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。     

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.     

高超声速再入体表面热流计算

运用非结构网格计算外部无粘流场,并结合边界层内粘性主导区域的工程算法,计算高超声速飞行器的气动加热。通过求解三维Euler方程确定复杂外形飞行器的边界层外缘参数,在理论与经验公式的基础上,利用局部相似性解的方法计算了钝锥和钝双锥外形有攻角再入的表面热流,并与国内外文献的NS方程数值计算结果和风洞试验结果进行了对比,三者的结果吻合较好。     

非结构混合网格高超声速绕流与磁场干扰数值模拟

对均匀磁场干扰下的二维钝头体无粘高超声速流场进行了基于非结构混合网格的数值模拟.受磁流体力学方程组高度非线性的影响及考虑到数值模拟格式的精度,目前在此类流场的数值模拟中大多使用结构网格及有限差分方法,因而在三维复杂外形及复杂流场方面的研究受到限制.本文主要探索使用非结构网格(含混合网格)技术时的数值模拟方法.控制方程为耦合了Maxwell方程及无粘流体力学方程的磁流体力学方程组,数值离散格式采用Jameson有限体积格心格式,5步Runge-Kutta显式时间推进.计算模型为二维钝头体,初始磁场均匀分布.对不同磁感应强度影响下的高超声速流场进行了数值模拟,并与有限的资料进行了对比,得到了较符合的结果.     

NORMAL GRID RULE FOR HYPERSONIC HEAT FLUX NUMERICAL SIMULATION

采用数值求解雷诺平均Navier-Stokes 方程方法对高超声速钝双锥模型进行了计算,比较了不同法向网格尺度对热流计算的影响,并在此基础上提出了一种适于热流计算的网格准则. 研究表明:在实际外形的热流计算中,使用过密或过粗的法向网格均不利于得到准确的热流数据;采用该文提出的基于当地温度梯度的法向网格尺度准则可以在保证热流计算精度的同时实现较高的收敛速度.     

近似黎曼解对高超声速气动热计算的影响研究

高超声速流场计算一般采用TVD型格式,这些格式中,大多采用了不同形式的近似黎曼解. 通过分析和数值验证,论述了激波捕捉格式中近似黎曼解的耗散性质,说明其对高超声速热流计算的影响. 数值实验证明,采用低耗散格式可大大提高热流计算精度,降低热流计算对网格的依赖程度,从而获得精确的热流数值解.      

基于非结构/混合网格模拟黏性流的高阶精度DDG/FV混合方法

间断Galerkin有限元方法 (discontinuous Galerkin method, DGM)因具有计算精度高、模板紧致、易于并行等优点,近年来已成为非结构/混合网格上广泛研究的高阶精度数值方法.但其计算量和内存需求量巨大,特别是对于网格规模达到百万甚至数千万的大型三维实际复杂外形问题,其计算量和存储量对计算资源的消耗是难以承受的.基于"混合重构"的DG/FV格式可以有效降低DGM的计算量和存储量.本文将DDG黏性项离散方法推广应用于DG/FV混合算法,得到新的DDG/FV混合格式,以进一步提高DG/FV混合算法对于黏性流动模拟的计算效率.通过Couette流动、层流平板边界层、定常圆柱绕流,非定常圆柱绕流和NACA0012翼型绕流等二维黏性流算例,优化了DDG通量公式中的参数选择,验证了DDG/FV混合格式对定常和非定常黏性流模拟的精度和计算效率,并与广泛使用的BR2-DG格式的计算结果和效率进行对比研究.一系列数值实验结果表明,本文构造的DDG/FV混合格式在二维非结构/混合网格的Navier-Stokes方程求解中,在达到相同的数值精度阶的前提下,相比BR2-DG格式,对于隐式时间离散的定常问题计算效率提高了2倍以上,对于显式时间离散的非定常问题计算效率提高1.6倍,并且在一些算例中,混合格式具有更优良的计算稳定性.DDG/FV混合格式提升了计算效率和稳定性,具有良好的应用前景.     

基于非结构/混合网格模拟黏性流的高阶精度DDG/FV混合方法

间断Galerkin有限元方法(discontinuous Galerkin method, DGM) 因具有计算精度高、模板紧致、易于并行等优点, 近年来已成为非结构/混合网格上广泛研究的高阶精度数值方法. 但其计算量和内存需求量巨大, 特别是对于网格规模达到百万甚至数千万的大型三维实际复杂外形问题, 其计算量和存储量对计算资源的消耗是难以承受的. 基于“混合重构”的DG/FV 格式可以有效降低DGM 的计算量和存储量. 本文将DDG 黏性项离散方法推广应用于DG/FV 混合算法, 得到新的DDG/FV混合格式, 以进一步提高DG/FV混合算法对于黏性流动模拟的计算效率. 通过Couette流动、层流平板边界层、定常圆柱绕流, 非定常圆柱绕流和NACA0012 翼型绕流等二维黏性流算例, 优化了DDG 通量公式中的参数选择, 验证了DDG/FV 混合格式对定常和非定常黏性流模拟的精度和计算效率, 并与广泛使用的BR2-DG 格式的计算结果和效率进行对比研究. 一系列数值实验结果表明, 本文构造的DDG/FV混合格式在二维非结构/混合网格的Navier-Stokes 方程求解中, 在达到相同的数值精度阶的前提下, 相比BR2-DG格式, 对于隐式时间离散的定常问题计算效率提高了2 倍以上, 对于显式时间离散的非定常问题计算效率提高1.6 倍, 并且在一些算例中, 混合格式具有更优良的计算稳定性. DDG/FV 混合格式提升了计算效率和稳定性, 具有良好的应用前景.      

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。     

基于非结构网格求解二维浅水方程的高精度有限体积方法

采用HLL格式,在三角形非结构网格下采用有限体积离散,建立了求解二维浅水方程的高精度的数值模型.本文采用多维重构和多维限制器的方法来获得高精度的空间格式以及防止非物理振荡的产生,时间离散采用三阶Runge-Kutta法以获得高阶的时间精度.基于三角形网格,底坡源项采用简单的斜底模型离散,为保证计算格式的和谐性,对经典的HLL格式计算的数值通量中的静水压力项进行了修正.算例证明本文提出的方法的和谐性并具有高精度的间断捕捉能力和稳定性.     

高超声速高焓条件下的内嵌式温敏漆测量方法

热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征, 尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域, 需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征. 应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用, 但实验条件来流总温较低, 与真实飞行环境存在明显差异, 真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用. 针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题, 提出了内嵌式温敏漆测量方法, 基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度. 本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势. 针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证, 验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性, 并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响. 内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征, 扩展了温敏漆测量方法的应用范围, 解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.      

基于非结构/混合网格的高阶精度格式研究进展

尽管以二阶精度格式为基础的计算流体力学(CFD) 方法和软件已经在航空航天飞行器设计中发挥了重要的作用, 但是由于二阶精度格式的耗散和色散较大, 对于湍流、分离等多尺度流动现象的模拟, 现有成熟的CFD 软件仍难以给出满意的结果, 为此CFD 工作者发展了众多的高阶精度计算格式. 如果以适应的计算网格来分类, 一般可以分为基于结构网格的有限差分格式、基于非结构/混合网格的有限体积法和有限元方法,以及各种类型的混合方法. 由于非结构/混合网格具有良好的几何适应性, 基于非结构/混合网格的高阶精度格式近年来备受关注. 本文综述了近年来基于非结构/混合网格的高阶精度格式研究进展, 重点介绍了空间离散方法, 主要包括k-Exact 和ENO/WENO 等有限体积方法, 间断伽辽金(DG) 有限元方法, 有限谱体积(SV) 和有限谱差分(SD) 方法, 以及近来发展的各种DG/FV 混合算法和将各种方法统一在一个框架内的CPR (correctionprocedure via reconstruction) 方法等. 随后简要介绍了高阶精度格式应用于复杂外形流动数值模拟的一些需要关注的问题, 包括曲边界的处理方法、间断侦测和限制器、各种加速收敛技术等. 在综述过程中, 介绍了各种方法的优势与不足, 其间介绍了作者发展的基于"静动态混合重构" 的DG/FV 混合算法. 最后展望了基于非结构/混合网格的高阶精度格式的未来发展趋势及应用前景.     

基于非线性耦合本构关系模型的尖化前缘气动加热影响研究

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations, NCCR)模型对试验工况下的尖化前缘外形开展数值计算,检验NCCR模型在尖化前缘构型中准确描述局部稀薄非平衡流动和物面气动热的性能.数值结果与实验数据对比表明,在等效高度33 km的风洞试验条件下, NCCR模型计算得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差为1.81%, Fay-Riddell公式和纳维-斯托克斯(Navier-Stokes, NS)方程得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差均在5%以内,物面其他位置的壁面热流系数计算值与实验值偏差均在10%以内,证明此时飞行器尖化前缘区域局部稀薄气体效应对气动加热影响程度较弱;在等效高度60 km时,飞行器尖化前缘区域附近的局部稀薄气体效应对气动加热的影响较为明显, NS方程计算的驻点热流系数偏差为33.31%, Fay-Riddell公式计算驻点热流系数同实验值偏差为29.5%, NCCR模型计算的驻点热流...     

高超声速飞行器气动防热新概念研究

传统乘波构型的高超声速飞行器尖锐的前缘存在严重的气动加热问题,而简单的前缘钝化气动防热方法由于造成很大的升阻比损失,难以发挥实质性作用. 引入``人工钝前缘(ABLE)'概念,拟以一种新的思路解决这一矛盾. 通过定义ABLE构型的外形参数,并采用CFD数值计算方法研究了各参数对气动力和气动热特性的影响规律,在流场分析的基础上进行了外形优化,最终得到令人满意的新型高超声速飞行器头部外形,总结了运用ABLE概念进行气动防热的相关设计原则和规律.      

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.     

高超声速自适应激波针数值研究

针对传统的与钝体轴线共线安装的固定式激波针方法在有攻角状态所存在的问题, 在前人工作基础上得到一种新型高超声速飞行器减阻/降热方法------自适应激波针方法. 将该方法应用于三维高超声速轴对称钝锥外形以及扁平楔外形, 并采用数值模拟的方法对其进行了概念验证. 在0○~120○攻角范围内, 对不同L/D参数的激波针外形流场以及前缘壁面的压力、热流分布等进行了对比分析. 结果表明, 这种新型自适应激波针方法无论在无攻角还是有攻角状态, 均可有效降低高超声速飞行器头部壁面的压力和热流, 可以有效解决传统激波针方法在较大攻角情况状态下失效的问题.      

基于离散共轭方法的高超声速导弹气动外形优化设计

开展了离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中的应用研究。构建了基于NURBS方法的几何外形参数化方法,完成了一种简单高效的动网格方法,建立了基于Euler方程的离散共轭方法,并将这些方法与优化算法等集成起来够构建了适合复杂外形的高超声速气动外形优化设计系统。利用该系统对一种导弹的前体进行了优化设计研究,使其升阻比提高了11.2%,优化后导弹前体形状接近双锥外形,说明双锥形前体有利于减小阻力。算例表明,离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中具有良好的应用前景。     

非结构网格质量对梯度重构及无粘流动模拟精度的影响

综合利用理论分析和数值测试手段,研究了非结构格心型有限体积离散中梯度重构算法的计算精度,分别给出了非结构算法中常用的基于Green-Gauss公式(GG方法)和基于Least squares方法(LSQ方法)的梯度重构方法达到至少一阶精度的条件。其中,GG方法在面积分低阶项不能互相抵消的情况下,要求面心插值精度达到至少二阶;而LSQ方法对于任意网格均能实现梯度重构一阶精度。在各向同性网格上的梯度重构精度数值测试验证了数学推导结论;进一步通过制造解方法量化无粘流动数值离散误差,结合网格收敛性测试研究了网格质量(网格点随机扰动、网格弯曲度和网格倾斜度等因素)以及网格类型(三角形和四边形)对无粘流动模拟精度的影响,验证了理论分析结论。     

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.