多重网格技术在SIMPLE内外迭代中的应用

将多重网格技术和求解压力耦合方程的半隐算法（SIMPLE）相结合,通过计算二维方腔驱动层流流动问题,考察了其分别应用在计算过程的内迭代和外迭代时的收敛特性,计算结果表明,多重网格技术的加速收敛效果与其使用方法有关,当多重网格技术用于外迭代时,迭代次数并不随网格的加密而增加,同时CPU时间显著减少,与多重风格用于内迭代及用单层网格的计算截然不同。     

二维非结构网格Euler方程高效解法

在非结构网格上应用多重网格技术加速 Euler 方程的收敛,在多重网格中通过聚合法进行粗网格生成,并对粗网格中的多边形网格做了等价面处理.在空间离散上采用 Roe 格式,在时间推进上分别采用了显式和隐式算法.通过对 NA-CA0012 翼型和 RAE2822 翼型的流场模拟,比较了显式多重网格法和隐式多重网格法的计算效率.     

三维扭曲叶片贴体网格生成的多网格—强隐式方法

采用直接求解偏微分方程组的方法生成具有复杂扭曲规律的三元离心叶轮贴体网格坐标.在数值求解中采用了三维强隐式方法和多网格技术,大大提高了数值计算的收敛速度.用本方法生成的三维贴体网格,具有网格线光滑性好,并可较方便地控制网格曲线的分布规律等优点,可用于三维粘性流场和跨音流场计算网格的生成.     

内燃机进气管道三维分块结构化贴体网格生成

利用分块粘接技术生成了多缸内燃机进气管道三维分块结构化贴体网格．粘接技术可方便地实现任意多个块的粘接，生成复杂流动区域的整体网格．网格生成方法在分块生成网格时能保证穿过分界面上的网格线是光滑连续的．并且每块区域可根据流场特性来各自布置网格疏密，从而提高了流场流动分析中前处理环节的效率和精度．     

内燃机进气管道三维分块结构化贴体网格生成

利用分块粘接技术生成了多缸内燃机进气管道三维分块结构化贴体网格．粘接技术可方便地实现任意多个块的粘接,生成复杂流动区域的整体网格．网格生成方法在分块生成网格时能保证穿过分界面上的网格线是光滑连续的,并且每块区域可根据流场特性来各自布置网格疏密,从而提高了流场流动分析中前处理环节的效率和精度．     

基于动态嵌套网格方法的摆动翼型粘性绕流数值模拟

该文根据摆动翼型的流场特性运用动态嵌套网格技术将其划分为不同的子区,在不同的子区中使用不同的流动控制方程,以提高计算效率.对翼型生成一个随其摆动的相对较小较密的贴体网格,在它上面采用Navier Stokes方程;对整个流场生成了一个大的相对较稀的静止背景网格,在它上面采用Euler方程.两个网格间的流场信息交换通过动态嵌套网格技术来实现.通过与单块翼型网格的计算过程和计算结果的对比分析,表明该方法在不损失计算精度的前提下计算非定常问题时具有相对较高的计算效率.     

动力系统流场计算动态网格生成模型研究

运用网格分块生成与整体集成方法,提出了复杂动力机械系统内流场三维流动计算网格自动生成模型,并以K100摩托车发动机扫描气系统为对象,实现了换气过程瞬态数值模拟动态网格的自动生成,数值计算结果,该方法可用于复杂机械系统内流场三维瞬态流动的数值计算。     

基于动态嵌套网格技术的微型共轴式双旋翼流场的数值模拟

运用动态嵌套网格技术和双时间推进算法,对微型共轴式双旋翼的非定常粘性绕流进行数值模拟和研究.针对上、下两层旋翼间距离较小和流动粘性影响较大的特点,在动态嵌套网格技术的基础上引入滑移网格技术,保证了流动信息交换的准确性.首先,模拟低雷诺数下单旋翼的流动,结果与实验数据吻合较好,验证了算法的有效性;然后,利用该方法实现对微型共轴式双旋翼流场的数值模拟.结果表明,微型共轴式双旋翼流场中,桨尖涡起主要作用,其以螺旋方式向下运动,同时与周期性运动的旋翼相互作用,使得作用在旋翼上的总体拉力呈现出周期性的变化规律.     

刚性常微分方程组初值问题的多重网格解法

描述了求解刚性常微分方程组初值问题的多重网格方法。具体选择了光滑算子构造了有关的多重网格分量,阐明了方法的收敛性。它不仅具有隐式Runge-Kutta方法的优点,而且可以不必求解由隐式方法产生的非线性方程组。给出的计算实例显示了快速收敛性。     

多重网格在黏性流动最小二乘等几何模拟中的应用

针对最小二乘等几何方法模拟黏性流动时条件数大、迭代法收敛速度慢的问题,提出了基于多重网格技术的加速方法。计算中自动生成一系列疏密不同的网格,在最密网格上用最小二乘等几何方法将Navier-Stokes方程离散为代数方程组,用多重网格方法作为独立求解器或共轭梯度法的预处理器迭代求解所得到的代数方程组。对雷诺数为100、400、1 000和2 500的顶盖驱动流进行了数值模拟,计算中进行23次迭代可使方程组的余量降低10个数量级,流动特征量的计算误差在1%以内。计算结果表明,通过多重网格技术加速迭代,提高了最小二乘等几何方法模拟黏性流动的计算效率。     

基于预处理技术的扰动风对多段翼型非定常绕流作用的数值模拟

运用双时间推进法和动态嵌套网格技术对扰动风作用下的多段翼型非定常绕流进行了数值模拟. 首先, 结合预处理技术对麻省理工学院(Massachusetts Institude of Technology, MIT) 的翼型模型在扰动风作用下的流动进行数值模拟, 并运用其实验结果验证程序的正确性; 然后, 对多段翼型在周期性的扰动风作用下的非定常粘性绕流进行数值模拟, 得到非定常情况下气动力随扰动风变化的迟滞规律. 计算范围内的结果表明: 扰动风的频率越低, 幅度越大, 多段翼型整体上的气动力越大; 扰动风的频率越高, 幅值越大, 对多段翼型的气动力影响越大.     

格栅尾翼(舵)外形参数对气动特性的影响

为研究格栅尾翼/舵主要几何参数--格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对其气动特性的影响,在翼高、翼宽、弦长一定的条件下,设计了一组具有不同格数、格壁厚度和格壁前缘倒角的格栅尾翼模型,进行了风洞测力实验,得到了格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对气动特性影响的基本规律.基于对实验结果的分析,提出了适于滑翔增程制导武器采用的格栅尾翼气动外形参数的选择方法及对结构设计和材料的要求.     

FFD方法在气动优化设计中的应用

本文将基于弹性体变形思想的FFD(Free Form Deformation,自由变形)方法引入飞机气动外形优化设计中,为气动优化设计提供了一种快速、有效的参数化方法和自动网格生成方法.对FFD方法的原理进行分析,归纳了FFD方法的特点;将FFD方法应用于几何外形参数化和空间网格自动生成中,建立了基于FFD方法和遗传算法的翼型优化设计系统以及基于FFD方法、遗传算法和Kriging代理模型的翼根整流包优化设计系统;分别对NACA0012翼型和DLRF4翼身组合体翼根整流包进行减阻优化设计,优化结果得到了显著的减阻成效,证明了FFD方法在气动优化设计中有很好的应用效果.     

基于察／打一体无人机平台的导弹发射模拟

为研究机载导弹发射过程中载机、导弹之间存在的气动干扰特性和导弹运动规律,采用计算流体力学方法对导弹发射过程进行了数值模拟。结合刚体六自由度运动方程,将运动嵌套网格技术应用于机载导弹发射问题中,通过求解三维非定常Euler方程得到流场信息。应用此方法成功模拟了基于察／打一体无人机平台的导弹发射过程,获得了详细的导弹运动速度、运动轨迹和受力情况等丰富的流场信息。算例表明：运动嵌套网格技术处理具有复杂外形、较大相对位移运动问题的能力,发动机推力的影响,载机、导弹之间的气动干扰影响较小。采用计算流体力学方法和运动嵌套网格技术可为研究导弹发射过程提供参考和依据。     

飞机安全性设计的外挂物投放数值方法

研究了飞机外挂物投放问题的数值模拟方法,并应用于安全性设计．通过采用运动嵌套网格方法,结合三维Euler方程对飞机外挂物投放过程进行了数值模拟,并针对该投放模拟方法提出了一套合理可行的并行计算方案．由不同弹射力作用方式对于外挂物投放安全性设计的影响,证实所提出方法对投放过程的数值模拟是有效的．     

网格中多副本数据的后向预测调度算法

针对网格环境下追求最快响应时间的多副本数据检索应用,提出了一种调度算法,该算法考虑了数据副本分布状况对负载均衡的影响.在被检索数据的多个子集分布在网格中多个节点,并且以数据子集为单位存在不定数目的副本情况下,给出了一种估算存放副本的网格节点动态负载和延时的方法.基于估算出的这些参数,算法根据对响应时间的计算和对后向任务的预测将任务分配到网格节点.后向预测考虑了网格节点被选中访问其上各个副本的可能性.最后通过仿真程序分析了该算法的性能.     

弧长网格生成法及其应用

介绍了一种新的代数网格生成法———弧长法。该方法具有几何概念清晰、方法简单、计算迅速的特点 ,生成的网格贴体性好 ,收敛快 ,对复杂流场容易进行子块拼接 ,可以任意调节网格疏密程度。在网格生成的基础上对一算例迫击炮弹进行了N -S方程数值模拟 ,其结果符合气动特性规律 ,说明网格生成合理     

车身后部结构气动性能自动优化及其工程应用

车身后部结构特征对整车的空气动力学性能有重要的影响。为研究车身后部各结构变化对轿车尾部流场的影响规律及各设计变量之间的相关性,并在此基础上对车身后部结构参数进行优化,以提高轿车的空气动力学性能。通过运用网格自适应方法和集成仿真软件STAR CCM+进行试验设计;并建立近似模型探索以整车气动性能为目标的车身后部各结构参数的最佳组合。结果表明:与传统车身优化方法相比,运用网格自适应方法、试验设计方法和近似模型相结合进行车身优化,大幅度减少了车身优化的时间,且优化效果良好。优化车身后部结构参数,能明显改善尾部流场结构,提高整车的气动特性。     

The effects of span-wise and chord-wise flexibility on the aerodynamic performance of micro flapping-wing

The flexibility of flapping-wing strongly affects the aerodynamic performance of Flapping-wing Micro Air Vehicle (FMAV),and the deformations in span-wise and chord-wise directions are coupled together in flight.In this study,the flexible deformation is formulated in span-wise and chord-wise separately in order to analyze its effects on aerodynamic behavior.The preconditioned Navier-Stokes equations based on chimera grid are used in the computational fluid dynamics method to study the aerodynamic effects caused by flexible deformation,and the simulation results are compared with experimental test to illustrate the capability of above method.Based on our results,it is clearly showed that the span-wise flexible deformation should be limited in a small range to achieve higher aerodynamic performance and the chord-wise deformation could enhance the aerodynamic performance.The results also suggest that FMAV designers should design the flapping-wing with high stiffness leading edge to limit the span-wise deformation,and more flexible chord ribs to keep chord-wise deformation in suitable range.     

基于三维角点网格模型的现今地应力有限元模拟

设计并实现三维角点网格模型的现今地应力有限元模拟方法。利用角点网格, 建立储层三维精细模型。应用网格转换算法, 将网格转换为对应的三维有限元网格模型, 采用有限元法模拟地应力场的分布。采用网格转换逆向方法, 将模型重新采样至对应的角点网格地质模型, 为后续数值模拟等流程提供数据支持, 从而保证流程的连续性和数据的一致性。通过X工区和Y工区两个油田实例数据, 模拟工区应力场分布。对比分析表明, 模拟值与实测值匹配性较好, 证明了方法的准确性和有效性。