复杂外形网格生成技术

复杂外形网格生成是进行流场数值模拟的一个关键技术及前提。本文论述了采用保角变换方法、求解偏微分方程方法以及它们与代数方法结合生成二维及三维具有多块网格结构的贴体且与边界正交网格的技术。

有限体积法的分析与改进

本文对以Ｊａｍｅｓｏｎ为代表提出的常用的一种有限体积法进行了较深入的分析，指出了它的适用范围，网格对计算精度的影响并提出了改进措施。算例表明本文提出的分析与改进措施是正确、有效的。

二维网格生成技术及其应用

本文采用解析变换生成二维贴体、正交网格。对变换的精度及对流场解的影响以及如何对网格生成进行控制、形成与流场参数变化相适应的网格分布等问题以NACA0012翼型为例进行了深入地探讨,并成功地应用于欧拉方程数值解。

跨声速翼型绕流的Euler/边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。

振动翼型跨音速非定常Euler方程数值解方法

通过坐标变换使变化的物面边界条件及无穷远边界条件变为固定的有限范围内的边界条件。因此可在不增加计算机时的情况下,边界条件可以精确地满足。由于主控方程是Euler方程,因此,凡适合于Euler方程解的问题(跨音速、大扰动、非定常、高简化频率)均可应用此法。同时,在计算过程中采用贴体、正交网格与可控网格技术获得最佳网格分布。算例计算结果是令人满意的。

真实飞行器网格生成策略及在航空CFD中的应用

从应用于型号气动设计的实用软件研制的需求背景角度,探讨真实飞行器网格生成策略,以几种典型的军机、民机及导弹实用外形为例,研究生成贴体及与边界正交高质量计算网格,并应用于复杂流场计算。经全机亚、跨、超音速、大迎角及发动机进排气复杂流场测试,空气动力和力矩系数以及物面压力分布与实验数据吻合良好,证明本文论述的网格生成方法是实用、有效的。

螺旋桨滑流对飞机气动特性影响的数值分析

提出了一种预测螺旋桨滑流对全机气动特性干扰的数值方法。采用随桨叶旋转的螺旋尾涡系与机体表面定常马蹄涡系之间的干扰为数学模型。计算对应螺桨每一方位角时两涡系对网格控制点的诱导速度及压力系数，由此得到螺桨一个旋转周期的全机气动特性的时均值。算例计算表明，本文方法所获全机升力特性、阻力特性与实验值吻合良好。俯仰力矩在小迎角无襟翼偏转时与实验值也较吻合。该方法对单发或多发螺旋桨飞机均适用。

水滴撞击特性的高效计算方法

针对拉格朗日方法计算水滴撞击特性效率低、通用性差等问题,发展了一种水滴撞击特性的高效计算方法。在求解绕流流场的基础上,结合逐级结构化管理的边界信息存储方式,采用目标扩散追踪方法对水滴所在网格单元进行快速计算,并插值得到该点处的流场信息,逐个求解水滴运动方程得到各水滴的运动轨迹,从而确定水滴撞击极限、收集系数等撞击特性参数。通过对NACA0012翼型、GA-W(1)两段翼型和某三段翼型的计算得到不同状态下的水滴撞击特性,计算结果表明,该方法与传统方法相比具有计算效率高、结果可靠、通用性好等优点。

运输类飞机/发动机干扰流场纵、横向一体化数值分析

发展了一种计及粘性效应的运输类飞机 /发动机气动干扰纵、横向影响的一体化数值分析方法。采用多块网格技术及求解椭圆型偏微分方程方法生成贴体、与边界正交的多块对接网格。对全机 /发动机复杂外形的纵、横向绕流流场进行分区求解。利用 Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程 ,研究翼面有粘与无粘强干扰流动。计算结果表明 ,无论对带翼吊还是尾吊发动机的全机构型 ,均获得了与实验值吻合良好的结果。

基于两相流欧拉方法的翼型结冰数值模拟

文章通过计算流体力学的方法对翼型结冰进行了预测。针对拉格朗日法求解水滴收集特性计算工作量太大的缺点,引入水滴流场的概念,通过求解空气-水滴两相流场的欧拉方法,获得翼型表面水滴收集特性。结冰计算过程中网格采用变形网格技术得到,既保证了网格质量又减少了网格生成的工作量,采用有限体积法及LU-SGS隐式时间推进数值求解N-S及水滴运动方程。建立了对应于霜冰和光冰的冰增长模型。通过对NACA0012翼型霜冰和光冰的计算验证了该方法是有效的。

湍流模型在复杂流场数值模拟中的应用

采用4种湍流模型:代数Baldwin Lomax(B L)模型、半方程Johnson King(J K)模型的两个版本(J K90A和J K92)以及两方程k g模型,分别数值模拟了导弹超音速流动、NASATND 712标模和民机翼身组合体(两区C O网格)跨音速流动.采用中心有限体积和多步Runge Kutta方法数值积分三维可压缩雷诺平均Navier Stokes(N S)方程组.k g湍流模型方程的求解采用类似于N S方程组的方法进行.所有湍流模型均能很好地模拟附体及小分离流动;对于大攻角、分离剧烈的导弹流动,k g和J K92模型与实验吻合更好;B L模型在模拟民机跨音速流动时,它所捕捉的激波位置较其余3种模型靠后.利用多块网格模拟民机翼身组合体流场时,k g模型的模拟能力强于其余3种模型.

翼吊式双发民机机体/动力装置一体化数值分析

介绍了多块网格技术与流场分区求解方法在翼吊式双发民机机体／动力装置一体化研究中的应用．数值求解Ｅｕｌｅｒ方程模拟复杂组合体绕流．采用边界展方程／Ｅｕｌｅｒ方程耦合迭代技术进行器面粘性修正．为保持Ｅｕｌｅｒ方程求解中计算网格固定，粘流／无粘流耦合迭代采用表面源模型．该方法对某民用飞机模型跨音速绕流流场进行了数值模拟，机翼表面计算压力分布与实验吻合良好．

非定常来流对建筑周围流场影响的数值模拟

采用R ea lizab le k-ε双方程模型和P ISO算法,在正弦型周期变化风谱所形成的大气边界层对数风速廓线下,对绕三维建筑物的流动进行了数值模拟.采用分区网格划分方法,应用自适应网格技术,固体壁面采用标准壁面函数法处理.计算结果显示,整个流场都随正弦风谱呈周期性波动,各点速度的变化周期相同,只是幅度有所改变.周期的变化对整个流场速度的大小影响较小,但振幅的改变可使速度值发生很大变化.在建筑物周围,受阻挡的气流被挤压而绕流,横剖面后部形成两个旋转方向相反的大尺度涡;纵剖面后部分离后产生与H相同高尺的分离涡,回流区长度在0.15 m左右,且不随周期和振幅而改变,整个流动具有对称性.

用椭圆型方程生成三维贴体与边界正交网格

将Ｈｉｌｇｅｎｓｔｏｃｋ二维求源项方法推广到三维，并实现对内场网格疏密及网格线与边界面夹角的双重控制，生成了翼身融合体近似外形三维贴体与边界正交Ｏ－Ｏ网格和旋成体－后掠翼翼身组合体三维贴体与边界正交Ｏ－Ｃ网格。

多块网格技术及其在操纵面绕流计算中的应用

采用中心有限体积法求解Navier Stokes方程组 ,利用点对点搭接及面搭接多块网格技术成功地进行了多段翼型和存在外形间断 (剪刀差 )的带操纵面三维机翼的网格生成及粘性绕流流场数值计算 ,使用重叠面积加权插值及Ramshaw算法实现了面搭接的多块网格之间的信息传递并保证了通量守恒 ,并将流场计算结果与实验数据进行了对比 .

S-A湍流模型在N-S方程求解中的应用研究

文中将原始的Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型方程推导为守恒形式,并应用此湍流模型对二维RAE2822翼型和三维ONERA M6机翼粘性流场进行了数值模拟。计算结果与国外的实验结果进行了对比,表明文中的数值模拟方法具有较高的精度及良好的适应性。

复杂流场数值模拟中的网格生成

采用求解二维及三维椭圆型偏微分方程方法生成复杂外形的贴体及与边界正交网格。并采用分区、局部修正等手段提高网格质量。所得的网格用于导弹、全机、全机带外挂等多种外形的流场计算 ,结果与实验吻合良好。

螺桨滑流对全机绕流干扰的数值计算

数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显影响 ,使全机力矩特性产生较大变化。计算结果与实验值吻合良好。

湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究

通过求解三维 Reynolds平均 Navier-Stokes方程 ,采用 4种湍流模型 :代数 B-L、J-K90 A/J-K92模型和两方程 k-g模型 ,分别数值模拟了 ONERA-M6机翼、细长旋成体及 NASA TN D-71 2翼身组合体标模的跨声速及超声速流场。计算结果表明 ,对于附体及小分离流动 ,4种湍流模型的数值计算结果与实验值吻合良好 ;对于强激波、大分离等具有强烈上游历程效应的粘性流动 ,k-g和 J-K模型较 B-L模型有更好的模拟能力 ;对于具有多体干扰的复杂流场 ,k-g模型的表现则优于其余

应用笛卡尔非结构切割网格进行外挂物投放的数值模拟

描述了一种新的网格生成技术 ,即笛卡尔非结构切割网格技术 ,采用叉树数据结构 ,完成了几种单段和多段翼型以及三维机翼的网格生成 .应用中心有限体积法 ,对其绕流问题进行Euler方程数值模拟 ,并将计算结果与实验数据进行对比 .在机翼绕流数值模拟的基础上 。