绕椭球的低速流动研究

理解和预测绕椭球的流动对指导飞行器和潜艇等交通工具的设计具有很强的工程意义. 近年来, 针对椭球绕流开展了大量的实验和数值模拟研究. 对有攻角下椭球绕流分离的定性描述和定量研究, 促进了对三维分离的辨识和拓扑研究. 文章对流场特性进行了分析, 介绍了分离对气动力、噪声、尾迹的影响, 以及实验条件对流动的影响. 上述定常流动与非定常机动过程之间存在明显差异, 非定常机动过程不能作为定常或准定常问题处理, 在机动过程中, 分离出现明显延迟, 气动力出现明显变化. 随后介绍了数值模拟在求解绕椭球流动中的进展, 当前求解雷诺平均的N-S方程湍流模式仍然是解决绕椭球大范围分离流动的主要工程方法, 大涡模拟和分离涡模拟等也逐渐得到了广泛应用. 受限于计算能力, 直接数据模拟只能用于较低雷诺数, 在高雷诺数流动中还不适用. 非定常机动过程的数值模拟较定常状态, 与实验结果的差距要大一些. 最后, 介绍了对椭球绕流场转捩的研究进展, 对T-S转捩与横流转捩的机理和辨识已经较为准确, 数值模拟结果与实验结果基本相符, 但对再附转捩的认识还不够清晰, 尤其是迎风面, 因此椭球绕流转捩的研究还需要依靠实验.      

基于静动态重构的高阶DG/FV混合格式在二维非结构网格中的推广

通过比较间断Galerkin有限元方法(DGM)和有限体积方法(FVM),提出"静态重构"和"动态重构"的概念,进一步建立基于静动态"混合重构"算法的三阶DG/FV混合格式.在DG/FV混合格式中,单元平均值和一阶导数由DGM方法"动态重构",二阶导数利用FVM方法"静态重构";在此基础上,构造高阶多项式插值函数,得到...     

气体动理学统一算法的隐式方法研究

目前的气体动理学统一算法(unified gas kinetic scheme, 简称UGKS) 在求解高速流动问题时的计算效率,难以满足求解复杂工程问题的需求. 为了提高该算法的计算效率, 本文对模型方程的对流项和碰撞项进行了隐式处理, 并针对UGKS 界面通量与演化时间相关的特点, 引入了演化时间平均界面通量, 通过对控制方程矩阵进行近似LU 分解(lower-upper decomposition), 实现了隐式UGKS. 不同来流马赫数的圆柱绕流算例测试表明, 只要演化时间选取得当, 隐式方法可以得到与显式方法完全相同的结果, 且计算效率可以提高1~2 个量级.      

基于转捩模型及声比拟方法的高精度圆柱分离涡/涡致噪声模拟

基于七阶加权紧致非线性格式(WCNS-E8T7),结合延迟分离涡模拟(DDES)和Ffowcs WilliamsHawkings声比拟方法,对亚临界雷诺数下单圆柱、圆柱-翼型的分离涡/涡致噪声问题进行了数值模拟.针对亚临界雷诺数下圆柱尾迹中的转捩问题,发展了基于γ-Reθ模型高精度转捩-延迟分离涡模拟(Tran-DDES)方法,并与传统基于全湍流剪切应力输运(SST)模型的高精度DDES方法进行了对比.单圆柱模拟结果表明:传统SST-DDES方法会造成平均流场的回流区增大,压差阻力偏小等问题;而添加转捩模型的Tran-DDES方法与实验符合得很好.圆柱尾迹中添加翼型后,翼型对圆柱附近流场产生影响,使SST-DDES方法造成的圆柱后回流区偏大的问题减弱,并与Tran-DDES模拟结果差异变小.但在脉动量预测以及脉动产生的噪声预测方面, Tran-DDES方法仍与实验符合得更好.     

基于人工神经网络的非结构网格尺度控制方法

网格自动化生成和自适应是制约计算流体力学发展的瓶颈问题之一, 网格生成质量、效率、灵活性、自动化程度和鲁棒性是非结构网格生成的关键问题. 在非结构网格生成中, 网格空间尺度分布控制至关重要, 直接影响网格生成质量、效率和求解精度. 采用传统的背景网格法进行空间尺度分布控制需要在背景网格上求解微分方程得到背景网格上的尺度分布, 再将网格尺度从背景网格插值到真实空间点, 过程十分繁琐且耗时. 本文从效率和自动化角度提出两种网格尺度控制方法, 首先发展了基于径向基函数(RBF)插值的网格尺度控制方法, 通过贪婪算法实现边界参考点序列的精简, 提高了RBF插值的效率. 同时, 还采用人工神经网络进行网格尺度控制, 初步引入相对壁面距离和相对网格尺度作为神经网络输入输出参数, 建立人工神经网络训练模型, 采用商业软件生成二维圆柱和二维翼型非结构三角形网格作为训练样本, 通过训练和学习建立起相对壁面距离和相对网格尺度的神经网络关系. 进一步实现了二维圆柱、不同的二维翼型的尺度预测, RBF方法和神经网络方法的效率与传统背景网格法相比提高了5~10倍, 有助于提高网格生成的效率. 最后, 将方法推广应用于各向异性混合网格尺度预测, 得到的网格质量满足要求.      

多块对接网格技术在电磁场散射问题中的应用

采用多块对接网格技术和时域有限体积法(FVTD)研究了典型目标和多体的电磁场散射问题.控制方程采用三维一般曲线坐标系下的时变麦克斯韦方程组.时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间离散采用基于通量雅可比矩阵特征结构的通矢量差分分裂,依赖变量采用MUSCL插值.时间方向的计算精度为2阶,空间方向的计算精度可达3阶.典型算例的雷达散射截面(RCS)的计算结果与理论解吻合很好.对于多体问题计算与文献结果相当一致,说明该算法具有对复杂拓扑结构外形(包括多体问题)进行数值模拟的能力.     

气体动理学统一算法中相容性条件不满足引起的数值误差及其影响研究

求解玻尔兹曼(Boltzmann) 模型方程的气体动理学统一算法(unified gas kinetic scheme,UGKS) 是为模拟存在显著稀薄气体效应流动而建立的. 在该方法中,如果速度空间离散采用传统的离散速度坐标法(discreteordinate method,DOM),将会导致相容性条件得不到严格满足,从而引入数值误差. 本文从理论分析及数值试验两方面说明了该数值误差,正比于来流马赫数,反比于来流努森数. 引入了守恒型的离散速度坐标法(conservativediscrete ordinate method,CDOM),在离散层面上确保了相容性条件得到严格满足. 圆柱绕流计算结果表明,来流马赫数较高、努森数较小时,相容性条件满足与否对计算结果影响较大,采用CDOM 可以在较稀的速度空间网格上得到网格无关解,缩减计算量最大可达2/3.      

三角翼涡破裂的高精度数值模拟

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟65°后掠角尖前缘三角翼的大攻角跨声速绕流流场,考察低耗散、高分辨率的WCNS-E-5格式对于三角翼涡破裂模拟的适用性,及激波旋涡干扰对涡破裂点位置的影响,重点研究三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移.通过求解任意坐标系下的非定常雷诺平均N-S方程,采用WCNS-E-5和SST两方程湍流模型,与试验结果和文献计算结果对比,表明既有高阶精度又能光滑捕捉激波的WCNS格式在模拟三角翼旋涡破裂方面具有一定优势,其数值结果与试验结果吻合较好,三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移是由于跨声速流场的激波旋涡干扰.