带涡襟翼翼型流场的数值模拟

以数值计算为手段,分析了带涡襟翼的翼型的流场特性,分别对迎角及扰流板偏角对翼型气动性能的影响做了分析。结果表明,在小迎角来流情况下,保持迎角不变,涡襟翼偏转角度越大,升力越小,阻力越大,呈现较好的线性关系。在大迎角情况下,绕翼型的流动发生分离,通过适当控制涡襟翼的偏转角度,能够有效的改善翼型的失速特性,从而达到流动控制的目的,迎角越大,涡襟翼所需偏转的角度越大。     

不同攻角下2:1矩形截面棱柱绕流的大涡模拟研究

本文研究了高雷诺数下(Re=24000),宽高比为2:1的矩形截面棱柱在不同风攻角下的绕流问题.基于大涡模拟理论和Smagorinsky亚格子应力模型,运用开源CFD软件OpenFOAM对Navier-Stokes控制方程进行求解,对均匀来流作用下的矩形截面棱柱绕流问题进行了三维数值模拟.通过对平均分量、脉动分量的比较,验证了数值模拟结果的准确性与可靠性,并给出了阻力系数、升力系数、斯特罗哈数随攻角的变化规律以及平均流场和湍流流场的流场特征.基于本文研究结果,通过开源CFD可视化软件ParaView给出了不同攻角下的流型变化,结合平均压力系数的分布,详细解释了不同流型的特征,这些结果验证了基于风洞实验所提出的假设流型,相关结论可为结构风工程设计提供参考依据.本文所采用的软件均为开源软件,其开源特性具有良好的科研价值.     

均匀来流中横向振动圆柱近迹涡结构的数值模拟

从涡量流函数形式的N-S方程出发,在不同的振动频率、振幅及Re数下数值研究了均匀来流中横向振动圆柱粘性统流的涡脱泻现象。着重探讨了近迹复杂的涡结构及其非定常演化过程,以及它们对物体受力特性的影响,并首次成功地模拟了近年来实验研究中所发现的一些重要的流动现象,如相位“开关”现象(phase switch phenomena)及复杂涡结构(complex vortex structure),等等。通过数值模拟,不仅能够再现实验研究中所发现的一些重要的流动现象,还可进一步预示某些新的流动现象,使数值计算起到与实验研究相辅相成的作用。     

激波-涡干扰声场的数值研究

采用高精度差分格式求解非定常可压缩Navier-Stokes方程,对激波－单涡／双涡相互干扰产生的声场进行了直接数值。详细研究了波－涡干扰声场结构的早期发展阶段,将激波－单涡的计算结果和相应实验进行 对比,并给出近场声压的衰减规律。在此基础上模拟较为复杂的激波－双涡干扰,给出不同旋涡旋转方向下的声场结构。     

亚临界雷诺数下圆柱绕流的大涡模拟

本文应用Smagorinsky涡粘性模式和二阶精度的有限体积法对圆柱绕流的流场进行大涡模拟．求解了非正交曲线坐标系下的N-S方程,对雷诺数为100和20000的工况进行了计算．计算结果与实验及动力涡粘性模式的结果进行了比较,表明计算对于层流及高亚临界雷诺数的湍流流动是合理的     

数值耗散对压气机流动分离涡模拟的影响研究

分离涡模拟DES是压气机流动模拟中常用的高保真湍流模式。为了使DES准确解析湍流,数值耗散必须限制在合理范围内。然而,当前的压气机流动DES类研究工作中仍然普遍采用高耗散的迎风格式。本文首先基于DES类方法计算的各向同性衰减湍流结果,定量比较了多种不同数值格式的耗散,证实了高耗散迎风格式严重低估中高波数湍流能量。高阶重构格式可以一定程度上改善该问题,但能量耗散仍然过高。本文在高阶重构的基础上,进一步引入自适应耗散函数修改Riemann求解器,构造了自适应耗散格式。该格式在全波数范围都能准确地预测湍流能谱。将该格式配合DES类方法模拟跨声速离心压气机流动,其预测的压比相比于三阶迎风格式,更加接近实验结果。此外,自适应耗散格式显著提高了中小尺度流动结构的分辨率。分析表明,在使用DES类方法模拟压气机流动时,有必要采用数值耗散较低的离散格式,以准确预测压气机总体性能和流动结构。本文构造的自适应耗散格式是一种良好选择。     

用可实现k-ε模式对细长体大攻角分离流场的数值模拟

利用一种符合可实现性条件的k-ε两方程模式,通过求解可压缩性Navier-Stokes方程,数值模拟了细长旋成体在M=2.5和0.7、中等大攻角下的湍流绕流流场。定性分析了背风面分离涡的发展过程和湍流粘性比等流动特征,对背风面主涡强度和涡核位置、物面压力分布、集中力和力矩与已有的试验结果进行了细致的定量对比,证实了数值模拟的有效性。     

非定常流函数涡量方程的一种数值解法的研究

对非定常流函数涡量方程的数值求解方法进行了改进,其中流函数一阶导数即速度项采用四阶精度的Hermitian公式,对流项由一般二阶精度的中心差分提高到四阶精度离散差分,包含温度方程在内的离散方程组采用ADI迭代方法求得定常解．以无内热体及有一内热体的封闭方腔内自然对流为例,进行了不同瑞利数（Ra）条件下的数值研究．结果表明,该方法推导简单,求解精度高且计算稳定,适用于封闭腔内高瑞利数复杂混合对流的数值模拟．     

流固耦合作用下真实人体上呼吸道呼吸流涡结构演化的数值仿真

通过构建真实人体上呼吸道三维规范模型,运用大涡模拟数值方法,对考虑流固耦合作用的低强度循环呼吸模式下人体上呼吸道内的呼吸流进行了数值仿真,研究分析了人体口喉模型及气管支气管内的气流涡结构及其演化过程。结果表明,循环吸气过程中,气流在口腔中部以及舌苔上部形成多个涡管,在声门部位形成强烈的射流,在气管前壁出现马蹄涡,到气管中部大尺度涡结构逐步消失,支气管中只剩下一系列小尺度涡结构;循环呼气过程中,气流在气管底部产生较为复杂的涡结构,随着气流在气管内的融合,涡强度逐步减弱,在咽喉后壁形成拱状涡,气流进入口腔后,涡结构破裂,涡量扩散,没有较大的涡结构产生。     

钝锥三维粘性绕流背风面分离的数值模拟

本文将作者在文献[1]中提出的方法推广应用于求解三维可压缩 N-S 方程和简化 N-S 方程,并对近似因式分解法应用于三维问题的稳定性进行了分析。指出,对二维问题原无条件稳定的格式,经近似因式分解后仍是无条件稳定的;对于三维问题,原无条件稳定的格式经普通近似因式分解后所得到的格式可能是不稳定的或条件稳定的。利用系数矩阵分裂法所得到的近似因式分解格式可仍是无条件稳定的,只要适当加大分裂后的系数反差即可。 文中给出了钝锥超音速三维粘性绕流结果。得到了背风面分离的流动图像,物面压力值与实验值吻合。     

三角翼大迎角不可压粘流的数值模拟

研究了人工压缩法拟压缩性系数β的选取，采用函数形式的β有效地加速了收敛过程．采用求解不可压Ｎ－Ｓ方程，对三角翼大迎角绕流进行了数值模拟，得到了与实验吻合很好的结果．分析和讨论了大迎角旋涡流动的复杂物理现象     

脱体涡流型的数值计算

本文在回顾空气动力体大迎角脱体涡流场数值计算的发展过程之后,详细讨论了各种势流计算模型。      

应用当地流活塞理论的大攻角升力面颤振气动力表达式

本文应用当地流活塞理论,给出了弹性的夺动翼面的非定常压分分布以及用模态坐标的广义气动力系数表达式。同时提供了配套的当地流参数计算公式和采用样条函数计算广义气动力系数数值积分的表达式。     

绕流直接数值模拟误差分析

对于无边界绕流问题的计算流体力学模拟通常是将物体置于“足够大”的槽道中,而通过不断改变槽道尺寸以及离散网格密度,后验对比方式来检查模拟误差。本文结合多种经典流场理论,提出一种简单的先验误差估计方法来确定槽道尺寸以及相应的网格分布。在此方法中,对于槽道尺寸的确定基于线性叠加原理（即在极小雷诺数下采用Stokes理论解叠加,而在其他雷诺数条件下采用势流理论解叠加）,来估计槽道尺寸对绕流结果的影响。而对网格尺寸与分布,则是使用多项式逼近中的基本误差分析工具,应用到速度边界层,远场势流,以及Rankine涡等简单流动,从而确定整个绕流问题中的离散误差。为了验证前面的理论分析结果,本文模拟了相当大雷诺数范围内的二维翼型以及三维圆球绕流,所得数值结果非常好地验证了理论分析。结果表明,对于Stokes流动问题,槽道尺寸需要大约100倍于物体特征尺寸来保证其结果与无边界绕流相差不超过1%;而在雷诺数超过大约100时,槽道尺寸只需10倍（二维绕流）或者5倍（三维绕流）于物体特征尺寸来达到同等精度。在此先验误差估计方法可应用于一般化的绕流问题。

     

基于比拟理论的翼型扰流声场数值模拟

从二维模型方程的全离散形式出发,重点分析了差分格式的色散特性和各向异性效应,证实迎风紧致格式比对称格式有更好的色散和各向同性特性,故有利于声场的数值模拟,并采用三阶迎风紧致格式（ＵＣＤ３）和四阶对称紧致格式（ＳＣＤ４）计算了绕ＮＡＣＡ００１２翼型的可压缩非定常流场,并将此流场作为近场声源,运用声学比拟理论对气动声进行模拟。     

汽车车轮流场的数值模拟

首先以独立车轮为研究对象,以商用计算流体力学软件STAR—CD为工具,利用移动边界条件,并依据k-ε双方程高雷诺数湍流模型对三维定常不可压缩流N-S方程进行数值模拟计算．然后在合适尺寸的计算域下对3种不同宽度的静止和滚动车轮分别进行数值模拟计算,研究车轮宽度和来流速度对阻力系数的影响,将计算结果与实验结果进行了对比分析．计算结果表明,车轮宽度的减小以及来流速度的减小均明显降低汽车的气动阻力系数．     

跨音速大迎角绕流的Euler方程数值模拟

采用保角变换与代数方法相结合，生成全场统一的贴体、正交Ｏ－Ｈ型网格．采用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，模拟具有歼击机外形的全机及翼身组合体大迎角跨音速绕流．计算表明，法向力系数、气动中心位置及压力分布的计算结果与实验结果吻合良好     

大雷诺数线性剪切流绕圆柱的分离流动

本文采用离散涡方法计算了大雷诺数下线性剪切流绕圆柱的分离流动,计算结果给出阻力系数、横向力系数、边界层分离点、斯特罗哈数及尾流中旋涡的分布图案,计算数据与已有的实验数据相吻合。     

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.