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三维非结构网格Euler方程的LU-SGS算法及其改进

李劲杰, 杨青, 杨永年

计算物理 2006, 23 (6): 748-752.

摘要（464）

PDF （266KB）（1325）

将LU-SGS隐式时间推进格式运用到非结构网格Euler方程的求解中,并对传统LU-SGS格式进行改进,结合网格重排序,发展了一套效率更高的三维Euler方程求解器.以M6机翼及超临界LANN机翼的跨音速无粘流场为算例,将改进LU-SGS格式与四步龙格-库塔显式格式及传统LU-SGS格式进行了比较.计算结果表明:所有格式的计算结果与实验结果都符合很好;传统LU-SGS格式计算效率为显式格式的3倍多,而改进LU-SGS格式计算效率为显式格式的7倍多.

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三维机翼跨音速颤振的分布式并行计算

梁强, 杨永年, 樊则文

计算物理 2004, 21 (2): 179-184.

摘要（253）

PDF （352KB）（997）

以多台微机组成分布式计算系统,利用无限插值方法(TFI)生成三维多块贴体运动网格,以Navier Stokes方程为控制方程,求解三维机翼的跨音速非定常气动力,并与颤振方程耦合迭代计算,求解机翼广义位移响应的时间历程,根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定机翼跨音速颤振临界条件.通过算例验证,计算结果与实验结果和理论分析相吻合.

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带有结构非线性的跨音速翼型颤振特性研究

杨永年, 叶正寅

计算物理 2002, 19 (2): 173-176.

摘要（267）

PDF （150KB）（1167）

以非定常N-S方程为主管方程,采用时间推进的方法,计算翼型振荡的瞬态非定常气动力,并与带有结构非线性的颤振方程耦合求解,计算了带有结构刚度非线性(间隙型,三次型刚度非线性)和结构阻尼非线性(三次型阻尼非线性)的结构响应特性和颤振特性.计算研究表明,由于同时具有结构和气动非线性,振荡极限环和气动力极为复杂.

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超临界翼型的跨音速抖振特性

牟让科, 杨永年, 叶正寅

计算物理 2001, 18 (5): 477-480.

摘要（380）

PDF （163KB）（1267）

以二维非定常N-S方程为基本方程,计算跨音速翼型升力系数的时间历程.根据升力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界,以超临界机翼DFVLR-R2和传统翼型NACA0012为研究对象,研究了两种翼型的抖振特性,计算结果表明,在超临界翼型的设计马赫数附近,超临界翼型具有良好的抖振特性.

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利用N-S方程模拟机翼气动弹性的一种计算方法

叶正寅, 王刚, 杨永年, 杨炳渊

计算物理 2001, 18 (5): 397-401.

摘要（284）

PDF （194KB）（1690）

利用一种双时间方法求解三维非定常N-S方程,得到与任意非定常运动对应的气动力,在求解非定常气动力的同时,在时间域内用二阶龙格库塔方法求解机翼弹性运动方程,从而模拟粘性流动中的气动弹性全过程.为保证网格生成效率,采用无限插值理论生成O-H型代数网格,考虑了机翼变形时的网格生成问题,并得到计算结果.

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二维非结构网格生成及Euler方程计算的方法研究

叶正寅, 杨永年, 钟诚文, 张仲寅, 陈迎春

计算物理 1999, 16 (6): 669-674.

摘要（267）

PDF （301KB）（1279）

用离翼型表面最小距离作为阵面推进法中的参数选择依据,生成二维问题的非结构网格。这种方法抛弃了传统的背景网格观念,直接提供网格生成过程中所需的背景信息。在求解Euler 方程时,用格心格式的有限体积法作空间离散,用四步Runge-Kutta 方法作时间推进,采用不同的加速收敛措施获得定常流动。提出了两种边界条件的构造办法,并讨论了不同边界条件对结果的影响。

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振荡机翼跨音速非定常粘性绕流的数值计算

郭广利, 杨永年

计算物理 1997, 14 (S1): 590-591,589.

摘要（235）

PDF （139KB）（989）

以非定常N-S方程为主管方程,采用LU-NND混合差分格式,C和C-H型贴体运动网格,B-L双层代数紊流模型,求解绕振荡翼型和三维机翼的跨音速非定常粘性流场。分别计算了NACA 0012翼型和M6机翼作俯仰振荡时跨音速非定常粘性绕流流场。研究了非定常绕流的气动特性。部分计算结果和风洞实验值作了比较。

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计入分离涡时飞机机翼振动的极限环现象

叶正寅, 杨永年

计算物理 1997, 14 (S1): 579-580,578.

摘要（280）

PDF （152KB）（1090）

通过同时求解机翼弹性运动方程和空气动力方程,对机翼的流固耦合问题进行了数值仿真。在空气动力计算中仔细地模拟了机翼在较大迎角时从机翼前缘和侧缘处卷起的分离涡。通过不同机翼、不同状态的仿真结果,发现如下结论:(1)机翼前缘或侧缘分离涡将使机翼颤振临界速度降低,且机翼的基本迎角越大,颤振临界速度越低;(2)机翼前缘后掠角减小,分离涡对颤振性质的不利影响有所减缓;(3)在一定条件下,会出现稳定的极限环。

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