐标系下对模型燃烧室湍流流场进行大涡模拟.分别用QUICK和二阶隐式差分格式离散控制方程及其时间项,并用SIMPLE算法进行求解.计算结果与PIV测量数据比较表明:大涡模拟方法能较好模拟旋流器后面回流区的瞬态变化,两种亚网格尺度模型都能较好模拟湍流流动,但k方程亚网格尺度模型稍优于Smagorinsky-Lilly亚网格尺度模型,因此采用k方程亚网格模型更适用于大涡模拟实际燃烧室复杂湍流流场.     

混合网格在求解三维N—S方程中的应用

用三棱柱／四面体组成的混合网格求解三维Navier-Stokes方程，在物面附近采用三陵柱网格，而其他地方则采用四面体网格，与单一类型网格相比，混合网格易于调节粘性层内网点数目，并能减少存储量，提高解的效率，Navier-Stokes方程的求解采用有限体积法，对人工耗散项进行了改进，使得求解的结果更接近真实的物理解，本文对上述方法开展了数值实验研究。结果表明，用三棱柱／四面体组成的混合网格求解N－S方程是非常有效的。     

AUFS格式在多组分反应流场模拟中的应用

对AUFS格式进行了讨论,并将其应用于高超声速多组分化学反应流场的数值模拟.超声速燃烧流场复杂性使得发展基于非结构网格的高精度逆风格式数值求解方法成为必然.本文中控制方程为轴对称多组分Eu-ler方程,空间分裂采用基于非结构网格的有限体积逆风格式AUFS方法,时间推进为考虑了化学反应特征时间效应的显式5步Runge-Kutta方法.化学反应模型采用经典的H2/Air的7组分8反应模型.对钝头体激波诱导亚爆轰及超爆轰流场进行了数值模拟,得到了与实验及文献相符合的计算结果.     

基于CFD的直升机旋翼流场及气动力计算

建立了一个基于结构运动嵌套网格的流场求解器,用来精确模拟复杂的旋翼流场,为更好地预测旋翼气动载荷提供一套计算方法.在该求解器中,控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,空间方向上采用低数值耗散的Roe格式结合三阶逆风格式(Monotonic upwind scheme for conservation law,MUSCL),湍流模式采用了一方程的Spalart-Allmaras模型.应用所建立的方法,分别针对Caradonna模型旋翼、UH-60A直升机旋翼的悬停流场和7A旋翼、SA349/2直升机旋翼的前飞流场以及旋翼气动载荷进行了数值模拟.计算结果表明,本文的方法在一定程度上提高了对旋翼流场的模拟能力,进而提高了旋翼气动载荷的计算精度.     

飞机座舱内空气速度和温度分布的数值模拟

飞机座舱内空气的流场和温度场直接影响到乘员的舒适性。本文应用雷诺平均Navier-Stokes方程和Launder-Sharma低雷诺数模型计算了飞机座舱内的流场和温度场。文中对对流－扩散方程中的对流项分别采用低阶和高阶精度格式进行了离散，计算结果表明高阶精度格式更适合飞机座舱内空气分布的数值模拟。     

非结构网格的高超声速粘性MHD流场数值模拟

应用数值方法在非结构网格上对磁场干扰下的二维高超声速钝头体粘性绕流进行了数值模拟。控制方程为N-S方程耦合Maxwell方程的粘性MHD方程组,空间离散采用有限体积方法,对流项用AUSM格式计算,粘性项用中心格式求解,时间推进用显式5步Runge-Kutta格式,引用双曲型散度清除技术加强▽.B=0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,分别对有、无均匀磁场干扰下的流动进行了数值模拟。计算结果表明,在均匀磁场干扰下,激波脱体距离显著增加,物体表面压力急剧下降。对比表明文中发展的计算方法可以准确地进行二维粘性MHD流场的数值模拟。     

非结构网格上Euler方程有限体积解法的改进

对二维非结构三角形网格上Euler方程有限体积解法的格点格式进行了一些改进，重点在于提高数值解的精度，细致处理人工粘性项的尺度因子以及对该项建立适当的边界条件；发展一种新的基于最长边剖分的三角形网格自适应加密方法。采取多步Runge—Kutta格式推进、当地时间步长、隐式残值光顺等措施加速迭代收敛。文末给出的数值结果非常接近于参考文献中结构网格上的结果，验证了所发展数值方法的精确性。     

用于非定常粘性流动计算的无网格算法(英文)

把无网格算法发展用于求解涉及动边界的非定常粘性流动问题。在处理粘性流动的布点问题时,通过在远离物面的区域采用无粘流动计算时所用的各向同性点云,而在物面附近引入各向异性点云,从而在保证物面法线方向布点较密以准确模拟边界层的同时,有效控制了布点总量,减少了计算时间。对于动边界问题,本文在上述方法获得的初始布点的基础上,采用基于扰动衰减规律的点云移动技术,快速得到物面运动到其他位置时流场求解所需点云。在所获得的点云上,采用一种带权系数的二次极小曲面逼近方法来离散Navier-Stokes方程的空间导数,权系数的引入使得流场求解时对各向同性点云和各向异性点云无需分开考虑,而是采用统一的求解方法,从而简化了编程求解。用发展的无网格算法,结合Navier-Stokes方程求解双时间推进方法,并耦合Spalart-Allmaras湍流模型,先成功地模拟出NLR7301翼型后缘摆动诱发的非定常流,并通过与实验比较,验证了本方法.接着进行了NACA0012失速模拟,给出了动态失速过程,展示出用本文方法处理复杂动边界问题的效果。     

Highly-Efficient Aerodynamic Optimal Design of Rotor Airfoil Using Viscous Adjoint Method

In order to overcome the efficiency problem of the conventional gradient-based optimal design method,a highly-efficient viscous adjoint-based RANS equations method is applied to the aerodynamic optimal design of hovering rotor airfoil.The C-shaped body-fitted mesh is firstly automatically generated around the airfoil by solving the Poisson equations,and the Navier-Stokes(N-S)equations combined with Spalart-Allmaras(S-A)one-equation turbulence model are used as the governing equations to acquire the reliable flowfield variables.Then,according to multi-constrained characteristics of the optimization of high lift/drag ratio for hovering rotor airfoil,its corresponding adjoint equations,boundary conditions and gradient expressions are newly derived.On these bases,two representative rotor airfoils,NACA0012 airfoil and SC1095 airfoil,are selected as numerical examples to optimize their synthesized aerodynamic characteristics about lift/drag ratio in hover,and better aerodynamic performance of optimal airfoils are obtained compared with the baseline.Furthermore,the new designed rotor with the optimized rotor airfoil has better hover aerodynamic characteristics compared with the baseline rotor.In contrast to the baseline airfoils optimized by the finite difference method,it is demonstrated that the adjoint optimal algorithm itself is practical and highly-efficient for the aerodynamic optimization of hover rotor airfoil.     

以风轮气动性能为目标的风力机翼型优化设计

提出了一种优化风力机翼型气动特性的设计方法。在现有风力机翼型的基础上,通过改变其最大厚度位置至后缘部分的外形进行优化计算。采用N-S方程计算翼型的流场及气动特性,以提高风力机切向力同时减小其法向力为目的,用二维线性插值的方法进行多目标优化。以DU 93W 210翼型为例,针对风力机翼型气动性能本身的矛盾性,根据实际需求提出几种方案加以优化。结果表明,在不同的性能需求下,本文所提出的设计方法能取得较好的效果。     

基于响应面法的跨声速翼型气动优化设计

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计。流场计算采用雷诺平均N-S方程。响应面模型采用二次多项式来构造，试验点的选取满足D优化准则。设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计，设计质量较高，有较大的工程应用价值。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围.在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术.通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式.研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值.     

用预处理方法及可压Navier-Stokes方程计算低马赫数流动

用可压方法及预处理方法求解了低马赫数紊流流动,其中空间离散格式采用了Roe格式,紊流模型采用了DES模型.以绕NACA0012的紊流流动为例,分析了该方法对提高流动速度和精度的特性,并将其用到多段翼型及绕圆柱的非定常流动中.数值模拟结果表明,该方法能有效求解低速流动及混合流场问题,且具有较高的数值精度.     

振荡翼型动态失速风洞试验研究

本文利用测力法对NACA0012翼型在振荡条件下的动态失速进行了风洞试验研究,阐述了测力法对动态失速试验的各主要环节的特殊要求和解决途径。试验结果表明,测力法与国外传统的测压法试验结果比较,吻合良好。因而为今后的振荡翼型气动特性的风洞试验研究开创了一条新的途径。     

基于预处理和网格自适应的风力机翼型气动力计算

用预处理后的Navier-Stokes方程数值模拟低马赫数下风力机翼型的静态和动态绕流流动。为了提高计算的精度,运用了网格自适应技术:初始网格的流场计算收敛后,采用流场速度的紊乱度捕捉湍流区域;采用直接分裂初始父单元的H型网格加密方法对湍流区域进行局部加密。基于初始网格与自适应网格的计算结果与实验结果的对比表明,网格自适应方法提高了计算的精度。     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响.研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利.此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义.     

风力机翼型的多学科设计优化

为了解决优化计算和流场分析耦合求解的难题,并实现优化流程的自动化运行,采用多学科优化设计框架软件,针对风力机专用翼型运行工况,对低雷诺数航空翼型NACA 4412的气动性能进行优化设计。软件集成了翼型生成、网格划分、流场分析、优化计算4个模块。其中,流场计算采用N-S方程求解;优化方法为多岛遗传算法。优化结果表明,优化后翼型有较高的升力系数和相对大的升阻比,其升阻比提高了15.9%。该方法可以实现多学科领域的精确分析和整个优化循环过程的自动化运行,也能为其他气动外形的优化设计提供参考。