HyperFLOW软件非结构网格亚跨声速湍流模拟的验证与确认

计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟在航空航天等领域发挥越来越重要的作用,然而CFD数值模拟结果的可信度仍然需要通过不断地验证与确认来提高.本文给出了从制造解精度测试、简单到复杂外形湍流模拟网格收敛性研究等三个方面开展CFD软件验证与确认的方法,并对自主研发的CFD软件平台HyperFLOW在非结构网格上模拟亚跨声速湍流问题的能力进行了验证与确认.首先通过基于Euler方程和标量扩散方程的制造解精度测试,分别验证了HyperFLOW在非结构网格上对Euler方程和黏性项的求解精度,结果表明其能够在任意非结构网格上达到设计的二阶精度. 其次,通过NASATurbulence Modeling Resource中的湍流平板、二维翼型近尾迹流动、二维Bump等几个典型的亚声速湍流算例的网格收敛性研究,量化考察了数值结果的观测精度阶和网格收敛性指数,并与国外知名CFD解算器CFL3D,FUN3D的计算结果进行了对比,验证了HyperFLOW对简单湍流问题的模拟能力,且具有良好的网格收敛性和计算精度(阶). 最后,通过NASA CommonResearchModel标模定升力系数的网格收敛性研究和升阻极曲线预测,验证了软件在复杂外形亚跨声速湍流流动数值模拟中也具有良好的可信度.      

HyperFLOW软件非结构网格亚跨声速湍流模拟的验证与确认

计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)数值模拟在航空航天等领域发挥越来越重要的作用,然而CFD数值模拟结果的可信度仍然需要通过不断地验证与确认来提高.本文给出了从制造解精度测试、简单到复杂外形湍流模拟网格收敛性研究等三个方面开展CFD软件验证与确认的方法,并对自主研发的CFD软件平台HyperFLOW在非结构网格上模拟亚跨声速湍流问题的能力进行了验证与确认.首先通过基于Euler方程和标量扩散方程的制造解精度测试,分别验证了HyperFLOW在非结构网格上对Euler方程和黏性项的求解精度,结果表明其能够在任意非结构网格上达到设计的二阶精度.其次,通过NASA Turbulence Modeling Resource中的湍流平板、二维翼型近尾迹流动、二维Bump等几个典型的亚声速湍流算例的网格收敛性研究,量化考察了数值结果的观测精度阶和网格收敛性指数,并与国外知名CFD解算器CFL3D,FUN3D的计算结果进行了对比,验证了HyperFLOW对简单湍流问题的模拟能力,且具有良好的网格收敛性和计算精度(阶).最后,通过NASA Common Research Model标模定升力系数的网格收敛性研究和升阻极曲线预测,验证了软件在复杂外形亚跨声速湍流流动数值模拟中也具有良好的可信度.     

干扰剪切流动(ISF)和边界层流动及ISF理论在计算流体力学(CFD)中的应用

简述作者提出的干扰剪切流动(ISF)理论、近壁复杂ISF理论、推论和它们在CFD中的应用.ISF是小黏性流体运动中普遍存在的一种基本流动,如驻点流、近壁黏性-无黏干扰流动,干扰可忽略时ISF的黏性部分为熟知的边界层流动.ISF理论揭示了高$Re$数流动计算的最佳坐标系和最佳网格生成.由近壁复杂ISF理论与流体运动方程组及流速在壁面无滑移条件相结合导出一组壁面相容(SC)判据,该判据提供了利用CFD仿真结果判断CFD仿真可信度的理论途径、并为近壁网格、算法和边界处理的改进和三者的更好协调、为湍流模型的评估、改进和发展提供了一种理论途径.      

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.      

基于制造解的非结构二阶有限体积离散格式的精度测试与验证

随着计算机技术的飞速进步,计算流体力学得到迅猛发展,数值计算虽能够快速得到离散结果,但是数值结果的正确性与精度则需要通过严谨的方法来进行验证和确认.制造解方法和网格收敛性研究作为验证与确认的重要手段已经广泛应用于计算流体力学代码验证、精度分析、边界条件验证等方面.本文在实现标量制造解和分量制造解方法的基础上,通过将制造解方法精度测试结果与经典精确解(二维无黏等熵涡)精度测试结果进行对比,进一步证实了制造解精度测试方法的有效性,并将两种制造解方法应用于非结构网格二阶精度有限体积离散格式的精度测试与验证,对各种常用的梯度重构方法、对流通量格式、扩散通量格式进行了网格收敛性精度测试.结果显示,基于Green-Gauss公式的梯度重构方法在不规则网格上会出现精度降阶的情况,导致流动模拟精度严重下降,而基于最小二乘(least squares)的梯度重构方法对网格是否规则并不敏感.对流通量格式的精度测试显示,所测试的各种对流通量格式均能达到二阶精度,且各方法精度几乎相同;而扩散通量离散中界面梯度求解方法的选择对流动模拟精度有显著影响.     

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景; 同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战, 且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究; 同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望.      

基于商用CFD软件的乘波体气动外形设计方法研究

乘波体设计在超声速和高超声速飞行器设计中已经得到广泛应用,但具体设计方法仍有值得探讨之处.本文针对乘波体的工程设计,探讨了一种基于粘性流场计算的简便设计方法.这种方法以商用CFD软件为工具,首先生成锥形体的超声速粘性流场,然后采用最大压强梯度单元确定激波位置,再用圆柱面相交的方式得到乘波体上表面,利用圆柱面与激波的交线为前缘线,通过流线追踪得到乘波体的下表面,最终得到乘波体构型.本文将所用激波定位方法与存在精确解的无粘锥形流场的计算结果进行了对比,验证了该方法的可靠性.然后以马赫数M=3,设计飞行高度H=15km为设计条件,利用本文提出的方法对其气动性能进行了数值模拟和分析,并特别研究了气动性能随马赫数M和攻角的变化规律.结果表明,利用本文方法所设计的乘波体在设计点和非设计点处都具有良好稳定的气动性能.由于整个设计过程均使用现有商用CFD软件完成,既减少了自行编程所花费的时间,又具有良好的通用性,因此便于在以后的乘波体研究和工程设计中推广.     

基于POD和代理模型的静气动弹性分析方法

静气动弹性问题考虑弹性结构与定常气动力间的相互耦合作用,对飞行器的性能和安全具有显著的影响.在现代飞行器设计阶段,计算流体力学(CFD)/计算结构力学(CSD)直接耦合方法是精确考察静气动弹性影响的重要手段.然而,基于CFD技术的气动力仿真手段在耦合过程中计算量大且耗时长,难以满足设计阶段的需求.因此,为了兼顾计算精度与效率,文章采用本征正交分解(POD)和Kriging代理模型相结合的模型降阶方法,替代CFD求解过程并耦合有限元分析(FEA)方法,建立了高效、准确的静气动弹性分析框架.相较于传统的以模态法为主的静气动弹性分析方法,该方法能够解决更为复杂的静气动弹性问题以及提供静气动弹性变形过程中的气动分布载荷.针对典型三维跨声速HIRENASD机翼模型开展的马赫数、迎角变化的算例验证表明:由建立的静气动弹性分析方法与CFD/CSD直接耦合方法计算得到机翼翼梢处的静变形量间的相对误差在5%以内;同时该方法预测静平衡位置处的气动分布载荷的误差在5%以内,静气动弹性分析的计算效率至少提升了6倍.     

一类生物流体力学连续系统的分岔研究

连续动力系统的非线性动力学研究,由于其应用的广泛性与问题的复杂性,近年来越来越受到重视。本文对一类生物流体力学中的连续系统-动脉局部狭窄时血液流动的分岔特性进行了研究,采用有限差分方法,将由偏微分方程组描述的边境动力系统约化为由常微分方程组描述的高维离散动力系统。求得了离散动力系统的平衡解并分析其稳定性,同时讨论了流场中变量空间分布的变化情况。求得了离散动力系统的前三个Lyapunov指数,以此作为系统是否发生混沌的判别条件。     

高超声速溢流冷却实验研究

高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,基本思想为:在高热流区布置溢流孔,控制冷却液以溢流方式流出,之后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层以降低飞行器表面热流.目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,实现工程应用前还需开展大量的实验验证和机理研究工作.本文首次开展溢流冷却的实验研究工作,采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,对溢流冷却热防护性能和高超声速条件下液膜流动规律进行了初步研究.研究表明:(1)高超声速流场中通过溢流能够在飞行器表面形成液膜并有效隔离外部高温气流,可降低飞行器表面热流率;(2)楔面上的液膜前缘流动是一个逐渐减速的过程,增加冷却液流量液膜厚度变化不明显,但液膜前缘运动速度增大;(3)液膜层存在表面波,在时间和空间方向发生演化,导致液膜厚度的微弱扰动;(4)液膜层存在横向展宽现象,即液膜层宽度大于溢流缝宽度.原因是液膜层与流场边界层条件不匹配,存在压力梯度,迫使冷却液向低压区流动,从而展宽液膜层,并且流量越高,横向展宽现象越明显.     

Waverider configurations derived from general conical flowfields

A method based on the computational fluid dynamics (CFD) is presented for a flexible waverider’s design. The generating bodies of this method could be any cones. In addition, either the leading edge or the profile of the scramjet’s inlet is used as the waverider’s definition curve, parameterized by the quadric function, the sigmoid function or the B-spline function. Furthermore, several numerical examples are carried out to validate the method and the relevant codes. The CFD results of the configurations show that all the designs are successful. Moreover, primary suggestions are proposed for practical design by comparing the geometrical and aerodynamic performances of the cone-derived waveriders at Mach 6. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10502053, 10372106 and 10402043), K. C. Wong Education Foundation of Hong Kong, the Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics of Chinese Academy of Sciences and the State Key Laboratory of Structural Analysis for Industrial Equipment of Dalian University of Technology.     

Three-dimensional water entry of a solid body: A computational study

Marine vessels are continuously subject to impulsive loading from impact on the water surface. Understanding and quantifying the hydrodynamics generated by the three-dimensional (3D) water impact of a solid body is central to the design of resilient and performing vessels. Computational fluid dynamics (CFD) constitutes a viable tool for the study of water entry problems, which may overcome some of the drawbacks associated with semi-analytical and experimental methods. Here, we present a new computational study of the 3D water entry of a solid body with multiple curvatures. The method of finite volume is utilized to discretize incompressible Navier-Stokes equations in both air and water, and the method of volume of fluid is employed to describe the resulting free-surface multiphase flow. Computational results are validated against available experimental findings obtained using particle image velocimetry in terms of both the flow kinetics and kinematics. Specifically, we demonstrate the accuracy of our CFD solution in predicting the overall force experienced by the hull, the pile-up phenomenon, the velocity field in the water, the distribution of the hydrodynamic loading, and the energy transfer during the impact. Our approach is expected to aid in the validation of new semi-analytical solutions and to offer a viable means for conducting parametric studies and design optimization on marine vessels.     

Verification and validation of impinging round jet simulations using an adaptive FEM

This paper illustrates the use of an adaptive finite element method as a means of achieving verification of codes and simulations of impinging round jets, that is obtaining numerical predictions with controlled accuracy. Validation of these grid‐independent solution is then performed by comparing predictions to measurements. We adopt the standard and accepted definitions of verification and validation (Technical Report AIAA‐G‐077‐1998, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1998; Verification and Validation in Computational Science and Engineering. Hermosa Publishers: Albuquerque, NM, 1998). Mesh adaptation is used to perform the systematic and rigorous grid refinement studies required for both verification and validation in CFD. This ensures that discrepancies observed between predictions and measurements are due to deficiencies in the mathematical model of the flow. Issues in verification and validation are discussed. The paper presents an example of code verification by the method of manufactured solution. Examples of successful and unsuccessful validation for laminar and turbulent impinging jets show that agreement with experiments is achieved only with a good mathematical model of the flow physics combined with accurate numerical solution of the differential equations. The paper emphasizes good CFD practice to systematically achieve verification so that validation studies are always performed on solid grounds. Copyright © 2004 John Wiley & Sons, Ltd.     

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简要介绍燃料电池及其研究和发展现状,着重论述质子交换膜燃料电池(proton exchange membrane fuel cells, PEMFC)的工作原理和结构,电池各部件中存在 的力学问题和基本的结构设计原理、 方法;基于计算流体动力学(CFD)原理的电池 仿真和优化过程及基本数学模型和软件平台.     

A brief survey on discontinuous Galerkin methods in computational fluid dynamics

间断Galerkin （DG）方法结合了有限元法（具有弱形式、有限维解和试验函数空间）和有限体积法（具有数值通量、非线性限制器）的优点,特别适合对流占优问题（如激波等线性和非线性波）的模拟研究,本文述评DG 方法,强调其在计算流体力学（CFD）中的应用,文中讨论了DG 方法的必要构成要素和性能特点,并介绍了该方法的一些最近研究进展,相关工作促进了DG 方法在CFD 领域的应用,     

VERIFICATION OF SMOM AND QMOM POPULATION BALANCE MODELING IN CFD CODE USING ANALYTICAL SOLUTIONS FOR BATCH PARTICULATE PROCESSES

For many processes of industrial significance, due to the strong coupling between particle interactions and fluid dynamics, the population balance must be solved as part of a computational fluid dynamics （CFD） simulation. In this work, a CFD based population balance model is tested using a batch crystallization reactor. In this CFD model, the population balance is solved by the standard method of moments （SMOM） and the quadrature method of moments （QMOM）. The results of these simulations are compared to analytical solutions for the population balance in a batch tank where 1） nucleation, 2） growth, 3） aggregation, and 4） breakage are taking place separately. The results of these comparisons show that the first 6 moments of the population balance are accurately predicted for nucleation, growth, aggregation and breakage at all times.     

收缩段线型对超音速喷管氟原子气相复合的影响

使用移轴维氏曲线和双三次方曲线作为收缩段线型分别设计了两种环形 HYLTE主喷管，给出了环形HYLTE喷管三维的多组分有反应湍流场的控制方程、边界条件和 模拟区域的选择. 计算结果表明，这两种线型的喷管均能避免边界层的分离，获得均匀的流 场分布及相同的出口马赫数分布，但移轴维氏曲线在收缩段前部收缩快速，气流速度相应较 快，因此F原子的气相复合程度弱于另外一种收缩段设计的喷管，相应地，使用移轴维氏曲 线设计的喷管F原子流量比另外一种喷管高5%左右, 因此使用移轴维氏曲线作为环形HYLTE主喷管收缩段的设计有助于提高化学激光器的效率.     

平尾翼型后加载对飞机配平的影响研究

利用MGAERO 软件对搭配不同尾翼模型的某典型布局客机翼身组合体流场进行了计算,研究了平尾翼型后加载对全机配平的影响. 分析表明,采用后加载设计的平尾翼型在配平时升力和阻力损失较小,配合其他手段可以提高全机升阻比,进而改善全机配平后的气动性能. 这一结论从流场计算的角度揭示了客机平尾翼型采用后加载设计这一发展趋势的重要原因.