基于多面体网格复杂外形ROV阻力CFD计算

以某复杂外形ROV为研究对象,建立了ROV的水动力计算模型,基于CFD数值计算基本方法和多面体网格技术,搭建了三维数值水池,采用Coupled Implicit方法求解N-S方程,完成了复杂外形ROV阻力的数值计算。结果表明:论文采用的计算方法能够真实地反映ROV的阻力性能。在航速3Kn时,该ROV沿X方向直航和沿Y方向横移的阻力值均保持在35kg以内,论文的计算值可为ROV推进器的选型和动力推进系统的设计提供参考。

复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算

针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布,采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度,计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明:该方法适用于复杂外形,且具有较高的计算效率和精度,能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。

带复杂外形附体的AUV流体动力数值计算

自主式水下航行器(AUV)携带复杂外形附体(设备)时,其流体动力参数的精确计算是一个技术难点。利用通用流体动力学仿真软件CFX,采用SST湍流模型,对带有盐温深传感器(CTD)和GPS/北斗天线的AUV流体动力进行了数值计算,得到了3种模型下AUV流体动力的变化规律,分析了不同附体对AUV流体动力的影响。结果表明,带有附体后AUV水平面不对称,在附体处压力及速度变化剧烈,导致AUV流体动力参数及流场有了很大的变化。数值计算结果为AUV工程设计提供了参考依据。

基于“各向异性”四面体网格聚合的复杂外形混合网格生成方法

复杂外形粘性流动的计算网格生成一直是阻碍CFD实际工程应用的瓶颈问题之一,虽然三棱柱/四面体混合网格的出现极大地缓解了这一问题,但是在飞行器几何外形非常复杂的情况下,在粘性边界层内生成高质量的贴体三棱柱网格仍然是非常困难的事情。本文从"各向异性"四面体网格的生成算法中得到启示,发展了一种基于"各向异性"四面体网格聚合的混合网格生成方法。通过对DLR-F6翼身组合体和F16战斗机外形的混合网格生成及数值模拟表明,该方法生成的混合网格具有网格质量好、自动化程度高等特点,对提高复杂外形飞行器关键气动参数的模拟精度具有重要意义。

复杂外形网格生成技术及应用

以某型双立尾战斗机为例，给出了实际复杂型号飞行器结构网格生成的一种分块方案及实现过程，用一种矢性三次多项式插值的方法生成相邻块公共交界面的网格，用Ｈｉｌｇｅｎｓｔｏｃｋ方法修正源项，求解椭圆型方程生成块内空间网格，使网格线与边界面夹角、与边界面间距控制为期望的值．在所生成的双立尾战斗机分块结构网格中求解Ｅｕｌｅｒ方程，获得了合理的全机气动力系数。

带复杂外形附体的AUV旋臂水池数值计算

通过流体动力学仿真软件CFX对带有CTD和GPS/北斗天线的AUV流体动力进行了数值计算。以圆弧管为计算域,利用代数表达式控制入口速度来模拟旋臂水池,得到了三种模型下AUV流体动力的变化规律,分析了不同附体的影响。结果表明,AUV受力变化规律基本一致,在附体处压力及速度变化剧烈,导致AUV流体动力参数及流场有了很大的变化,力矩变化差别较大。计算结果为AUV工程设计提供了参考依据。

保角变换在复杂外形网格生成中的应用(英文)

保角变换在二维翼型网格生成中已经得到了大量的应用。本文描述保角变换方法生成三角翼翼身组合体；全机标模的计算网格。最后，对实用歼击机外形的网格生成也做了有效的尝试。

复杂外形超高层建筑结构三维风致响应分析

以某一具有"靴子状"外形的超高层建筑结构为工程实例,研究此类具有复杂外形的超高层建筑结构在三维时变风荷载作用下的扭转响应,并考察高阶振型的参与对结构不同位置各内力响应的影响大小。结果表明,该类超高层建筑结构具有显著的扭转向响应分量,从而导致结构各楼层合线加速度响应显著大于质心处的相应值;高阶振型对基底剪力和扭矩的贡献较大,且整体而言,高阶振型的参与将使得建筑顶部和底部内力响应增大而中部标准层附近减小。

三维复杂外形的双曲型网格生成方法

应用了从正交性条件和单元体积控制条件得到的双曲型网格生成格式，采用了隐式算法、椭圆光顺技术和当地拐角处理，以致对于很多三维几何体可快速生成高质量的网格。以生成一机翼和构形复杂的某飞机机身网格为例。

高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法研究

有限元法是一种加权积分的方法,这个特点和权函数的特性使得有限元法在计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性。本文研究了高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法,并对高超声速球钝锥外形和带翼飞行器外形的绕流进行了数值模拟,算例结果令人满意。

复杂外形飞行器热流的NND有限元数值计算方法

有限元方法是一种加权积分的方法,其特点和权函数的特性使得有限元方法对于复杂外形的边界处理和计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性。本文采用张涵信的NND思想发展了复杂流场的NND有限元计算方法,算例表明,在相同的网格雷诺数下,采用积分的方法提高了物体表面热流的计算精度,对高超声速复杂外形飞行器的绕流获得了良好的数值模拟结果。

飞行器复杂外形流场NS方程数值模拟

本文采用分块对接和"O"型网格技术,首先在飞行器表面长出"一层"分块结构网格来,再将计算区域用若干分块结构网格填充,这样既保证了网格的质量和模拟复杂外形的能力,又大大提高了计算效率。在计算中,采用有限体积法,MUSCL型迎风差分格式求解NS方程,根据多块网格的排序,研究了计算方法。最后,对某飞行器外形进行了亚跨超流场数值计算,计算结果与试验符合较好。

复杂外形零件的CAD/CAM几何造型研究

本文以形状复杂的水轮机轴流式转轮为例， 研究了将ＡｕｔｏＣＡＤ 与ＵＮＩＧＲＡＰＨＩＣＳ相结合对复杂外形零件进行几何造型设计的方法， 指出利用ＡｕｔｏＣＡＤ 做有关前期工作， 与配备有大型ＣＡＤ／ＣＡＭ 软件的单位外协合作完成设计，

再人体复杂外形无粘流场数值计算研究

本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。

一种适用于飞行器复杂外形的表面与空间网格生成方法

本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念 ,及在控制点间分配网格点数方式 ,给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法 ,所生成的网格失真度小 ,物体保形好 ,生成适用于CFD计算需要的表面网格花费的时间少 ,适用性强。基于无限插值理论 ,引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施 ,给出了一种改进的空间网格生成方法 ,有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷 ,有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性 ,对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成 ,及无人机翼身组合体空间网格生成为例 。

基于直角叉树切割网格的复杂外形N-S方程数值模拟

对于粘性绕流的数值模拟,在直角叉树切割网格的基础上,结合三角形非结构网格和矩形结构化网格,利用其各自的优势和特点,提出了一种生成混合杂交网格的思路和方法。在物面附近生成了适合粘性流计算的大长宽比矩形网格,在远场分布直角叉树切割网格,快速离散计算空间。对于复杂的多体问题,采用三角形网格来连接各体网格,并运用网格合并的方法,保证了各网格之间的光滑过渡与连接,提高了网格的质量。针对复杂多段翼型绕流问题,在上述网格基础上,采用B－L代数湍流模型和中心有限体积法,完成了 Navier－Stokes方程(N-S方程)的数值模拟。计算结果表明,网格生成和流场计算都是正确的。

复杂外形建筑室内气流数值模拟研究

提出用非规则网格有限体积法计算复杂外形建筑的室内气流分布。采用K ε湍流模型进行分析 ,在建筑地面与壁面考虑了气流流动黏性作用的影响 ,用壁面函数加以修正。据此编制了通用计算程序 ,计算分析了一个剧场的室内气流组织 ,结果表明非规则网格有限体积法可用来预测复杂外形建筑的室内气流组织。

复杂外形飞行器热流的NND有限元数值计算方法研究与应用

与微分法相比，有限元方法作为一种加权积分的方法，其特点和权函数的特性使得有限元方法对于复杂外形的边界处理和计算诸如热流（与温度的一阶导数相关）等物理量时有其内在的优越性。本文采用张涵信的NND思想发展了复杂流场的NND有限元计算方法，采用积分的方法提高了物体表面热流的计算精度，对高超声速复杂外形飞行器的绕流获得了良好的数值模拟结果。

复杂外形气动力计算的阻力修正方法

基于气动力计算的位流线化理论,发展了一种亚音速附面层阻力修正方法。采用联合流场求解方法获得复杂外形的表面压力分布,在此基础上,将绕复杂外形物体沿流向面元划分为片条,在片条上,把三维附面层转换为二维附面层,对二维附面层进行数值求解,得到附面层粘性阻力修正。算例表明,该方法计算量小,与实验和N-S数值解结果吻合较好。为复杂气动外形飞行器初期设计、方案选型及评估提供了较为理想的工程设计手段。

某复杂外形铝合金筒体挤压成形工艺

分析了铝合金筒体的等温挤压成形工艺及其塑性成形中的难点,确定了此类复杂外形零件的可行的成形方案,并对该零件的等温挤压成形工艺进行试验研究。结果表明:采用等温挤压成形的筒体满足使用要求,可为此类复杂外形零件生产工艺设计提供有价值的参考。