中国CFD史（英文）

本文简要回顾了中国的CFD史,早在20世纪70年代,在钱学森教授的建议下,一些中国学者对计算流体动力学(CFD)这一新型学科产生了浓厚兴趣并开始研究。从那时起,中国的CFD逐渐发展繁荣起来,特别是从世纪之交,中国CFD非常活跃,为航空航天和其他民用领域做出了巨大贡献。在中国,特别注重CFD的研究与物理分析的结合。本文首先介绍了M5 A的概念,它概括了中国CFD的主要研究领域;随后,介绍了设计格式的原则,以此原则为指导发展了一系列格式,比如NND格式、ENN格式和紧致格式。最近,发展了一系列高阶精度数值格式并应用于实际外形的复杂流动计算。再后,讨论了求解气动方程的网格尺寸准则。最后,回顾了如流动分离、流动拓扑结构和结构稳定性理论、旋涡沿其轴向演化和Hopf分叉理论、动导数和飞行稳定性等代表性工作。

CFD技术及其在大飞机研制中的应用

经过近30年的迅速发展,今天的CFD已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽等特有的优势改变了传统的气动设计方法,成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。

DPW系列会议述评与思考

验证与确认一直是困扰计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)发展的关键问题.由AIAA组织的阻力预测会议(Drag Prediction Workshop,DPW)是CFD验证与确认方面的一项重要学术活动,其宗旨是提供一个开放、公正的平台,考核CFD方法、程序和模型的效能,评价CFD作为应用空气动力学工具的现状.本文综述了4次DPW系列会议,对会议的结果和结论进行了详细述评,对其反映的一些问题进行了深入探讨.最后根据多年对DPW的关注和研究,提出了一些由DPW引发的思考.

双三角翼前缘剖面形状对涡运动的影响

采用数值模拟和理论分析相结合的方法 ,研究了前缘剖面形状对双三角翼涡运动的影响 ,分析了前缘剖面形状对三角翼、双三角翼涡运动影响的不同机理 :对三角翼 ,尖前缘可以形成组织最好的涡结构 ,但对于双三角翼 ,圆前缘生成的旋涡结构较靠近翼面 ,涡结构紧密 ,诱导能力较强 ,可以形成有利的涡涡干扰 ,使内翼涡通过剪切层向外翼涡输入涡量更加容易 ,合并涡变得更加稳定 ,推迟了涡破裂 ,而且由于涡较靠近翼面 ,因而可以产生较高的非线性涡升力 。

三角翼上分离及涡流的数值模拟

综述了三角翼（包括双三角翼，边条－三角翼，近距耦合鸭翼）上分离及涡流问题的数值模拟进展，介绍了用Ｅｕｌｅｒ方程、Ｎ－Ｓ方程的数值方法模拟不同三角翼，在不同攻角、不同来流Ｍ数等多种条件下的复杂涡流形态和流动结构，研究了控制方程、网格、湍流模型和计算方法等对计算结果的影响．

远程超低飞行轨道分析

研究了一种新的远程导弹飞行轨道的可行性,它的最大飞行高度约100km.这种超低弹道,借鉴卫星模式,利用离心力抵抗重力。与卫星轨道运行不同的是,超低弹道周围的稀薄空气影响至关重要,必须考虑。计算和分析结果表明,在相同载荷条件和射程条件下,超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当,射程10000km以上基本相同。头部半径为5cm的轴对称外形,沿超低弹道飞行时,其驻点热流在高度26 km左右达到最大值50 MW/m^2,约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%。由于超低弹道对升力没有要求,飞行过程中的气动加热问题,沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决。总体而言,超低弹道对于火箭动力与外形气动力/热要求,现有技术容易满足,因此利用它增强远程导弹的突防能力是现实可能的。

三维可压缩非定常流的壁面分离判据及其分离线附近的流动形态

通过引入依赖于密度的物面法向速度变换wr=-1ρh1h∫2z0h1h2ρtdz,描述物理速度空间(ua,va,wa=u,v,w+wr)具有无滑移壁面条件的三维可压缩非定常连续方程可转换成变换速度空间(u,v,w)内具有无滑移条件定常连续方程。因此,采用定常壁面分离的分析方法和结论,再通过变换和研究wr的贡献,给出了三维可压缩非定常壁面分离的判则以及分离线附近的流动形态。研究指出,二维和三维情况下,都出现伴有壁外附着的壁面分离情况。数值模拟证实了理论和结论。

再入飞行器俯仰动态失稳的分叉理论与计算分析

采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了再入飞行器单自由度俯仰运动失稳问题。研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有一个配平攻角,随马赫数降低,其配平攻角处的俯仰动态失稳一般对应于Hopf分叉,并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态。作为验证实例,数值模拟了飞船返回舱外形和平头有翼双锥外形的俯仰动态失稳现象。结果表明,返回舱再入时,随马赫数降低将发生超临界Hopf分叉,俯仰运动由点吸引子演化为周期吸引子,临界Hopf分叉点发生在马赫数2.2处;而平头再入体随马赫数降低,发生亚临界Hopf分叉,俯仰运动则是由周期吸引子演化为点吸引子,马赫数6.8为临界Hopf分叉点。

跨、超音速流动的区域分解方法与并行算法

研究二维跨、超音速无粘性流动的 Euler方程区域分解方法、并行算法及其应用。通过内边界耦合条件实现相邻子区域解的光滑过渡 ,以得到总体流场的数值解。发展了一种多块区域之间守恒型的有效内边界耦合方法 ,对二维翼型跨音速流动和钝头体超音速流动等进行了分区数值求解 ,分区计算结果与其他单区计算结果作了比较 ,并讨论了多种区域分解数目的分区计算效率。并行计算采用纯结点并行编程方式和“先进先出”的同步控制等待机制 ,利用 PVM并行环境对二维绕翼型跨音速流动做了二区和四区分区并行计算。

时间发展的二维混合层的物理分析和数值模拟

本文由四个部份组成。第一部份研究时间发展的二维剪切层流动的拓朴结构， 提出了以下拓朴规律：（１）沿零ｕ线。流线的结点和鞍点是交替分布的；流线的鞍点和结 点分别近似对应于压力值最大和最小的位置点：（２）压力值最大和最小的位置点是等压力 线的中心点或鞍点；（３）如果在零ｕ线上某点“０”，出现Ｖ_０（ｘ)０）＝０（）＝０，则流动 的拓朴结构出现分叉，当还有（）＝０时，出现两个涡的合并（＜０）或一个涡的消 失（（）＞０）。如果压力的极值点在某时刻ｔ_０满足Ｊ_Ｐ＝（）＋（）（）＝０和 （）≠０，则等压力线的结构出现分叉。第二部分是用数值模拟验证第一节的拓朴规律， 两者的一致性很好地得到证实。第三部分讨论用数值方法模拟时间发展的剪切层流态的演 化。第四部分是简单的结论。

高精度数值方法在DNS中的应用

利用不同格式模拟扰动波在平板边界层中的传播,考察了格式对T-S波传播过程计算结果的影响。研究了不同计算格式对自由剪切层扰动波增长的影响,结果表明:对于二维扰动波模型,采用二阶精度格式,扰动波在平板边界层中只能出现衰减的结果;在自由剪切层中,虽然能模拟出扰动波在传播过程中幅值的增长,但却在相当长的计算范围内看不见三维波的出现。但对于同样的扰动模型,如果采用高精度格式,在边界层中能出现增长的T-S波,并与线性理论非常吻合;在自由剪切层中,扰动波不仅迅速增长,并能在不很长的距离内,明显的看到三维波的出现,并激发出了三维结构。

对《空气动力学学报》的希望

编辑部多次邀请,希望我们谈谈航空航天空气动力学的形势及对《空气动力学学报》的希望,盛情难却,特写如下短文,仅供参考。数值模拟、地面实验、飞行实验三者的发展和结合,是空气动力学发展的必然趋势。它使得飞行器的研制达到欣欣向荣的局面。例如飞行器研制完成的周期大大缩短;在研方面,新型飞机、机动飞机、高超声速载人和机动飞行器,其性能都有很大提高;在预研方面,

钝体头部“逾越”型转捩的直接数值模拟

通过直接数值模拟,研究了钝体头部边界层“逾越”型转捩的问题。在计算上,利用高阶紧致差分格式和高分辨率的无反射边界条件,求解全N-S方程,并将局部有限幅值扰动直接引入到钝体头部的曲面边界层中。摈弃了目前国际上通常采用的周期边界条件,以及以平板代替曲面的做法。结果表明:流场转捩的发生与一种类似“发卡”状的拉伸结构出现有关,而国外的计算结果中并未发现这一结构。此外,流场的失稳过程和物理图像也存在较大差异。这说明国外目前的做法和结论是值得商榷的。同时,模拟的结果也说明,这种方法对研究大扰动转捩来说是一条行之有效的途径。

关于超声速剪切流动的数值模拟

本文通过采用混合型的四阶精度频谱关系保持格式和基于信号特征传播的边界处理方法，对对流马赫数分别为０．５、０．９和１．４的时间发展和超声速空间发展的剪切流动进行了数值模拟．目的是对剪切层不稳定结构的演化方式、相同对流马赫数下时间发展和超声速空间发展的剪切流动的异同作初步研究，研究表明，对时间发展的剪切流动来说：（１）当Ｍｃ＝１．４时，剪切层内流动演化的形态为：首先压力等值线在其极值点处产生中心型结构，且极大值点和极小值点交替分布．然后中心型结构进一步发展并产生横向分裂，从而在剪切层内等压力线出现鞍点结构随后剪切层内重新产生中心型的压力极值点结构，进而又出现鞍点结构、如此发展下去，剪切层内的压力等值线呈现中心和鞍点的组合．剪切层外的压缩波沿特征线方向传播并加强，形成类激波的结构，最后在流场中包含许多压缩和膨胀波在计算时间内流向的周期性未受破坏．（２）当Ｍｃ＝０．５时，初始的流向的周期结构经过一定时间后将丧失其稳定性在计算域为两个扰动周期的情况下，扰动形成的旋涡的后期演化表现为涡的对并．（３）对Ｍｃ＝０．９的流动，演化图象介于前两者之间．对具有相同对流马赫数的空间问题来说，由于粘性和非线性发展对周期性的破坏，随着?