基于迎风隐格式的全速域数值算法研究

虽然迎风格式在亚跨音速、超音速及高超音速流动中取得了巨大成功,已形成较为成熟、可靠的理论和方法,但对低速流动的计算结果并不理想,因此为了采用基于迎风格式的时间相关法处理全速域流动问题,还需引入预处理的思想,解决低速区域的收敛问题。文中推导给出了引入预处理后的迎风R oe格式,并基于预处理后的雅可比矩阵构造了对角化的近似因子隐式时间推进,在结构化网格上求解流动控制方程组,采用的算法不仅提高了在低速区域的计算效率和计算精度,也保证了在亚跨、超音速区域的计算精度。研究表明,所给出的算法是一种适用于处理全速域流动问题的有效方法。     

基于改进直接曲率法的一种气动反设计方法研究

采用直接曲率法(DISC)反设计模块耦合NS方程流场求解程序,建立了具有跨声速翼型和机翼设计能力的气动设计平台.针对翼型表面光顺和跨声速设计中出现的收敛性问题,提出了基于最小二乘法原理的形状改变量曲线拟合方法,可显著改善跨声速设计收敛速度;提出的翼型前缘形状的多项式插值方法,可消除DISC方法中旋转变换而带来的翼型前缘不光顺问题,且具有加速收敛和增强设计稳定性的作用.     

超燃冲压发动机一维跨声速流动奇异初值问题

超燃冲压发动机一维跨声速流动方程在临界声速点存在奇异问题,现有的基于L’Hosp ital法则的求解方法在进行跨声速流动计算时可能出现较大的数值误差.从数值稳定性和误差特性两个方面对该算法进行了分析,结果表明问题主要在于方程的奇异初值误差,需要针对这一问题提出改进算法.     

超临界翼型的跨声速颤振特性研究

采用Navier-Stokes方程和二元弯-扭颤振运动方程耦合，用时间推进方法计算结构响应的时问历程，从而得到超临界翼型的跨声速颤振特性。研究了结构参数完全相同的3个超临界翼型(RAE2822，DFVLR-R2和NPU-3)的跨声速颤振特性。为了对比，同时计算了NACAOO系列的3个翼型(NACA0012，NACA0008，NACA0004)的跨声速颤振特性。研究结果表明，翼型形状对颤振特性有明显的影响，相对厚度较小的翼型颤振速度较高；厚度基本相同时，超临界翼型的颤振速度高于NACAOO系列翼型；跨声速范围内，由于气动力的非线性影响，普遍存在极限环振荡。     

一种求解定常无黏流场的混合延拓方法

定常流场的求解在现代飞行器气动设计中有着广泛的应用,流场求解效率对飞行器优化的效率有着重要影响。提出了一种将拉普拉斯(Laplace)算子与伪时间推进法相结合的混合方程延拓方法,用于求解定常无黏流动问题。在定常流动问题中,流场通常被初始化为均匀来流条件,然后再开始迭代求解。这就导致初始残差仅在靠近边界的网格处不为零。针对这一特点,通过拉普拉斯算子作为额外耗散措施,加速非线性迭代在求解初期的收敛速度。在非线性迭代的后期,为避免拉普拉斯算子的过度耗散,混合延拓方法逐步过渡为由伪时间项主导。为构造完整的非线性迭代策略,同时给出了延拓系数的初始化、递推和终止方法。最后,将所构造的方法应用于有限元欧拉方程求解器中,分别通过GAMM鼓包内流算例和NACA0012外流算例,在亚声速和跨声速条件下对计算效率进行了验证。数值实验结果表明,混合延拓方法在跨声速算例中可以比单纯拉普拉斯延拓提高1/3~1/4收敛速度,相对于单纯时间推进法的效率提升更为显著。     

基于近似边界条件的翼型跨声速颤振数值模拟研究

采用近似边界条件对二维翼型的跨声速颤振进行了数值模拟.计算网格采用静止的笛 卡儿网格,通过薄翼和机翼小变形假设,使用一阶近似边界条件求解欧拉方程;由于文中方法 在计算过程中不需要重新生成网格,节省了大量的时间.计算了Isogai机翼模型的颤振边界, 与参考文献的计算结果吻合良好,证明了基于近似边界条件的跨声速颤振数值模拟方法的高效性和准确性.     

叶轮机任意旋成面跨声速有旋流动的赝势函数数值分析

本文以文献[1] 提出的(?)势函数的新概念,编制出求解任意旋成面叶栅含激波的超跨声速有旋流动的数值计算程序。该程序运用了(?)势函数理论,保持了势函数的优点,但解除了均熵、无旋的限制,对含激波的超跨声速流动的求解,提供了一种新的计算简便的有力工具。采用半点离散方法来构造守恒型差分格式去离散(?)势函数。可以更好地捕获激波。采用分析跨声流场的数值计算方法- 强隐式计算方法(StronglyImplict Procedure,简称SIP方法),该方法对求解复杂不均匀网格的问题上,收敛速度要比其他常用数值方法快得多。该程序编制结束后,计算了东方汽轮机厂 60万千瓦汽轮机末级851动叶片的流场,取得了满意的结果。     

微型扑翼绕流的N-S方程数值模拟

基于广义无限插值理论生成了适用于模拟微型扑翼粘性绕流的三维C-0型网格,应用有限体积法结合双时间推进技术求解了微型扑翼在低速、低雷诺数下的粘性绕流.控制方程采用预处理后的三维可压缩非定常N-S方程组,有效地克服了低速流动条件下求解常规可压缩N-S方程遇到的刚性问题.通过与参考文献结果的比较验证了文中方法的正确性,并研究了扑翼相关参数对其气动特性的影响.文中所得到结论对扑翼的气动设计具有指导意义.     

运输类飞机气动力分析软件ATTF的开发与验证

针对我国运输类飞机设计与发展的实际需要,开发设计了一种高效的复杂外形气动力计算与分析软件ATTF(Analysis Toolkit for Transonic Flows)。软件采用结构化多块计算网格,通过求解Navi-er-Stokes方程,实现三维复杂外形粘性绕流流场的数值模拟。控制方程的求解采用Jameson中心有限体积+人工粘性格式,并采用显式五步Runge-Kutta格式进行时间推进求解。方程求解采用了当地时间步长、变系数隐式残值光顺以及多重网格等多种加速收敛措施。程序采用动态内存管理技术以提高计算机有限内存的利用率。在确保控制信息和边界信息准确无误、内存容量允许的条件下,同一个可执行文件可以用于不同几何外形、不同网格规模和拓扑结构的流场数值求解。为检验ATTF程序的计算效率和稳定性,验证其对于复杂外形气动力特性的预测和评估能力,文章针对DLR-F6带短舱挂架的跨声速宽体运输类飞机外形进行了数值模拟与计算,并与风洞试验结果、CFL3D和TRIP2.0的计算结果进行了分析对比,结果显示ATTF软件的计算结果是可靠的,其计算精度与国内外同类软件相当。     

微型直升机旋翼的不可压Euler方程数值计算

采用拟压缩方法求解低速不可压流动具有效率高、稳定性好的优点。通过求解拟压缩性修正后的Euler方程成功地模拟了悬停时微型直升机旋翼的绕流。计算网格采用O—H拓扑形式的结构网格，空间离散采用中心有限体积法，时间推进为五步Runge—Kutta方法。采用了当地时间步长、压强阻尼及隐式残值平均方法来加速收敛。应用此方法对低速条件下旋翼进行了数值模拟，计算结果与实验数据吻合得较好，经气动分析，证明拟压缩性方法运用于微型直升机旋翼完全可行。     

隐式超松弛LU-SGS间断Galerkin算法

为了提高求解欧拉（Euler）方程和纳维-斯托克斯（NS）方程的计算效率,结合隐式时间离散格式研究了间断伽辽金有限元方法（DGM）.通过改进上下三角分解对称高斯赛德尔（LU-SGS）格式,引入舍入误差项,构造了超松弛内迭代LU-SGS离散格式,实现了非定常可压缩绕流流场的计算.通过Sod激波管问题、二维管道问题验证了算法的可靠性和准确性.数值计算了RAE2822翼型、ONERA M6机翼跨声速可压缩绕流问题,并与多步龙格库塔（RK）算法、LU-SGS算法和广义极小残余（GMRES）算法的计算结果进行了比较.结果表明,超松弛内迭代LU-SGS算法具有良好的稳定性和高效性,计算效率是LU-SGS格式的2.35~3.1倍,是RK格式的5.4倍.     

求解欧拉方程的预处理隐式无网格算法

发展出一种用于求解欧拉方程的预处理隐式无网格算法. 该算法对守恒型欧拉方程进行Weiss-Smith型矩阵预处理,并在无网格点云上离散求解. 求解大体是基于传统无网格算法展开的,为此,先对矩阵谱半径、人工耗散项、远场边界条件等受预处理影响的部分进行了具体的讨论. 接着,结合LU-SGS算法,通过点云重排与分割,给出了预处理隐式无网格算法的具体实施过程. 典型翼型和机翼算例与文献或实验结果进行了验证比较,表明所发展的隐式算法比相应显式算法收敛更快,已从单纯模拟可压缩流动拓展到模拟几乎不可压的低马赫数流. 最后,给出了翼身组合体的低马赫数绕流算例,进一步展示出算法处理实用三维气动外形的潜力. Symbol`@@     

采用非定常N—S方程的翼型颤振特性分析研究

以非定常N－S方程为主管方程,计算翼型振动的瞬时非定常气动力,并与颤振方程耦合求解,用时间推进的方法,计算了结构响应特性。经多个算例计算,研究了颤振的临界速度随马赫数的变化规律以及极限环振荡等非线性特性。计算结果与其它献计算结果吻合很好。     

基于复合形方法的翼型优化设计研究

将流场分析程序和复合形优化方法耦合起来，发展了一种工程实用的翼型优化设计方法，用以提高翼型在多个设计点、在多种约束条件下的气动性能。通过求解N-S方程得到升力、阻力、力矩系数等气动参数，并以这些参数的适当组合构成目标函数，利用复合形优化方法对形成的目标函数进行最优化。算例表明，文中给出的翼型优化设计方法设计质量高，计算结果稳定，在工程上有较大的应用价值。     

求解RANS方程的高阶间断Galerkin方法研究

基于二维结构网格,对间断Galerkin方法(DGM)求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程进行了研究。根据混合有限元方法的思想,引入辅助变量,对粘性项中的高阶导数项进行降阶处理,再应用DGM对辅助变量方程和降阶后的RANS方程进行联立求解。对平板层流流动进行了数值模拟,结果表明,随着逼近多项式次数的增加,速度型和摩擦系数更加接近Blasius解。此外,还引入了Bald-win-Lomax湍流模型,对NACA0012翼型跨音速粘性流场进行了数值模拟,与实验结果进行了对比,进一步验证了算法的可靠性。     

翼型采用近似边界条件的欧拉方程数值解

1　IntroductionThe use of body- conforming curvilinear gridshas become the most common approach in modernComputational Fluid Dynamics ( CFD ) methodssince the early seventies.It is now almost thenorm of all CFD methods that use structured gridsfor complex geometries.However,the computertime and human work involved in generating thecurvilinear grids could be rather demanding,especially for problems involving motion of theflow boundaries such as in the aeroelasticsimulation of a deforming wi…     

非结构网格多段翼型绕流Euler及N—S方程数值模拟

描述二维非结构无粘网格和粘性网格的生成方法,对二维翼型绕流进行了Euler及N－S方程数值模拟,运用推进面方法,生成无粘网格,进一步结合推进层方法,生成粘性网格,应用中心有限体积法,采用B－L代数湍流模型,完成了对多段翼型流场的Euler方程和N－S方程的数值模拟计算,计算与实验结果对比表明,所采用的网格生成技术及流场计算方法是正确、有效的。     

en方法在无限展长后掠翼边界层转捩判断中的初步应用

文章利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序、三维层流边界层方程求解程序以及三维线性稳定性方程求解程序进行了中、小后掠无限展长机翼边界层转捩预测的研究。三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序为三维层流边界层求解程序提供层流边界层外边界的流动参数,后者为基于三维线性稳定性理论的en方法提供高精度的边界层速度型,由en方法得到的边界层转捩信息反馈给三维RANS求解程序,上述3种程序的耦合构成了一次对边界层的转捩判断。经过几次上述流程,边界层转捩的位置收敛,将计算得到的转捩位置与实验测得转捩位置进行比较,初步验证了文中方法的可靠性。     

非结构网格上双曲守恒律的并行算法研究

针对Euler方程的求解问题,在分布式存储环境下,提出一种适合于非结构网格上的并行算法。采用区域分解算法,适当处理网格,使每台处理器保持负载平衡。采用GMRES隐式时间离散格式、当地时间步长等加速收敛方法,通过对绕NACA0012翼型、ONERA M6机翼以及DLR-F6翼身组合体无黏流动数值模拟,验证了该方法具有较高的加速比和并行效率,适合在MIMD模式下进行大粒度科学计算。     

迎风格式的低速预处理及远场边界影响研究

为处理低马赫数下的流动问题,在原来可压缩流动求解器的基础上,引入Weiss-Smith预处理,根据Roe通量差分分裂(FDS)思想,修改了Roe FDS中的耗散项,并基于预处理后的方程组系数矩阵的特征系统,重新构造了主对角占优的近似因子隐式时间推进(AFADI),然后考察了不同远场边界对低速流动的收敛性和计算精度的影响。计算结果表明:采用预处理后,合理的设置远场边界,可以进一步改善迎风预处理格式的收敛性和准确性;采用CVBC远场边界时的收敛性均好于SFBC边界;至于计算精度,如果远场离物面较近,采用CVBC边界准确性要高于SFBC;如果远场离物面足够远,采用SFBC作为远场边界也是可以的,与CVBC边界差别很小。