一种快速稳健的并行多块结构动网格方法

为解决传统网格处理方法不能满足复杂外形在大设计空间内进行优化时对网格质量的要求的问题,提出了一种并行多块动网格方法,该方法基于初始外形的多块结构网格,根据优化过程中个体外形与初始外形拓扑结构相近的特性,利用体样条插值方法来拟合多块结构网格各块顶点的位移,得到几何外形变化后的拓扑结构,再利用无限插值方法并行地移动初始外形多块结构网格的边、面和块内的网格点,进行光顺处理后得到变形后几何外形的空间网格;该方法在保证网格质量的同时,可以极大地提高网格生成效率,本文以某翼身组合体为例结果表明,该方法在大设计空间的复杂外形设计问题中具有很强的实用性。     

基于混合网格多维梯度重构的热流预测方法研究

高超声速气动热环境的数值计算对算法和网格的敏感度极高. 随着高超声速飞行器外形日益复杂, 生成高质量的结构网格时间成本呈指数增加, 难以满足工程应用的需求. 非结构/混合网格因具有很强的复杂外形适应能力, 为了缩短任务周期, 有必要在非结构/混合网格上开展高精度的气动热环境数值计算方法研究. 梯度重构方法是影响非结构/混合网格热流计算精度的重要因素之一. 本文通过引入多维梯度重构方法, 发展了基于常规的非结构/混合网格的高精度热流计算方法, 对典型的高超声速Benchmark算例(二维圆柱)进行了模拟, 并与气动力计算广泛采用的Green-Gauss类方法和最小二乘类方法进行了对比. 计算结果表明, 多维梯度重构方法能有效提高非结构/混合网格热流预测精度, 其鲁棒性和收敛性更好. 最后将多维梯度重构方法应用于常规混合网格的三维圆柱和三维双椭球绕流问题, 得到了与实验值吻合较好的热流计算结果, 展现了良好的应用前景.      

非结构混合网格在气动热标模模拟中的应用

非结构混合网格消除了结构网格节点的结构性限制,可以较好地处理边界,同时兼顾了粘性边界层模拟的需求,具有灵活性大、对复杂外形适应能力强和生成耗时短等优点,在飞行器气动特性模拟中得到广泛应用.本文针对非结构混合网格的特点,把前期针对非结构混合网格气动力高精度模拟发展改进的梯度计算方法和Roe格式熵修正方法推广应用到气动热流的数值模拟.以典型钝锥标模外形的高超声速绕流为研究对象,开展了不同网格形式和第一层网格不同间距的影响研究.结果 表明,热流计算时,头部物面网格最好采用四边形或四边形交叉剖分得到的三角形网格,物面法向的网格雷诺数取20左右,为热流计算时非结构混合网格的生成提供了指导,同时验证了计算方法的有效性和可靠性.     

两类网格结构模型的预处理方法

针对参考节点分别为q=3和q=4的网格结构模型,设计了两种预处理方法:以块对角逆为预条件子的共轭梯度法(BPCG)及以块下三角逆为预条件子的PGMRES法。数值结果表明,BPCG法对q=3具有很好的求解效率和鲁棒性,但对q=4的情形,特别是当α很小时,其求解效率将变得很差。当α很小时,以块下三角逆为预条件子的PGMRES法对求解q=4的蜂窝状结构在计算CPU和算法稳定性等方面均全面占优。在这两种预处理方法中,利用了基于标量椭圆问题的GAMG法求各个子块矩阵的逆,以提高内迭代运算效率。近似连续方程的建立为内迭代方法的合理性提供了有效的理论支撑。     

近场水下爆炸瞬态强非线性流固耦合无网格数值模拟研究

近场水下爆炸涉及多相流体的掺杂耦合以及结构的大变形、损伤和断裂等瞬态强非线性现象, 传统的网格算法在模拟近场水下爆炸时面临结构网格畸变、多相界面捕捉精度不足等难题, 鉴于此, 本文建立了完全无网格的近场水下爆炸冲击波和气泡全物理过程瞬态强非线性流固耦合动力学模型. 流体采用基于黎曼求解器的光滑粒子流体动力学(SPH)方法求解, 结构采用重构核粒子法(RKPM)求解, 并基于法向通量边界条件实现流固耦合. 为提高SPH对流场间断的求解精度, 引入黎曼问题思想并结合MUSCL重构算法, 为解决流场粒子体积变化剧烈导致的精度下降问题, 应用了自适应粒子分割与合并方法. 为模拟水下爆炸对结构造成的损伤断裂, 基于退化实体几何表述, 采用Lemaitre损伤算法, 建立了RKPM壳结构断裂损伤模型. 依据所建立的SPH-RKPM流固耦合模型, 对近场水下爆炸冲击波传播、气泡脉动与射流以及结构毁伤进行了模拟, 将得到的冲击波载荷、气泡演化以及结构响应与实验值和其他数值解对比, 验证了当前建立的SPH-RKPM流固耦合模型的有效性和精度, 并给出了水下爆炸载荷特性及其对结构的流固耦合毁伤机制与规律, 旨在为近场水下爆炸载荷预报提供理论和基础性技术支撑, 为毁伤威力评估和舰船防护结构设计提供参考.      

非结构网格变形方法研究进展

动网格技术中的非结构网格变形是计算流体力学和计算固体力学的关键技术之一.本文在总结现有非结构网格变形方法的基础上, 提出了一种网格变形方法的详细分类, 将现有方法归类为虚拟结构法、偏微分方程法和代数法. 本文综述了各类方法的最新研究进展, 分析并比较了各类方法的特性, 评述了当前网格变形研究的几个主要方向:复杂结构外形在不规则变形下的动网格生成、三维动网格生成、并行动网格生成和动节点技术. 最后简要地探讨了该领域的发展趋势.      

代数多重网格方法在紊流数值预测中的应用

机械和矿山工程中广泛使用锥形渐扩管。将DLR型k-ε紊流模型中非线性偏微分方程基于全隐式高精度迎风差分格式离散,得到差分方程的系数矩阵为五对角块十三对角带状稀疏矩阵,基于一种"三元组"方式进行压缩存储,节约内存。提出了一种基于DLR型k-ε紊流模型与代数多重网格方法结合的新算法,阐述了代数多重网格方法的实施过程。对具有逆压梯度流动的锥形渐扩管内紊流进行了数值预测。数值实验表明,代数多重网格方法对求解紊流模型离散方程组非常有效,同此前该紊流数值模拟中使用的Point-SOR方法相比,计算效率有了显著提高,计算结果与实验结果吻合较好。     

三维非结构网格DSMC方法的实现及其应用

研究了三维非结构网格DSMC方法实现的过程。将Bird位置元方案中的子网格思想引入到非结构网格上来,只存储子网格的总体标识号,利用较少的计算网格提高了分子的分辨率与计算精度。提出了将体积元坐标搜索算法与交替数字二叉树搜索算法(ADT)相结合的方法来跟踪模拟分子在网格之间的迁移,使用ADT方法判别分子与物面是否作用,避免了分子表面反射的非确定论判据。利用Fortran 90的动态分配内存技术编制了通用计算程序。最后对高超声速过渡流域航天飞机头部外形绕流进行了数值模拟,数值结果初步验证了算法的可行性。     

基于混合网格多维梯度重构的热流预测方法研究

高超声速气动热环境的数值计算对算法和网格的敏感度极高.随着高超声速飞行器外形日益复杂,生成高质量的结构网格时间成本呈指数增加,难以满足工程应用的需求.非结构/混合网格因具有很强的复杂外形适应能力,为了缩短任务周期,有必要在非结构/混合网格上开展高精度的气动热环境数值计算方法研究.梯度重构方法是影响非结构/混合网格热流计算精度的重要因素之一.本文通过引入多维梯度重构方法,发展了基于常规的非结构/混合网格的高精度热流计算方法,对典型的高超声速Benchmark算例(二维圆柱)进行了模拟,并与气动力计算广泛采用的Green-Gauss类方法和最小二乘类方法进行了对比.计算结果表明,多维梯度重构方法能有效提高非结构/混合网格热流预测精度,其鲁棒性和收敛性更好.最后将多维梯度重构方法应用于常规混合网格的三维圆柱和三维双椭球绕流问题,得到了与实验值吻合较好的热流计算结果,展现了良好的应用前景.     

多维迎风方法在非结构/混合网格热流计算中的应用研究

非结构/混合网格具有极强的几何灵活性,在复杂外形飞行器的气动力特性数值模拟中已得到广泛应用,但目前还难以准确地预测气动热环境。本文从非结构/混合网格热流计算的三个需求出发,选取了多维迎风方法,并与其他方法进行了对比研究。以二维圆柱高超声速绕流这一Benchmark典型问题为例,对比研究了多维迎风方法和几种广泛使用的无粘通量格式(Roe格式、Van Leer格式和AUSMDV格式)对混合网格热流计算精度的影响。结果表明,多维迎风方法在热流计算精度、鲁棒性以及收敛性方面表现良好。最后,将多维迎风方法应用于常规混合网格上的圆柱和钝双锥绕流问题,均得到了较好的热流计算结果,为非结构/混合网格热流计算在复杂高超飞行器中的应用奠定了基础。     

翼吊式双发民机机体/动力装置一体化数值分析

介绍了多块网格技术与流场分区求解方法在翼吊式双发民机机体／动力装置一体化研究中的应用。数值求解Ｅｕｌｅｒ方程模拟复杂组合体绕流。采用边界层方程／Ｅｕｌｅｒ方程耦合迭代技术进行翼面粘性修正。为保持Ｅｕｌｅｒ注解中计算网格固定,粘流／无粘流耦合迭采用表面源模型。该方法对某民用飞机模型跨音速绕流流场进行了数值模拟,机翼表面计算压力分布与实验吻合良好。     

涡波一体乘波飞行器宽速域气动优化设计研究

涡波一体宽速域乘波飞行器通过在低速引入涡效应,显著改善了传统乘波体在低速状态下的升阻特性,具有在未来宽速域空天飞行器总体气动设计当中得到广泛应用的巨大潜力.但是,该设计方法的研究尚不完善,特别是在基准流场建立过程中忽略了三维效应、低速效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,因此其高低速气动特性均有优化设计的空间.针对此问题,本文结合高保真RANS求解器、自由变形参数化方法、鲁棒的结构网格变形方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,发展了基于离散伴随的宽速域飞行器气动优化设计方法.基于上述方法,针对涡波一体乘波飞行器开展了兼顾低速与高超声速气动性能的三维整机气动优化设计研究,获得了宽速域优化构型并对其进行了流动机理分析.结果表明,相较于初始构型,宽速域优化构型可以将飞行器高超声速状态下升阻特性略微提升的同时,显著增强低速状态飞行器背风面的旋涡效应,进而使飞行器低速状态的升力和升阻比均提升10%以上,改善了涡波一体宽速域乘波飞行器的高低速气动性能.     

Shock unsteadiness creation and propagation: experimental analysis

The possibility of creating unsteady distortions of the tip shock by waves emitted from an aircraft is assessed experimentally. The model chosen is a cylindrical fore body equipped with a spike. This configuration is known for generating an important level of unsteadiness around the spike in supersonic regime. The wind tunnel Mach number is equal to 2. The experiments show that waves emitted from this source propagate along the tip shock and interact with it. It is then assessed that this interaction produces a periodic distortion of the shock that propagates to the external flow. Unsteady pressure sensors, high speed schlieren films, hot wire probing and laser Doppler velocimetry are used as complementary experimental means. The final result is a coherent representation of the complex mechanism of wave propagation that has been evidenced. The principle of creating unsteady shock deformation by onboard equipments could be examined as a possibly promising method of sonic boom control.     

一种新型高鲁棒性动网格技术及其应用

首先对四元数进行李代数空间指数映射,解决了多个四元数插值问题,并结合距离倒数插值方法实现网格边界扰动向空间网格的传播,建立了新型高鲁棒性的四元数变形网格技术. 针对该型动网格技术中由于大型矩阵运算量引起的运算效率低问题,同时利用四元数方法在动网格变形中具备与物面边界高阶一致性的特点,提出了分层次变形策略,避免了面向全流场网格节点的大型矩阵运算;进一步基于无限插值技术较强的逻辑保持能力,建立了面向结构网格分层混合变形方法. 充分利用多区域重叠、对接网格变形技术中隐含的并行性,基于对等式编程思想及MPI 库函数对动网格程序进行并行化编程,建立了高效高鲁棒性的变形网格技术. 以某型客机翼身组合体气动弹性分析为范例,研究了不同方法之间的计算效率以及鲁棒性,进一步将分层混合变形网格技术应用于某型支线客机全机型架外形设计与修正,验证了所建立的新型动网格技术的高效性与鲁棒性.      

基于遗传算法的飞机气动优化设计

建立了一种以实数编码技术为基础的遗传算法模型，并把它与通过工程估算的气动分析方法相结合，进行飞机气动形的单点和多点优化设计。 优化设计中，设计变量取机为机翼、机身和尾翼的外形及三者之间的相对位置，优化目标是使飞机在跨音速和超音速飞行状态下获得配平状态下最大的升阻比。设计结果表明该优化设计方法是十分有效的，可以用来具有正常布局形式的飞机进行气动外形的优化设计。     

Reduction of the sonic boom level by heating the flow in front of the body

A numerical study of the possibility of reducing the sonic boom level in the case of local heat release to a supersonic gas flow at Mach number equal to 2 ahead of a body is described. The computations are performed for a spherical heat supply zone located on the flight trajectory ahead of the tip of an axisymmetric thin body. For the numerical study the combined method of “phantom bodies” is used. Different magnitudes of heat supply to the incoming flow are tested. These calculations are performed with allowance for interaction of shock waves emanating from the heated gas region and from the body in the far field. The computational results show that the local heat supply to a supersonic gas flow ahead of a body can reduce the sonic boom level by more than 20 %. The reduction of the sonic boom level is ensured by changing the free-stream parameters ahead of the body and by preventing the coalescence of shock waves from the heat supply zone and from the body in the far field.     

机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟

本文采用分区搭接网格技术,对机翼/机身/挂架/短舱复杂组合体进行网格分布,通过分析计算网格对结果的影响,探讨了网格的划分.基于Roe的近似黎曼解的方法,采用S-A湍流模型,通过求解N-S方程,对该组合体外流场/发动机短舱内流场进行一体化数值模拟,与相应风洞实验数据进行了比较与分析,取得了与实验数据较为吻合的结果.与无发动机短舱的组合体的气动特性进行比较,分析了短舱对翼身组合体的气动干扰.     

Controlling the sonic boom from a thin body by means of local heating of the incoming flow

The problem of reduction of the sonic boom level by heating the flow in front of the body is solved numerically. A combined method of “phantom bodies” is used for calculations. The sonic boom generated by an axisymmetric thin body for the flight Mach number of 2 with different levels of energy supply to the incoming flow is calculated. The calculation results show that the sonic boom can be reduced by means of local heat supply to a supersonic gas flow. Reduction of the sonic boom level is provided by specific gas-dynamic features of the flow behind the heat supply zone.     

基于分区拼接网格技术高升力装置流场数值模拟

针对高升力装置构型模型结构复杂、流场变化剧烈等特点,本文采用分区拼接网格的思想分别按照流场和结构拓扑特点对高升力装置进行了网格分区。在分区的基础上逐块生成网格,减小了增升装置网格的生成难度,提高了网格质量,减少了网格数目。首先,研究了高升力装置的分区策略及流场特点;接着以MD30P-30N多段翼型为研究算例研究了网格比例和插值方法对计算结果的影响。经过分析对比可知:外部区域与近壁区域之间的比例不宜小于1:5;内部域网格比例不宜超过1:1.8,最好保持在1:1左右;计算中应该采用高阶精度插值以保证计算精度。采用某四段翼型进行了验证;最后采用NASA标准高升力装置进行了三维高升力装置流场数值模拟并与相应风洞实验数据及对接网格计算结果进行了比较与分析,验证了拼接网格技术的高效性与可靠性。同时分析研究了绕三维增升装置的流动及其周围复杂的粘性流动现象。     

飞机典型结构件的声疲劳实验研究

飞机典型结构件为蒙皮、框和长桁组成的双向双加筋的九格壁板结构.利用高声强行波管系统,以典型试件中心格的第一阶频率为中心、1/3倍频程为带宽的窄带随机谱激励,再现壁板结构的声疲劳破坏方式.通过原始状态的典型试件的两次预试验,发现了原典型结构件的设计缺陷.采用三种方式对原结构框的两端进行了支持加强,得到各种支持状态下的声疲劳破坏形式.