Multi‐size‐mesh multi‐time‐step algorithm for noise computation on curvilinear meshes

Aeroacoustic problems are often multi‐scale and a zonal refinement technique is thus desirable to reduce computational effort while preserving low dissipation and low dispersion errors from the numerical scheme. For that purpose, the multi‐size‐mesh multi‐time‐step algorithm of Tam and Kurbatskii [AIAA Journal, 2000, 38 (8), p. 1331–1339] allows changes by a factor of two between adjacent blocks, accompanied by a doubling in the time step. This local time stepping avoids wasting calculation time, which would result from imposing a unique time step dictated by the smallest grid size for explicit time marching. In the present study, the multi‐size‐mesh multi‐time‐step method is extended to general curvilinear grids by using a suitable coordinate transformation and by performing the necessary interpolations directly in the physical space due to multidimensional interpolations combining order constraints and optimization in the wave number space. A particular attention is paid to the properties of the Adams–Bashforth schemes used for time marching. The optimization of the coefficients by minimizing an error in the wave number space rather than satisfying a formal order is shown to be inefficient for Adams–Bashforth schemes. The accuracy of the extended multi‐size‐mesh multi‐time‐step algorithm is first demonstrated for acoustic propagation on a sinusoidal grid and for a computation of laminar trailing edge noise. In the latter test‐case, the mesh doubling is close to the airfoil and the vortical structures are crossing the doubling interface without affecting the quality of the radiated field. The applicability of the algorithm in three dimensions is eventually demonstrated by computing tonal noise from a moderate Reynolds number flow over an airfoil. Copyright © 2013 John Wiley & Sons, Ltd.     

NACA-65-0012振荡机翼远场气动噪声的预测研究

基于声波发射时间编写了远场噪声预测的Kirchhoff积分程序,并通过静止介质中的静止点声源与匀速运动点声源的远场噪声预测验证了积分程序的可靠性.结果表明,该Kirchhoff积分程序可以获得远场噪声的有效声压和声场指向性分布.在来流马赫数为0.5且不计黏性的条件下,结合非定常流场计算程序与Kirchhoff积分程序对二维孤立振荡叶型诱发的远场噪声进行数值预测,获得了远场观察者的瞬时声压和声场指向性分布.研究表明,在30°,120°,210°和315°方向声压有效值较大.     

二维可压翼型绕流的新型无网格解法

根据一种新型的基于方向全导数的无网格方法,运用方向全导数公式构造样点的相应偏导数,并用该公式对第二类边界条件进行离散处理,这样不需要构造任何网格或单元,就可以对多种流动问题进行求解,所以是非常简便和彻底的无网格方法.通过求解两个可压缩流场中二维翼型的数值算例表明,该方法对于解决可压流场中的问题具有较高的精度.     

YLSG 107高升力翼型主动流动控制的数值模拟

数值模拟零质量射流与YLSG 107翼型绕流的干扰流场,探讨零质量射流在高升力翼型失速控制中的控制效果、控制特性及控制机理.数值模拟以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.通过在喷口上施加非定常边界吹/吸边界条件模拟射流对翼型绕流的干扰.采用与风洞实验相同的来流状态和控制参数进行数值模拟,得到与实验相吻合的结果.为进一步研究控制特性和控制规律、提出改进的实验方案,研究不同动量系数、不同射流偏角对控制效果的影响,并对法向射流和近切向射流进行较深入的比较.研究表明,先前的风洞实验对应的射流动量系数(0.000 014)偏小是控制效果不显著的重要原因之一,必须达到0.001以上才有明显控制效果(射流动量系数为0.005时可使该翼型失速迎角增大2°,最大升力提高8.7%);近切向射流在失速控制方面明显优于法向射流.     

模型昆虫翼作非定常运动时的气动力特性

基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值解,研究了一模型昆虫翼在小雷诺数（Ｒｅ＝１００）下作非定常运动时的气动力特性,这些运动包括：翼启动后的常速转动,快速加、减速转动,常速转动中快速上仰（模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动）有如下结果：在小雷诺数下,模型昆虫翼以大攻角（α＝３５°）作常速转动运动时,由于失速涡不脱落,可产生较大的升为系数。其机理是：翼转动时,翼尖附近（该处线速度大）上翼面压强比翼根附近（该处线速度小）的小得多,因而存在展向压强梯度,同时存在着沿展向的离心力,此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向,其可避免失速涡脱落。模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中,虽然雷诺数小,但由于在短时间内产生了大涡量,也可产生十分大的气动力,例如在快速上仰运动中,升力系数可大于１０。     

Low-diffusion preconditioning scheme with linear cut-off parameter

A low-diffusion preconditioning Roe scheme with an adjustable parameter to control the numerical dissipation is proposed. This scheme reflects the real physical dissipation in the extremely low-speed region. The preconditioning parameter in scheme is improved by linear cut-off and correction factor. The numerical results of low-Mach-number/low-Reynolds-number steady solutions of viscous flows past a circular cylinder and past a NACA0012 airfoil show the efficiency of the new scheme.     

跨声速风洞翼型动态失速实验系统研制

为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速实验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°振幅10°,振荡频率2Hz运行时,最大迎角误差为±0.809°,平均迎角误差为0.255°,振幅均方根误差为0.325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞实验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0.3,平均迎角为10°, 振幅为5°,减缩频率分别为0.05,0.03和0.01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压,不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。     

串列叶栅前后排叶型对叶片损失的影响

为了研究串列叶栅前后排叶片叶型变化对叶片损失的影响,采用数值模拟方法,对三种不同叶型组合的平面串列叶栅在0°攻角工况下,进行了总压损失分布和损失机理分析。研究结果表明,前排叶片的叶型,尤其是前缘形状的改变对串列叶栅的总压损失分布有显著影响;而后排叶片的叶型变化造成的影响较小;参数L=ρV03/T反映了附面层内熵增的难易程度。由于前排叶片前缘附近的L值要远大于后排叶片,从而导致串列叶栅的总压损失对前排叶片的叶型变化更加敏感。     

风力机翼型的不确定性CFD模拟

本文采用非嵌入式概率配点法对风力机NREL_S809翼型进行了不确定性CFD模拟。在两种特征攻角下,量化了当来流攻角存在不确定性变化时,翼型气动特性的变化,以及不确定性扰动在流场中的传播。研究结果表明,攻角的不确定性对于大攻角工况下流动的影响更大。对小攻角条件下的影响主要体现在翼型前缘处,而大攻角条件下的影响还扩展到了翼型中部和尾缘部分。     

关于补充Langtry的转捩模型经验修正式的数值探讨

近年来,基于RANS环境下引入预测转捩过程的模型越来越受到各国学者的关注.Langtry于2006年提出了一种基于当地变量进行转捩判据的模型,但这个转捩模型有两个核心的经验关系式直到2009年才公开.该文在对转捩模型机理进行分析理解的同时,通过对低速平板表面摩擦因数模拟试验的校核,提出了一套基于来流湍流度修正的经验关系式.并针对高超声速转捩问题对转捩动量厚度开始修正式进行了改进,最后通过对低速、跨音速翼型和高Ma双楔平板的计算,证明这一套经验关系式的可靠性与实用性.