高阶精度DG/FV混合方法在二维粘性流动模拟中的推广

DG/FV混合方法因其具有紧致性、易于推广至高阶及相比同阶DGM计算量、存储量小等优点,已成功应用于一维/二维标量方程和Euler方程的求解。在此基础上,将该方法推广于二维三角形/矩形混合网格上的NavierStokes方程数值模拟,将格式形式精度提高至4~5阶。物理量的空间重构及离散使用DG/FV混合重构方法;无粘通量计算采用Roe格式;粘性通量计算采用BR2格式;时间方向离散采用高阶显式R-K方法或隐式方法。利用该方法计算了有解析解的Couette流动问题以验证几种格式的数值精度阶,并计算了层流平板流动和定常、非定常圆柱绕流问题等经典算例。计算结果表明DG/FV混合方法达到了设计的精度阶,在较粗的网格上亦能得到高精度的计算结果;定性分析和数值结果表明相比同阶DG方法单步计算量减少约40%。     

复杂外形的动态混合网格生成方法

本文将层推进方法、四分树方法和阵面推进法相结合,建立了二维复杂外形的动态混合网格生成方法.首先用层推进方法在运动物体附近生成贴体的四边形网格,然后用四分树方法在外场生成自适应的矩形网格,而中间由三角形网格过渡.三角形网格由阵面推进法生成,并由节点松弛和"对角线交换"方法进行优化.当物体运动时,贴体的四边形网格随物体运动而运动,而外场的矩形网格保持静止.中间过渡层的三角形网格随物体运动而变形.当物体运动位移较大导致出现质量较差的单元甚至导致网格相交时,则在局部重新生成网格.利用上述动态混合网格生成方法,生成了多种含相对运动的复杂外形的动态混合网格,网格质量令人满意.     

用非结构动网格技术计算确定再入飞行器配平攻角

提出了用数值计算直接确定飞行器配平攻角的自由振动法.该方法采用非结构动网格技术,使飞行器在气动力作用下绕通过质心的轴线自由振动,最终衰减到配平攻角.构造了一种MUSCL类型有限体积格式,求解考虑了动网格效应的三维非定常Euler方程,采用弹簧近似技术实现非结构网格的变形运动.作为例证,计算确定了载人飞船返回舱的配平攻角,计算结果与实验结果接近.该方法外形适应能力强,效率较高,具有较好的应用前景.     

非定常数值模拟方法的发展及其在动态绕流中的应用

基于混合通量分裂的思想,通过应用Gauss-Seidel迭代求解差分方程,构造了一种时空二阶精度、无条件稳定的隐式迭代NND算法,并讨论了时间精度与稳定性,亚迭代收敛判则,几何守恒律的应用以及动壁边界条件等相关问题.通过引入一种简便易行的加权函数来综合刚性动网格生成技术和超限插值生成动网格这两种方法的优点,发展了一种计算量小、比较实用的加权动网格生成技术.作为应用实例,本文给出了多个动态物体绕流的数值模拟算例,计算结果表明了本文数值方法的成功.     

基于非结构网格的翼身组合体绕流数值模拟

应用投影变换的方法生成三维翼身组合体的表面网格，提出了新的三维空间多层背景网格生成方法．在背景网格建立和三维初始推进面生成的前提下，利用推进阵面法生成了翼身组合体的三维空间网格，并应用网格光顺技术和变换方法，改进了初始生成网格的质量。应用格心格式的有限体积法对翼身组合体绕流进行了Euler方程的数值模拟，得到了较为满意的计算结果。     

DLR-F6/FX2B翼身组合体构型高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6和DLR-F6_FX2B 2种翼身组合体构型的高阶精度数值模拟,计算外形来自AIAA第三届阻力预测研讨会。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型和预测局部构型变化引起的气动特性变化量的能力。在固定升力系数条件下,采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动力系数、压力系数分布、表面流态等方面研究了网格规模对DLR-F6和DLR-F6_FX2B翼身组合体数值模拟结果的影响;采用中等网格开展了来流迎角对2种翼身组合体气动特性的影响研究。通过与National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果对比,表明采用高阶精度计算方法得到了网格收敛的数值模拟结果,较好地模拟了DLR-F6翼身组合体局部修型引起的微小气动特性变化和翼身结合部流动特性的差异。     

基于TFI的局部网格变形方法研究

本文发展了一套基于TFI（Transfinite Interpolation,超限插值法）技术的局部网格变形方法,该方法不同于以往的整体网格变形思路,将网格变形控制在有限的区域内,在保证网格质量的同时,不影响其他区域的网格,因此能够较好地配合其他动网格方法解决复杂流动问题。以带后缘襟翼的NACA0012翼型为例,对翼型俯仰振荡耦合襟翼偏转运动的动态流场进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合良好,证明了本文发展的局部网格变形方法的可行性。     

使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟

为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。      

径向双旋流燃烧室流场结构大涡模拟研究

为深入了解真实航空发动机燃烧室内流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格湍流模型对一种径向双旋流环形燃烧室的单个头部构型冷态流场进行了大涡模拟。为保证模拟精度,没有对模型进行常规简化处理,对包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真。计算验证了程序对高度复杂流场的模拟能力,结果表明,大涡模拟能较为全面地反映燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常的非定常发展过程,并成功捕捉到流场中心回流区等各种大尺度结构及涡旋破碎泡等旋流特征;大涡模拟所获得的时间平均流场结构与已有PIV试验结果定性一致,与RANS计算相比更接近试验测量值。     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。