【摘 要】
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数值模拟内/外绕物体流动的计算方法，从流体力学角度看，可分为4种方法。(1)直接数值模拟(DNS)和寻常的NS方法，(2)雷诺平均RANS和大涡模拟(LES)混合方法，如DES等，(3)抛物化即抛物化(P) NS、抛物化稳定性方程(PSE)和抛物化雷诺平均NS (PRANS)混合方法，(4)工程近似估算方法。工程近似估算方法利用已知的理论和经验关系推算壁面摩阻、热流、转捩位置等气动特性，是一种不数
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体国家重点实验室,北京100190
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数值模拟内/外绕物体流动的计算方法，从流体力学角度看，可分为4种方法。(1)直接数值模拟(DNS)和寻常的NS方法，(2)雷诺平均RANS和大涡模拟(LES)混合方法，如DES等，(3)抛物化即抛物化(P) NS、抛物化稳定性方程(PSE)和抛物化雷诺平均NS (PRANS)混合方法，(4)工程近似估算方法。工程近似估算方法利用已知的理论和经验关系推算壁面摩阻、热流、转捩位置等气动特性，是一种不数值求解原始NS方程的快捷估算方法。
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基于CATIA二次开发技术搭建了飞机机翼及增升装置的设计平台。设计者可通过输入机身及机翼外形参数，实现翼身组合体的快速参数化建模及修改，并且能够调用Gridgen脚件自动生成结构网格并在CFL3D求解器中进行流场求解，为满足机翼的控制翼型快速参数化修改的需要，平台采用B样条曲线对二维翼型进行拟合与修型，修型后的翼型可以直接替换原有翼型，随后，平台可以在翼身组合体上切割出三维增升装置，并根据给定的前
进行了基于RAE2822超临界翼形的二维CFD计算。数值计算结果表明，此装置可以有效降低翼形的升力与阻力，升阻比则比原始翼形略有增加。从而使翼形的飞行状态重新回到抖振边界之内。另一方面，数值计算结果还表明，在跨声速飞行状态下，微型后缘上偏襟翼可以有效减小甚至完全消除翼形激波后部的分离泡，并抑制激波的振荡，从而起到稳定激波，消除抖振，提高抖振边界的作用。
为了研究涡固耦合噪声机理,选用简化的串列柱-翼模型,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性声学方程(NLAS)求解声场相结合的途径,数值求解模型噪声典型位置处的流场结构和噪声预测结果。结果表明,该方法可以成功预测涡固耦合干扰噪声,NLAS方法对不同尺度的流动特征都具有较好的数值模拟能力。计算观测点处的声压级及声压随时间步数的变化情况,其结果与国外实验结果相对比取得较好的一致性。
基于RAE2822超临界翼型的二维CFD计算揭示了后缘襟翼向上偏转对翼型附近跨声速流场的影响。与原始翼型相比，后缘襟翼向上偏转后，激波强度被削弱，并由于机翼后缘处流动受到压缩，压力增大，故激波向流动上游移动。激波波脚处的流动分离也被减弱，甚至完全消失，故推迟了抖振的发生。在DPW III大会上发布的超临界机翼Wing1的基础上进行的三维数值计算结果表明，与二维时结果类似，和原始机翼相比，襟翼向上偏
为准确仿真飞行器在流场中的真实运动情况，根据CFD/CSD一体化设计思想，采用有限元和CFD耦合的算法，对气动弹性标准模型AGARD445.6机翼作了静气动弹性分析和颤振计算.将在跨声速区域采用模态法和有限元法的计算结果进行了比较.验证了采用有限元方法的有效性和准确性.该方法为解决非线性结构的流固耦合问题提供了有效途径.
应用多GPU技术,将格子波尔兹曼方法与大涡模拟相结合(LBM-LES),采用D3Q19单松弛时间模型,使用了1.12×108计算网格,模拟了雷诺数Re=5000,吹风比分别为M=0.3,M=0.8,M=1.2的三维平板单孔射流的流动情况.计算采用6个K20M GPU并行,模拟了7.168×104LBM时间步长,耗时15 402 s,计算性能达到520.41 MLUPS.合理的定性结果验证了LBM-
采用FFD方法作为翼型参数化方法,结合均匀设计方法、支持向量回归(support vector regression,SVR)和粒子群优化算法对NACA0012翼型以RAE2822翼型的升力系数、阻力系数和压力分布为目标进行了气动优化设计。从优化的结果来看,FFD方法作为翼型参数化方法具有很好的外形描述能力,结合均匀设计可以产生丰富的参数空间。另外因为FFD方法可以很容易扩展到三维翼型参数化,该方
平面Couette流(PCF)作为剪切流经典算例仍被广泛研究,利用谱方法对PCF进行直接数值模拟并研究PCF中的大尺度结构。与槽道流不同,PCF中心区域存在条纹结构(流向速度的低速和高速条带)和大尺度流向涡结构,通过改变计算域和网格数来研究湍流大尺度结构的统计特性。
通过将火花放电的物理效应等效为气体焦耳加热的过程，在能量方程中引入能量源项，进行了超声速流场下等离子体合成射流的唯象模拟。将计算结果与相同风洞试验条件Ma =3及同等放电注入电能(40mJ)下的试验结果进行了对比，结果表明两者激波结构相似，但射流穿透度存在较大偏差。随着射流的喷出，激励器上游分离区和流场中激波呈先增强后减弱的趋势，激波由弓形激波逐渐演化为斜激波。进一步分析了放电注入电能及来流马赫数
动态自适应迎风方法(dynamic adaptive upwind,DAU)是该文作者原创的湍流大涡模拟模拟(LES)数值方法,能够在加入亚格子模型的同时,将总的耗散控制在合理的水平。采用基于DAU的LES/RANS混合算法,开展了不同雷诺数的低速圆柱绕流研究,将DAU方法的结果与传统数值方法的结果作了比较,并对不同雷诺数、网格分辨率和数值耗散对湍流尾迹结构影响做了比较研究。