基于SA模型的改进延迟分离涡模拟方法研究

流动分离问题的精细化模拟需求日益增加,传统的URANS方法已经无法满足精细化模拟要求,以基于SA的RANS/LES混合方法为基础,对DES方法中存在的网格诱导分离(Grid Induced Separation,GIS)问题及DDES方法存在的对数层不匹配(Log Level Mismatch,LLM)问题进行了改进,进一步发展了IDDES方法。通过对单圆柱绕流、亚音速三角翼及CRM-HL高升力标模算例的仿真验证该方法的有效性。数值结果分析表明:与URANS方法相比,DES类混合方法模拟精度更高,能更好地反映出流场丰富的涡系结构;与DES和DDES方法相比,发展的IDDES方法由于克服了DES和DDES方法的缺陷,数值模拟结果更接近实验值,可见IDDES方法具有很好的优越性和工程实用性。

多保真度的混合低声爆优化设计方法研究

超声速民用客机低声爆的设计需求不断牵引着低声爆优化设计方法的发展。目前基于伴随理论发展的设计方法由于具备高效高精度的特点已被广泛应用于常规飞行器的精细化设计中,但该方法推广应用到声爆反设计中时遇到近场目标过压信号难以设定的难题。为了有效克服该缺点,通过引入基于Seebass-George-Darden(SGD)理论的设计方法,进而发展了一种高低搭配的多保真度低声爆混合优化设计方法。结果表明:在保证容积约束条件下,地面声压级降低3.31PLdB,优化效果明显,多保真度混合低声爆优化设计方法具有良好的应有前景。

基于LU-SGS迭代的DGM隐式方法研究

考虑到LU-SGS迭代法已经在基于非结构网格的有限体积法中得到了成功应用,文章借鉴其思想,将其推广到高精度间断Galerkin有限元隐式格式求解中来,并对其性能进行了研究。为了避免隐式算法中对大型稀疏矩阵求逆,采用LU-SGS迭代法,只需要在每步时间推进中沿网格号从前到后和从后到前2次扫描计算即可,并且还能有效降低内存需求。通过对NACA0012翼型和ONERA M6机翼跨声速无粘流动进行数值模拟,计算结果表明:与TVD-RKDG显式时间格式相比,隐式格式所需的迭代步数和CPU时间均得到了很大程度上的减少,并且精度保持不变。

非结构网格上p型多重网格法流场数值模拟

在二维、三维非结构网格上,针对间断Galerkin方法计算量大、收敛慢的缺点将p型多重网格方法应用于该方法求解跨音速Euler方程,提高计算效率。p型多重网格方法是通过对不同阶次多项式近似解进行递归迭代求解,来达到加速收敛。文中对高阶近似(p>0)使用显式格式,最低阶近似(p=0)采用隐式格式。NACA0012翼型和ONERA M6机翼跨音速无粘流动数值模拟结果表明:p型多重网格方法同多步显式Runge-Kutta间断Galerkin(RKDG)方法相比,收敛速度明显得到提高,并且精度保持不变。

高阶间断Galerkin方法求解三维欧拉方程的研究

在三维非结构网格上,对高阶间断Galerkin方法求解定常三维欧拉方程进行研究。文中使用Roe格式通量函数计算网格单元边界上的数值通量;时间方向采用显式Runge-Kutta方法推进;并引入激波探测器和斜率限制器技术,成功地抑制流场解在间断处的数值振荡。对M6机翼跨音速无粘流场进行数值模拟,结果表明:计算结果和实验值吻合较好,和同等精度的有限体积法相比,具有更低的数值耗散和更强的激波捕捉能力。

p型多重网格间断Galekin有限元方法研究

在二维非结构网格上,使用p型多重网格间断Galerkin方法求解定常可压缩欧拉方程。p型多重网格方法主要特征是通过对不同阶次多项式的近似解进行递归迭代求解。文中高阶近似(p>0)上使用显式格式,在最低阶近似(p=0)上选用隐式格式,而非显式格式,从而在保证精度和占用较小内存的情况下加速收敛到定常解。运用该方法对NACA0012跨音速无粘流动进行数值模拟,数值结果表明:p型多重网格方法同单重显式Runge-Kutta方法相比,收敛速度能够提高6倍左右,并且精度保持不变。

N-S方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法

通常生成复杂外形物体的单域贴体网格很困难,为了克服这点,采用嵌套网格生成技术。以三段翼型为例,首先对某三段翼型分别生成贴体计算网格,再采用嵌套网格技术,生成嵌套网格,最后采用N-S方程对该翼型的粘性绕流进行数值模拟。计算结果验证了嵌套网格方法能较好地模拟多段翼型上的粘性绕流、多缝道流动及最大升力。

涡扇发动机带动力数值模拟

基于等熵流动原理,通过在排气口处设定总温比/总压比,进气口处设定质量流量,提出了一种新型的发动机进排气边界条件。通过与N-S方程耦合求解,数值模拟了轴对称超高涵道比涡扇模拟器CURF和单独涡轮动力模拟器进排气流场,数值结果表明:计算结果和实验值吻合较好,验证了提出的发动机进排气边界条件的正确性,同时也验证了涡扇发动机带动力流场计算方法的可靠性。

间断探测器在间断Galerkin方法中的应用

在二维非结构网格上,对高阶间断Galerkin方法求解定常二维欧拉方程进行数值研究。为了很好地抑制解在流场间断附近处产生的伪振荡,采用了间断探测器和限制器相结合的方法,并分别对Krivodonova间断探测器和基于激波物理特征的激波探测器进行了比较和研究。数值结果表明:如果流场中只存在激波时,两者探测效果相似,且后者更适合应用于求解激波问题。如果流场更加复杂,即存在多种间断时,前者依然可以比较准确地用来探测间断单元,能够很好抑制流场间断附近处产生的伪振荡,而后者失效。

高阶精度间断Galerkin有限元方法研究

在二维非结构网格上,对高阶精度间断Galerkin有限元方法求解跨音速欧拉方程进行研究。运用间断有限元理论,采用施密特正交化多项式基函数对流场解进行近似描述,使用HLLC近似黎曼解方法计算网格单元边界处的数值通量,积分项通过高斯积分求解,时间推进采用经典四步Runge-Kutta方法,并引入斜率限制器,抑制数值振荡。对NACA0012翼型跨音速无粘流动进行数值模拟,数值结果表明:间断Galerkin有限元方法具有较高的精度,较小的数值耗散和较强的激波捕捉能力。

曲线物面边界条件在DGM中的应用研究

基于二维非结构网格,采用高精度间断Galerkin有限元方法数值求解定常Euler方程。为了有效克服传统的反射物面边界条件在物面处易于生成伪熵降低计算精度的缺陷,提出一种曲线物面边界条件,从而实现对物理模型而不是数值模型进行数值模拟。对经典圆柱亚音速无粘绕流进行数值模拟,结果表明:采用曲线物面边界条件之后,流场解的精度得到很好的提高;此外,在非常稀疏的网格上,通过提高基函数的阶次仍可以得到高精度的数值解。

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。

机翼后缘噪声预测研究

机翼后缘噪声是飞机重要的机体噪声源之一。本文基于CFD(Computational Fluid Dynamic)数值模拟和Ffcows Williams-Hall理论,研究应用了一种预测干净机翼后缘气动噪声的方法。采用Menter's SSTκ-ω湍流模型对翼型和机翼进行N-S方程数值模拟得到后缘附近的湍流特征速度和特征长度,再利用Serhat Hosder的预估方法计算后缘噪声强度级。本文首先计算了NACA0012翼型在7种不同状态的后缘噪声,计算结果与实验值比较,符合很好,从而证明了本文采用的方法的可行性和正确性;然后研究了两个亚音速翼型(NACA 0009,NACA 0012),两个超临界翼型(SC(2)- 0710,SC(2)-0714),EET机翼的不同参数对后缘噪声强度级的影响,得出了对降低后缘噪声有参考意义的结论。

嵌套网格计算的一种实用初始洞面构造方法及应用

针对结构嵌套网格计算,提出一种实用的初始洞面构造方法,成功应用于自动化嵌套网格生成过程。首先采用封闭物面作为嵌套网格"挖洞"的初始洞边界,然后通过分别给定期望的壁面距离及初始洞间距比例因子的方法进行优化,得到真正的挖洞曲面。通过对NACA4412单段翼型、30P30N三段高升力翼型等算例计算,结果表明:本文提出的方法能有效解决嵌套网格计算中初始洞边界自动构造问题,并能有效避免在近壁面区域进行流场传值,在不需要额外采用洞面优化技术的情况下解决壁面狭缝网格重叠问题,获得更优的嵌套网格流场计算结果。结合本文方法对传统嵌套网格方法进行改进,可为自动化嵌套网格生成提供有效的途径。

一种新的涡扇发动机动力特性计算模型

以等熵流动原理为出发点,结合发动机短舱入口、出口及远场特征边界条件,建立了一种新的涡扇发动机动力特性计算模型。在基于非结构网格的并行计算软件中实现了模型,对轴对称超高涵道比涡扇模型(CRUF)、轴对称涡轮动力模型(TPS)以及某型民用飞机整机带发动机模型进排气流场进行了数值模拟,计算结果与传统的发动机动力特性模型计算结果以及实验数据进行比较,三者吻合较好,从而验证了构造的涡扇发动机动力特性计算模型的正确性、可靠性以及工程实用性。

浅析数字电视地面广播国家标准DMB-TH及其应用前景

介绍了中国数字电视地面广播的发展现状及强制性国家标准DMB-TH颁布的现实意义,分析了该国标的传输原理和技术特点及优势,说明了发展移动多媒体应用的优越性,并探讨了它在中国的应用前景。

阻力精确分解的方法研究与数值模拟

根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力。选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足。研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值。

应用间断伽辽金方法求解二维欧拉方程

在二维非结构网格上,构造了规范正交基作为测试函数,应用不同精度的间断伽辽金方法(DGM)数值求解二维Euler方程,其中数值通量项采用Lax-Friedrichs格式计算。通过对绕NA-CA0012翼型的跨音速流场的数值模拟,分析了该方法在捕捉间断解方面的特性;同时借鉴有限体积法(FVM)中的一些技术,对求解方案进行了优化。把间断伽辽金方法和有限体积法计算的结果进行比较,认为前者能够更好地处理间断解问题。

兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化

发展气动/声爆伴随优化设计方法对于研制新一代超声速客机具有重大意义。典型的气动/声爆伴随优化设计方法分为两种:近场信号的伴随优化和远场声爆预测耦合伴随设计优化。将最新发展的基于离散伴随理论的近场声爆信号反设计与气动特性优化结合,提出兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化策略。首先,概述了伴随方程梯度求解和提出的基于信号射线方法的近场过压提取及目标过压装配过程,并验证了优化流程中近场信号及地面波形预测的准确性。其次,针对超声速民机标模,开展了低阻优化、近场低声爆反设计、兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化三种策略的对比研究,结果表明兼顾气动和近场声爆特性优化策略的伴随优化在综合提升气动和低声爆特性上表现更优。最后与文献中相同算例的优化结果进行对比分析,进一步证明了该优化策略在超声速民机设计中的应用潜力。

离散伴随方法在气动优化设计中的应用

针对工程问题中大规模设计变量难以进行快速优化的难题,在自研流场解算器(WiseCFD-UG)基础之上,发展了基于离散伴随方法的梯度计算模块,实现了目标函数对大规模设计变量的快速精确梯度求解。此外,结合FFD参数化、线弹性体网格变形,优化算法等模块建立了气动优化设计系统。运用系统对M6机翼和CRM翼身组合体构型进行定升减阻优化设计,结果表明:机翼表面的压力分布得到了显著改善,表面激波得到不同程度的消除或减弱。气动优化设计系统有效可靠,具有一定的工程应用价值。