航空发动机总体性能数学模型的1种收敛算法

介绍了改进的Newton-Raphson方法和Bmyden方法,以之计算航空发动机数学模型的收敛,提高了模型的收敛性。     

强稳定的最优单步法公式

本文研究一阶常微分方程灵敏值解的收敛性与稳定性，利用最优化方法，确定最优系数，导出两个强稳定的单步公式，并加以优化和改进，得到新的算法。经过实际计算，结果优目前的单步公式。同时也验证了梯形公式。     

涡格法中Multhopp离散的超收敛性的进一步研究

在中弧线为四阶以下多项式的二维薄翼绕流问题的研究中，Ｍｕｌｔｈｏｐｐ离散超收敛性的证明展示了涡格法中优化的离散化格式的潜力。本文把这一研究扩展到中弧线为任意Ｎ阶多项式的二维薄翼绕流的一般情况。通过误差分析，证明了Ｍｕｌｔｈｏｐｐ离散对该问题可以得到离散化误差为零的翼面涡密度、升力和俯仰力矩，唯一的要求是使用的离散元数目应大于［（Ｎ＋１）／２］。     

无约束优化问题的一个新的DFP信赖域算法

在文献[1]的基础上,给出了一个新的DFP信赖域算法,此算法具有较好的性质,并给出了该算法的全局收敛性以及二次收敛速度.     

基于网格缩小的非结构网格梯度重构及制造解精度测试与验证

网格收敛性研究是验证与确认中的重要手段,本文针对一般非结构网格难以自相似加密的问题,实现了基于网格缩小的精度测试方法。在典型的各向同性和各向异性拉伸网格上,利用网格缩小精度测试方法分别考察了梯度重构精度以及制造解流动模拟精度,将网格缩小精度测试结果与传统的网格加密精度测试结果以及理论分析结果进行对比,验证了网格缩小精度测试方法与网格加密精度测试方法及理论分析的一致性。最后将网格缩小精度测试方法应用到各向异性拉伸网格粘性制造解精度测试中,得到了预期中的结果,并初步考察了梯度重构方法、网格类型对数值模拟精度的影响,显示出网格缩小精度测试方法在一般非结构网格精度测试上的优势,具有一定应用前景。     

类X-37B航天器气动力天地相关性数值模拟

随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大气层内飞行走廊的状态对中国类似航天器的研制具有重要的借鉴意义。首先,对计算类X-37B布局飞行器的网格无关性及网格修正开展了研究,在此基础上提出的网格规模影响修正方法对该类飞行器的计算结果修正经过验证是可信的;然后,分别对比分析了雷诺数的影响和试验状态支架干扰的影响,完成了基于数值模拟的高空飞行与风洞试验气动特性差异分析。结果表明,网格规模主要对亚声速来流计算状态压差产生的轴向力影响较大,对法向力系数、俯仰力矩系数和纵向压心影响较小;雷诺数对该类飞行器气动特性特别是轴向力系数、阻力系数和升阻比有较大的影响,但随着马赫数的增加,影响特性开始变的非常复杂;由于风洞试验状态支杆存在,亚跨声速来流条件对该类飞行器的底阻影响很大,需要采取一定的方法和手段对支杆影响进行修正。     

流体网络节点残量修正算法的改进

为了提高流体网络求解的收敛性与稳定性,对网络节点残量修正算法进行改进。基于理论分析,提出使残量修正算法大范围收敛的初值赋值规律,并通过简单模型的数值分析加以验证;在节点残量修正显式迭代的基础上,提出隐式梯形迭代格式,扩大最大迭代步长。基于改进方法,以某典型航空发动机空气系统为例进行计算,获得空气系统各节点的压力、温度以及各支路的质量流量。该计算过程显示,相对于残量修正显式迭代,改进计算振荡大幅度减弱,收敛速度提高了80%以上。结果表明:改进算法有效地提高了流体网络求解的稳定性和收敛性。     

地面效应中悬停旋翼的自由尾迹计算

发展了一种具有良好收敛性的自由尾迹模型,用于对地面效应(IGE)状态下的旋翼悬停尾迹进行数值模拟。其中使用直涡元对桨尖涡丝进行离散,使用面元法模拟地面对流场的影响。针对以往类似研究中旋翼高度较低时自由尾迹迭代不易收敛的问题,引入了地下尾迹等比例修正并提出了环式地面面元分布等多项修改办法来改善计算模型的收敛性,同时这些改进也起到了削减计算量的作用。为了对新构建模型进行验证,以多个高度下的旋翼有地效状态为算例,对其尾迹几何结构进行了计算并与实验值进行了对比,结果显示二者符合得较好,证实了该模型具有较高的准确性。     

基于广义Richardson外插方法的阻力预测精度分析

利用计算流体力学(CFD)方法预测阻力是飞行器气动设计中的关键环节。采用广义Richardson外插方法分别对数值方法预测二维简单构型的压差阻力、摩擦阻力和三维复杂构型的总阻力的精度进行了分析。在NACA 0012翼型无黏绕流和平板湍流边界层两个算例中验证了NSAWET程序和广义Richardson外插方法,分别得到数值算法预测压差阻力和摩擦阻力能达到的名义精度。进而模拟三维通用研究模型(CRM)翼身组合体绕流,得到的阻力名义精确值在DPW 5的统计误差带范围之内;综合DPW 5的计算结果来看,不同CFD解算器的结果之间存在一定差别,阻力预测精度总体上不符合二阶。可见,标准Richardson方法采用的二阶精度假设难以普遍适用,有必要采用广义Richardson外插方法得到名义精度。针对不合理的名义精度,采用Roache建议的方法加以限制。广义Richardson外插方法有助于提高误差分析的合理性,可以进一步降低网格对阻力预测的影响。