DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据.     

复杂外形火箭导弹三维绕流与喷流干扰流场的数值模拟

该文基于雷诺平均三维Navier-Stokees方程及k—ε模型，采用高精度的有限体积TVD格式以及多重网格Runge-Kutta时间推进算法对在超声速有攻角条件下带尾翼／弹翼的弹箭绕流与喷流干扰流场进行了数值模拟。获得了绕流和喷流相互干扰的波系结构，以及弹翼与尾翼、弹翼／尾翼与弹体相互作用的复杂流场，分析其流动现象，揭示了流动规律，为火箭导弹合理的气动布局提供依据。     

DLR—F6翼身组合体跨音速流场CFD应用计算研究

针对跨音速运输机经典算例DLR—F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了黏性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均N-S(RANS)方程。首先采用"超立方体"概念生成绕DLR—F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响。在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR—F6翼身组合体跨音速黏性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明:网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响。网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著。湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响。SST模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。     

DLR-F6翼身组合体跨音速流场

针对跨音速运输机经典算例DLR-F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了粘性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均NS(RANS)方程。首先采用“超立方体”概念生成绕DLR-F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响,在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR-F6翼身组合体跨音速粘性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明：网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响;网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响;SST 模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。     

二维翼大迎角绕流湍流模型及涡控制的数值研究 稹⑸缁岜U匣稹⒈O展镜取8没鹂梢怨⑿姓?,向公众、机构投资者、企业、证券基金、保险公司等进一步筹措资金 ,也可通过担保基金担保向银行贷款。总之

通过数值求解雷诺平均N S方程 ,研究了二维翼型的大迎角粘性绕流 ,并分析了翼型的近场旋涡分离流动特性 .基于流动机理分析 ,文中进一步开展了二维非定常“质量引射”的数值分析 ,旨在对流场进行控制 ,探讨提高翼型升力的有效途径 .同时还比较了两种典型湍流模型 (BL模型和JK模型 )对这类复杂流动计算结果的影响 .     

串列叶栅静子粘性全三维流场的数值模拟

该文发展一种数值模拟串列叶栅静子内部流场的方法。应用有限体积法及Baldwin-Lomax紊流模型数值求解与时间相关的三维可压缩的薄层Nayier-Stokes方程组。对法国。Turmo-Ⅲc小型航空发动机静子串列叶栅流场作了计算与分析。在中径处，前、后排叶片吸力面上的附面层很薄，尾迹宽度比较窄。由于前、后排尾迹同端壁附面层相互干扰，机匣及轮毂附近尾迹较宽。应用法国ONERA某静子平面串列叶栅作为验证算例，计算与试验结果一致，表明了该文算法的可靠性。     

运动潜体尾迹及其与随机海面相互作用的数值模拟

研究了水下运动物体产生的自由面尾迹与随机海面相互作用的问题.以三维非定常不可压缩雷诺平均(RANS)方程为控制方程,采用重整化群(RNG)k-ε湍流模型,应用体积分数(VOF)方法处理自由面,对水下运动球体产生的自由面尾迹特征进行了数值模拟与分析.结合海浪谱模型,数值分析了水下运动球体产生的自由面尾迹与随机海面的相互作用机理及其表现特征.     

用高精度迎风格式模拟潜入式喷管流场

为了研究固体火箭发动机潜入式喷管内部工质的流动特性 ,首先采用改进的 L U-SGS方法和高精度、高分辨率的 MUSCL TVD格式数值模拟了 JPL美国喷气推进实验室喷管 ,数值模拟结果和实验结果吻合得很好。证明了这种方法可以准确地捕捉到流场中可能出现的各种复杂流动。用同样的数值计算方法模拟了固体火箭发动机潜入式喷管 3个时刻的准三维流场 ,对复杂的计算区域做了分区处理 ,为复杂的边界条件做了简化处理模型。分析了燃烧室潜入段处涡的形成和发展过程以及入口湍流度对喷管的气动参数的影响 ,为设计高性能的固体火箭发动机提供了有益的帮助     

任意旋成面叶栅内粘性流场的数值计算

介绍了一种用于任意旋成面叶栅内粘性流场计算程序。以有限体积显式时间推进方法为基础,用粘性体积力方法模拟湍流粘性流动,用局部时间步长和多重网格方法提高计算效率,方程中的自变量选取在控制体顶点。计算了Ｈｏｂｓｏｎ冲动式叶型内部流场,ＮＡＳＡ３７＃低展弦比跨音速压气机转子在两个叶高回转面上流场,Ｓａｎｚ超临界压气机叶栅内部流场。计算结果与实验结果和设计结果进行了比较,从而证明本方法能够快速、准确地模拟叶栅内部的二维流动和转子内部的三维流动。该方法是对全三维粘性流场计算程序的一个补充,具有较强的工程实用意义。     

基于任意多面体网格的Navier-Stokes方程并行求解器

发展了一种基于任意多面体网格的Navier-Stokes(NS)方程并行求解器,基于积分守恒形式NS方程组,发展了支持任意多面体网格的中心有限体积方法。采用基于面的连接关系,对不同拓扑类型的网格[如结构网格、非结构混合网格、多面体网格及剪切六面体(TRIMMER)网格]进行统一处理。对于无黏通量空间离散格式采用HLLEW(Harten-Lax-Van Leer-Einfeldt-Wada)格式,湍流模型采用k-ω两方程模型,时间推进采用适合并行计算的DP-LUR(data-parallel lower-upper relaxation)格式的隐式算法。对RAE2822翼型和ONERA M6机翼的结构网格、混合网格、多面体网格及TRIMMER网格进行了对比验证,结果表明发展的求解器具有较好的网格普适性,在不同拓扑类型的网格上均能求得较为接近实验值的结果;对多面体网格测试了加速比和并行效率,并行计算大大提高了计算效率。证明了求解器具有宽广的网格适应性,能够较为稳定、快速、准确地模拟定常绕流问题。     

多段翼型绕流数值分析对比及结冰影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对多段翼型的气动特性影响具有重要意义.应用多块结构化网格生成方法,采用两种不同的方法求解雷诺平均N-S方程分别对多段翼型绕流流场进行数值对比分析,然后选用一种较合适的方法进一步针对三种不同的冰型:钝头体、双角体和尖头体冰型,分析不同形状的冰型对多段翼型绕流流场及气动特性的影响.     

三维定常Navier-Stokes方程的有限元计算

将Newton、Oseen和Stokes3种有限元迭代算法用于求解三维定常Navier-Stokes方程,给出了这3种迭代算法的误差估计,并比较了它们的优劣。对于方腔驱动流问题,给出了每种算法所能计算的最大雷诺数。     

求解不可压流体Navier-Stokes方程的四阶精度有限容积紧致格式

采用四阶精度的有限容积紧致格式在交错网格上对二维非定常不可压流体的Navier-Stokes方程中的对流项和扩散项进行离散．压力项则由压力Poisson方程求得，并给出了新的压力Poisson方程的四阶精度有限容积紧致格式的离散表达式．用低存贮的三阶Runge-Kutta方法对Navier-Stokes方程进行时间推进．Fourier分析表明，有限容积紧致格式比一般的有限容积非紧致格式有更高的分辨率．最后以Taylor涡为例，得到了很好的结果．     

用混合紊流模型求解沿岸流和离岸流

本文从水深平均的纳维埃-斯托克斯方程出发,以Longuet-Higgins模型为基础,引入波浪驱动力、紊动粘性和底部切应力,并适当调整紊动粘性系数的分布和底部切应力,构成混合紊流模型,以求解港池中的沿岸流和离岸流.数值计算结果与实验资料符合甚好,表明本文提出的混合紊流模型是求解近岸流的行之有效的方法、     

关于湍流统计模式局限性的讨论

湍流是极为普遍的流动现象,湍流统计模式是目前预测复杂湍流的唯一工具.本文讨论了Navier Stokes方程与湍流的关系,分析了湍流统计模式的局限性,认为一个好的湍流统计模式应当包含尽可能多的湍流脉动结构信息.     

跨声速旋成体弹丸气动力的数值计算

用三阶MUSCL TVD格式解三维可压缩流动N-S方程组,湍流模式为Sparlart-Allmaras模型,数值模拟了来流马赫数Ma∞=0.96、攻角α=0°和Ma∞=0.91、攻角α=2°条件下的旋成体弹丸跨声速流场,获得的弹体表面压力系数分布数值结果与实验数据吻合良好。同时还给出了流场的马赫数等值线、弹丸底部流线分布图谱,并对计算的弹底涡流结构作了扼要的分析。     

用速度-涡量方法解具有表面抽吸的圆柱绕流问题

用有限差分法计算了不可压缩粘性流体绕具有表面抽吸圆柱的流动，控制方程采用涡量－速度形式的N－S方程，并引入对数有坐标变换，以使近壁处的网格加密，其中涡量输运方程采用二步R－K方法求解，速度泊松方程采用LSOR方法求解，并对速度进行了无散修正，计算表明合理选择抽吸的位置与强度，可有效减少阻力和升力，得到较好的流动控制效果。     

微射流改变绕流圆柱气动性能的数值模拟

采用有限体积法求解Faver平均N-S方程,对微射流改变绕流圆柱的气动性能进行数值模拟。计算结果显示了在微射流作用下绕流圆柱的气动性能发生改变,揭示了微射流产生的低压回流区是绕流圆柱气动性能发生改变的根本原因,该结果和文献[1]中实验观察到的现象比较吻合。     

Numerical Calculation of Flowsin Turbomachinery with Threedimensional Viscous Codes

ＩｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎＩｎｔｈｅｐａｓｔ１０ｙｅａｒｓ，ｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎｏｆ３Ｄｖｉｓｃｏｕｓｆｌｏｗｓｉｎｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙｈａｓｄｅｖｅｌｏｐｅｄｒａｐｉｄｌｙ．Ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆ３Ｄｎｏｎｖｉｓｃｏｕｓｆｌｏｗｓｈａｓｇａｉｎｅｄａｗｉｄｅｒａｎｇｅｏｆａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓａｓａｋｉｎｄｏｆｆｌｏｗｄｉａｇｎｏｓｉｓａｎｄｃｏｌｌａｔｉｎｇｍｅａｎｓｆｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄｅｓｉｇｎ．Ａｂ…