一类二维非结构网格DSMC方法的实现策略及其应用

研究了一类二维非结构网格DSMC方法的实现策略。在数据结构方面，设计了局部化的数据组织方式，节约了内存与计算时间。发展了一种跟踪模拟分子迁移的算法，该算法仅需少量的逻辑运算与代数运算，不仅可以快速跟踪模拟分子在网格之间的迁移，而且可以准确判别分子与物面是否相互作用，搜索过程中的附带信息给出了分子与物面碰撞的精确时间与位置，避免了重新计算。引入碰撞距离的思想，既减少存储又保证正确的模拟结果。在程序编制过程中，我们充分展现了Fortran90高级语言的主要特性，引入动态数组、指针、链表以及派生类型数据，编制了计算程序。最后对过渡流域高超声绕流进行了数值试验。     

非结构网格上欧拉方程的自适应逆风隐式有限元解法

本文发展了一种解二维欧拉方程的隐式逆风有限元格式。空间近似应用的是二阶精度逆风方法；时间近似上根据数值通量函数的线性化处理导出了有限元的隐格式。为减少数值振荡，引入了基于特征变量的限制因子。在经自适应处理的非结构网络上，本文对跨、超、高超声速绕流进行了数值模拟。计算实践表明发展的隐式有限元格式与显格式相比具有较高的计算效率和较强的适应性。     

A mesh optimization method using machine learning technique and variational mesh adaptation

Computational mesh is an important ingredient that affects the accuracy and efficiency of CFD numerical simulation. In light of the introduced large amount of computational costs for many adaptive mesh methods, moving mesh methods keep the number of nodes and topology of a mesh unchanged and do not increase CFD computational expense. As the state-of-the-art moving mesh method, the variational mesh adaptation approach has been introduced to CFD calculation. However, quickly estimating the flow fi...     

Aeroacoustic and aerodynamic optimization of propeller blades

It is of great significance to develop a high-efficiency and low-noise propeller optimization method for new-generation propeller aircraft design. Coupled with free form deformation method, dynamic mesh interpolation technology, optimization algorithm, surrogate model, aerodynamic calculation and aeroacoustic prediction model module, the integrated aerodynamic and aeroacoustic design method of propeller is built. The optimization design for the six-blade propeller is carried out. The non-reduction in efficiency, thrust coefficient and the minimum of aerodynamic noise is treated as the optimization design objective. The spatial vorticity distribution of the propeller before and after the design is also analyzed by using unsteady computational fluid dynamics method. The results show that the optimized propeller can effectively reduce the aerodynamic noise level. The maximum total sound pressure level can be reduced by 5 dB without reducing its aerodynamic performance. The developed method has good application potential in low-noise optimization design of propeller and other rotating machinery.     

基于CFD数值仿真技术的飞行器动导数计算

为了研究表征飞行器动态稳定特性的动导数,结合计算流体力学方法,基于滑移网格技术,采用小幅度强迫振动法和差分法两种非定常方法,推导了俯仰组合动导数以及滚转阻尼导数的计算表达式,并结合多参考系模型采用准定常方法计算滚转阻尼导数。建立了基于计算流体力学技术的飞行器动导数计算方法。对国际动导数标模Finner导弹进行了计算验证。两种非定常方法对俯仰组合动导数的计算误差分别为0.65%、6.13%,对滚转阻尼导数的计算误差分别为2.5%、0.06%。求解滚转阻尼的准定常方法对于滚转阻尼导数的计算误差为2.67%。三种方法的计算结果与风洞试验结果吻合的很好。非定常方法计算精度高,准定常方法可以快捷迅速得到结果。本文的数值方法不仅适用于超声速,同样可以用于亚、跨声速时的动导数计算。     

固冲发动机补燃室非稳态沉积过程分析

采用随机轨道模型,基于动网格技术,分析了固冲发动机补燃室非稳态沉积过程中燃气流动边界形状变化对燃气流动及沉积分布的影响,得到了补燃室内壁面的非稳态沉积规律,对直连试验中出现的进气道出口拐角烧蚀沟槽现象进行了理论分析。研究发现,不同粒径的粒子在补燃室内的分布特性差异较大;凸起的沉积块可改变燃气流向,使进气道出口拐角处的高温区变大,易形成沟槽;点火初期,掺混区进气道之间的沉积速率较大。     

螺旋桨滑流对增升装置气动特性影响研究

采用准定常N—S方法,通过单独螺旋桨模型计算结果与非定常、试验结果的对比,验证了计算螺旋桨滑流的可行性。重点对带两台螺旋桨发动机的增升装置流场特性进行了计算分析,研究了螺旋桨滑流对飞机流场和气动性能的影响。研究结果表明：螺旋桨滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使飞机升、阻力系数增大。为螺旋桨飞机设计提供了一种快速、有效的数值模拟手段,在工程领域具有一定的应用前景。     

二维Delaunay网格的一个约束边恢复算法

针对二维约束Delaunay网格生成中约束边恢复问题,提出了一个基于平面扫描策略的约束边恢复算法,证明其收敛性。给出了算法的计算复杂度,说明了算法能有效减少＂相交测试＂的次数。实现算法并用复杂算例验证了所得结论。     

三维烧蚀内部热响应数值计算研究

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss Seidel迭代法计算热解气体质量流量和温度场。同时,研究和分析了三维烧蚀移动边界处理方法以及动网格生成方法。由于每个时间步都需要网格重划,烧蚀热防护数值计算对存储效率和计算效率要求较高,本文研究了内部热响应计算中影响存储效率和计算效率的主要因素,并提出了相应的压缩存储方案和求解方案。计算结果表明,移动边界处理方法准确合理;存储方案的存储效率较高;保持刚度矩阵和形函数矩阵正定对称性可以加快温度场计算的收敛速度。     

潜载导弹近筒口点火数值仿真

针对无横流影响的潜载导弹近筒口点火瞬态流场变化情况,建立多相流数学模型,考虑空穴模型,基于动网格技术,实现了潜载导弹弹射出筒、近筒口点火方式发射过程尾空泡的演变过程以及弹体、固壁的压强变化。仿真结果表明,筒口效应导致固壁各处的压强阶跃;近筒口点火后,尾空泡不断的颈缩、膨胀导致压强脉动,但不会产生断裂和回击现象。在筒口气团闭合后点火对筒口产生更大的压强脉动,有可能对固壁产生破坏。