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1、引言网格的合理设计和高质量生成是CFD计算的前提条件，是影响CFD计算结果的最主要 的决定性因素之一，是CFD工作中人工工作量最大的部分，也是制约CFD工作效率的瓶颈 问题之一。即使在CFD高度发展的国家，网格生成仍占整个CFD计算任务全部人力时间的 70%80%。CFD和网格生成的先驱者之一 Steger 1991年指出“网格生成仍然是CFD走向大部分应 用领域的一个关键步骤”，“复杂外形网格生成的工作需要专职队伍的投入”。网格生成是一 项枯燥乏味的工作，对于构型复杂的航空航天飞行器来说，尤其如此。因此，设法简化网格 生成、减少网格生成人工工作量、提高网格对复杂构型的适应能力和灵活性等，对于
2、CFD 的应用具有十分重要的意义。如果这个问题解决了，将会大大推动CFD在航空航天等领域 中的普及应用。因此，网格生成受到世界各国CFD工作者和工业部门的重视。NASA在1992年为此成 立了 一个专门的委员会 NASA Surface Modeling and Grid Generation Steering Committee o 1986年、1988年、1991年、1994年、1996年和1998年相继召开了六届国际网格生成会议, 我国在1997年也召开了第一届计算网格生成方法研讨会。以下对应用较多的结构网格、非结构网格、混合网格以及重叠网格的发展情况进行介绍。一、结构网格和非结构网格概
3、述计算网格按网格点之间的邻接关系可分为结构网格(structured grid)和非结构网格 (unstructured grid)o结构网格的网格点之间的邻接是有序、规则的，单元是二维的四边形、 三维的六面体；非结构网格点之间的邻接是无序的、不规则的，每个网格点可以有不同的邻 接网格数，单元有二维的三角形、四边形，三维的四面体、六面体、三棱柱和金字塔等多种 形状。以下对结构网格和非结构网格各自的优缺点进行详细分析。1结构网格优点：结构网格的CFD计算方法先进、计算精度高、计算效率高、计算稳定性好、对 计算机内存等硬件资源要求低，在同样的物理空间里，需要的网格点数比非结构网格要少。 由于结构网
4、格可以很容易生成长宽比很大的黏性网格，计算时也基本可以保证要求的精度， 因此，可以精确、高效地模拟边界层等黏性区域。缺点：结构网格的结构性、有序性限制了其对复杂几何构型的适应能力，其网格生成较 困难，网格生成的人工工作量比非结构网格要多。目前，对于航空航天飞行器等复杂构型的 流动问题,结构网格一般采用分区网格、重叠网格技术等方法克服其几何适应能力差的缺陷, 但这又会带来分区网格各区间隐式边界条件难以实现、重叠网格各区间寻找变量传递对应点 及变量插值不守恒性等一系列问题。2非结构网格优点：非结构网格的最大优点是其几乎无所不能的几何适应能力，也就是对复杂构型强 大的灵活性，其网格生成简单，尤其是网
5、格生成的人工工作量少。非结构网格由于消除了结 构网格中节点的结构性限制，节点和单元的分布可控性好，因而能较好地处理边界，容易控 制网格的大小和节点的密度，它采用随机的数据结构有利于进行网格自适应以提高对间断 (如激波等)的分辨率。一旦在边界上指定网格的分布，在边界之间可以自动生成网格，无 需分块分区或用户的干预，总能生成整体网格、整体求解，而且不需要在子域之间传递信息, 不存在像结构网格分区嵌套需要插值而损失精度。由于它随机的数据结构，使基于非结构网 格的网格分区以及并行计算比结构网格要更加直接。缺点：非结构网格的数据结构的随机性增加了寻址时间，网格的无方向性导致梯度项计 算工作量的大量增大。
6、而且，非结构网格的无序性使其很难像结构网格那样保证矩阵的对角图2 F-22J形转弯敛值模拟（Mo=0.6）Fig 2 F-22 J-Tum simulation in CFD at Mach 0.6近年来，利用非定常N-S方程求解的CFD方法进行绕流非定常模拟的研究，取得了一 定进展。Luckring等综述了 F-16XL战斗机气动力的CFD预测研究现状，简要回顾了 CAWAP(Cranked Arrow Wing Aerodynamics Project)系列计划在近二十年内取得的研究成果。 CAWAP最新的研究利用了非定常RANS (uRANS)方法和分离涡模拟(DES)方法，对低速(马
7、赫数0.24)大迎角(200)飞行条件下的全机绕流进行了模拟，显示了绕流的流动结构，获得了 比定常方法更好的气动力预测结果。Clifton等介绍了 F-22战斗机做J形转弯机动时的非定 常气动数值模拟研究(图2)o模拟采用了 URANS方法，所得到飞机气动力、力矩系数与 LockheedMartin公司提供的飞行试验和风洞试验数据附合较好。Forsythe等介绍了 F/A-18E 战斗机跨声速飞行时的突然机翼失速(Aws)觐象的数值模拟研究。模拟采用了 DES方法，研 究了若干迎角下(7。-12。)飞机绕流的非定常效应，计算所得的非定常气动力与实验数据符合 较好。结论指出机翼前缘锯齿处的激波震
8、荡和激波诱导分离流动，是突然机翼失速的原因。2.3 旋翼值升机设计旋翼的流场和气动性能对直升机的性能、飞行品质、噪声、振动特性具有重要的影响。 采用CFD方法准确地计算旋翼的流场和性能是直升机空气动力学的一个重要发展方向。近 年来，旋翼的数值模拟方法、优化设计和多学科综合研究，取得了一定进展。在数值模拟方法方面，李春华等基于升力面理论和卷起桨尖涡模型，建立了一个悬停和 前飞状态的倾转旋翼自由尾迹分析方法；Crozon等对船体尾迹中的旋翼绕流做了数值模拟 研究(图3),采用了 uRANS方法和DES方法，并在计算中使用了交接面边界条件，其计算 结果与试验符合较好；在优化设计方面，Leusink等
9、采用RANS方法(k湍流模型)对旋翼叶 片外形进行了优化设计，提升了旋翼的气动性能；在多学科综合研究方面，Marpu等口卅提 出了一种耦合CFD和计算结构力学(CSD)的快速预测旋翼受力计算方法，用以研究某型直 升机的机动特性；王俊毅等口四基于CFD/CsD耦合方法，对新型桨尖旋翼的气动弹性载荷 进行了计算，指出后掠桨尖能有效改善旋翼的气动性能。2.4 多体分离图3旋II在近船体时的绕流Fig.3 Flow around the rotor when close to the ship航空领域最具代表性的多体分离问题有：头罩分离、内置弹舱开启过程，飞机座舱盖分 离、座舱弹射，外挂物投放等。高速
10、条件下的多体分离流场呈现高度非线性和非定常的特征, 多体分离仍存在许多函待解决的难题。CFD技术中的一些网格技术，如重叠网格技术、动 网格技术及嵌套网格技术，很适合用来研究多体分离问题。Yang等提出一种自适应重叠笛 卡尔/非结构网格结合降阶模型的方法，对多外挂投放进行了数值模拟研究；Sickles等引提 出一种基于CFD的多体运动系统模拟了外挂连续投放的过程，计算结果与飞行试验数据符 合较好；Berglind等对比了时间精确(time-accurate)CFD方法和准定常CFD方法对外挂投放 问题的模拟结果，验证了准定常方法的有效性；Finlev等采用重叠网格方法，对副油箱分离 进行模拟研究
11、，结果与飞行试验符合较好；陶如意等采用混合网格生成法，开展了时序抛撒 子母弹多体干扰气动特性数值模拟研究；李鹏采用动网格方法对子母弹抛撒流场进行了模 拟。2.5进气道进气道是飞行器推进系统的重要部位，其气动性能对发动机的性能有很大影响。近年来, 在进气道设计/优化设计、气动问题机理研究、流动控制方法研究等方面，取得了一定进展。 在超声速进气道方面，钟易成等根据乘波原理，利用CFD方法完成了一种无隔道进气道(Dsl) 的设计，研究了其气动特性；Loth等研究了进气道的激波/边界层干扰现象，得出了出现 此现象的马赫数范围；Troia等通过数值模拟手段，用被动原件流动控制减弱了激波边界层 干扰，实现
12、了进气道无溢流的目标。在亚声速进气道方面，Trapp等利用cFD方法对DLR-F6 模型进行数值模拟，研究了飞机近地面时的进口涡(inlet vortice)效应；HaU等利用CFD方 法对涡扇发动机的进气道进行了优化设计，提升了总压恢复系数；Yi等利用CFD方法，对 S型进气道的涡流发生器进行了优化设计，使畸变系数降低80%o3结束语本文综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况，及其在航空领域的应用现状。在 CFD技术发展方面，本文从计算格式、网格方法、湍流模拟3方面进行了综述，并认为未 来CFD应在高阶格式、对复杂外形和运动边界问题适用的网格技术、高效精确的湍流物理 模型、大规模并行
13、计算方法等方面着重发展。在CFD技术的应用方面，重点介绍了飞行器 外形优化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状，表明如 今cFD技术已深入到航空工程的各个环节，为航空领域的迅速发展提供了技术支持和保障。 而随着航空领域的快速发展，CFD技术也将迎来更大的机遇和挑战。占优、推进计算时邻近网格是最新修正后的流动变量，因而对于收敛性也有较大影响；在同 样的物理空间单元，非结构网格需要的网格点数比结构网格要多（一个结构网格的长方体可 以划分为25个非结构网格的四面体），尤其在黏性区里，非结构网格很难使用类似与结构 网格的大长宽比网格，这就导致了在黏性区里必须在各个方向都布置
14、很密的网格，对于三维 高Re数流动问题，其计算量超过了目前的计算机水平。另外，CFD计算方法都是基于各类 波有向传输的基本原理构造的，而非结构网格的随机方向性不易捕捉正确的流动结构，这将 导致计算精度降低及计算稳定性下降。二、非结构网格技术非结构网格上的CFD计算方法基本上是结构网格上CFD方法的移植，因此原理相同。 但非结构网格上的CFD计算方法也存在一些特点，以下进行详细分析。3非结构网格格心型和格点型离散分析非结构网格从流场变量的存储方式上可以分为两种：格心型和格点型。格心型的未知量位于单元中心，控制体取网格单元本身，数值通量需要在网格单元的面 上进行计算，因此格心型离散对应着基于面的数
15、据结构。格点型的未知量位于单元节点，控制体通常通过连接节点周围的单元中心和边的中点来 构建，数值通量需要在由原网格的边构建的面上进行计算，因此格点型离散对应着基于边的 数据结构。对于同样的非结构网格，格心型离散比格点型离散包含更多的自由度，理论上会耗费更 高的计算代价并获得更高的计算精度。然而另一方面，格心型的网格模板比格点型的网格模 板稀疏，因此对于同样数目的未知量，格点型离散的数值精度又要高于格心型离散。经过20多年的研究，这两种数值离散方法究竟孰优孰劣至今仍没有定论。Mavriplis在 2003年进行的数值实验证明了，对于同样的计算网格，格心型离散的计算精度比格点型离 散高，但计算效率
16、却不如格点型。Levy和Thacker的研究证明，对于跨音速流动情况，如 果将两种网格的表面网格变量数目进行匹配，那么两种离散方法将取得相近的计算精度。研 究表明，造成这两种离散方法的比较迟迟得不到定论，很大一部分原因在于缺乏一致的离散 和求解方法来进行这两种方法的比较；另外一部分原因在于，由于非结构网格生成方法仍不 成熟，在相对粗糙的网格进行数值离散时精度会受到一定影响。2非结构网格空间离散方法非结构网格的空间离散方法主要基于有限体积法。对于一阶精度格式的构造，非结构网 格和结构网格的方法几乎没有任何区别。然而在向高阶格式的扩展中，非结构网格却遇到较 大困难。这是因为在结构网格中，由于结构网
17、格的有序性，其从一阶精度提高到二阶精度的 过程一一重构过程或称为限制函数构造过程，也就是计算无黏数值通量和黏性数值通量时需 要的左右状态变量的取值过程，是非常直观自然的。但对于无序的非结构网格而言，却是非 常困难的，直观上说，非结构网格界面没有严格的左右之分。这是非结构网格和结构网格 CFD空间格式最大的不同，也是非结构网格空间格式构造的难点问题。对此，非结构网格有限体积法在空间离散方面最早采用的是中心格式，为了消除“奇偶 失联”现象，提高捕捉强间断的能力，在格式中引入人工黏性。但是，由于人工黏性给格式 的推广应用带来较大的不便，Batina、Barth和Frink等在20世纪90年代初相继开
18、展了迎 风格式在非结构网格中的应用；然而以四面体为基本单元的非结构网格技术又给迎风格式下 无黏通量的高阶重构带来了问题。为此，Barth等提出了一种非结构网格的k阶重构方法, 并由Mitchell和Walters进一步改善。而Frink等也提出了一种针对四面体网格更为简单的 二阶重构方法，该法在今天仍被广泛应用。三、混合网格从20世纪90年代开始，基于充分发挥结构网格和非结构网格各自优点的思想，出现了混合网格技术：非结构混合网格、结构/非结构混合网格。1结构/非结构混合网格在物面附近的黏性作用区采用结构化网格、其他区域采用普通四面体网格的混合网格技 术：先对多体问题的每一单体或复杂单体问题的每
19、一子块生成贴体结构网格，而在体与体、 块与块之间的交界区挖出一个洞，该洞由非结构网格来填充，实现相邻两网格间的通量守恒。 这种技术实际上是重叠网格技术的一种发展，“拉链网格”p-pergrid)和“龙网格”(Dragon grid)是其中的代表方法，如图1所示。图1龙网格示意图2非结构混合网格在黏性作用区采用三棱柱形和金字塔形网格，在其他流场区域采用四面体非结构网格, 这种方法充分利用了三棱柱和金字塔网格的高拉伸特性、可以达到类似结构网格的黏性模拟 能力，因此，得到了较快的发展和应用。四、重叠网格Benek和Stege r等在1982年提出“重叠网格”(chimera grids)的概念，将复
20、杂的流动 区域分成多个几何边界比较简单的子区域，各子区域中的计算网格独立生成，彼此存在着重 叠、嵌套或覆盖关系，流场信息通过插值在重叠区边界进行匹配和耦合。网格的重叠过程就是网格间插值关系的建立过程，是重叠网格技术的核心，下面将从挖 洞、寻点及壁面重叠三个方面阐述重叠网格进展。1挖洞若某重叠网格单元落入另一网格域的非可透面(如物面、对称面或人工指定的挖洞曲面) 内，则应被标记“洞内点”，不参与流场的计算。这一过程被形象地称之为“挖洞”。挖洞的 结果产生了紧密围绕在洞内点周围的洞边界面，用于插值传递不同区域流场解的信息，隶属 于插值边界面。因此，挖洞的过程的数学实质等价于解决一个所谓“点与封闭曲
21、面的相对位 置关系”问题。关于挖洞方法的研究，主要是如何提高挖洞过程的可靠性、效率和自动化程度。Steger等 主要利用网格曲面法向矢量与网格点相对位置矢量的点积结果判断网格点与曲面的关系。这 种方法在存在内凹的挖洞曲面时容易出错，并且挖洞的效率与被测试的网格点数、决定挖洞 曲面的点数成正比。因此，随后出现了各种改型方法，如将挖洞曲面进行分解，使得每个曲 面都呈凸特性；用解析的组合外形，如球体、圆柱、长方体等简单几何外形的组合体，来代 替网格面作为挖洞曲面。射线求交方法通过求从点P出发的任意射线与封闭的挖洞曲面交点的个数判断点P的 位置，若射线与曲面相交奇数次则该点在挖洞面内部，若相交偶数次则
22、该点在曲面外部。该 方法涉及求交运算，因此运算量比较大，但可以采用ADT树(alternating digital tree)提高挖 洞效率。Chiu和Meakin提出洞映射(hole-map)方法，该方法将挖洞曲面投射到辅助的直角笛 卡儿网格中，从而得到由笛卡儿网格构成的近似挖洞面，并根据相对位置的不同将笛卡儿网 格单元分为“洞内单元”、“洞外单元”和“边缘单元”，从而将点与曲面之间的关系转化为 点与洞映射单元之间的简单关系。洞映射方法的效率和自动化程度都很高，并且对内存的需 求很低，从而得到广泛的应用，如Pegasus 5程序。Object X-ray method是对hole-map方法
23、的改进，它通过建立挖洞曲面在坐标轴方向投 影的二维笛卡儿网格取代hole-map方法的三维笛卡儿网格。在二维笛卡儿网格中找到点的 投影,与射线求交方法类似,获得投影点沿坐标轴方向的射线与挖洞面的相交的交点的个数, 从而判断点为洞内点或者洞外点。该方法与hole-map方法相比具有更高的挖洞效率。3寻点寻点所要解决的问题可以简化为：己知一物理空间点P的坐标(xp, yp,zp),求网格中 能包围该点的网格单元的逻辑坐标(i, j, k)o对于结构网格而言，即在离散空间中寻找一个 六面体单元来包围一给定点的问题。寻点效率的高低及准确与否对整个重叠网格方法有很大 的影响，有时甚至是重叠网格方法成败的
24、关键。一般将寻点过程分为两步：先寻找距离空间点最近的网格单元，然后在其附近寻找合适 的网格单元将空间点包围住。首先，采用好的数据结构，如二叉树、四叉树、八叉树、ADT树等结构的应用，找到 距离空间点最近的可能的贡献单元的集合；其次，利用点和贡献单元相对位置的几何判断方 法在可能的贡献单元中寻找空间点的正确贡献单元，如通过位置矢量的点积运算判断网格点 与贡献单元的关系；最后，采用三线性插值的方法求解空间点的插值系数，若系数在0,1 则该空间点找到合理的贡献单元；若系数在0, 1范围之外，则以该贡献单元为初始单元 采用stencil walk方法做进一步搜索以找到合理的贡献单元。3壁面重叠技术若物
25、面结构非常复杂，无法实现空间拓扑，则希望在物面网格重叠的基础上取消空间网 格的拓扑限制，从而减轻空间网格生成的难度。在重叠网格的生成过程中，各子网格可以独 立生成而不必考虑其他网格的存在，若对物面网格进行分块再独立生成，则有可能因为各部 分的网格在几何误差、曲面曲率分辨率和光滑程度等因素上的不同，重叠区内彼此描述的物 面不唯一，即所谓的“物面失配”问题。为了提高效率，范晶晶等先对每个物体的所有固壁建立壁面的ADT树，通过ADT树 查找壁面插值点可能存在的贡献单元，然后再对可能的贡献单元用stencil walk方法做进一 步的判断，在判断中保持壁面法向恒定。用三线性插值求出x, y, z三个方
26、向的插值系数 , n, 己,其中与壁面法向同方向的插值系数表示插值点到贡献单元包含壁面的距离，令该插 值系数值等于零，以保证壁面插值点是从贡献单元的壁面4个点插值的，这样相当于将壁面 插值点投影到贡献单元的壁面上，而插值点法向上的点均向壁面移动一定的距离，该距离等 于壁面插值点投影的距离即与壁面法向同方向的插值系数值，从而保证壁面插值点及该插值 点法向上插值点的合理插值单元。该方法只针对壁面上的插值点及插值点所在的法向上的网 格进行操作，并在挖洞和寻点过程结束后对壁面的插值点进行系数的修正，方法简单，因为 采用了 ADT树结构，所以效率很高。五、小结与展望计算网格是制约CFD发展的瓶颈问题之一
27、，目前网格方面需要突破的是：高效、精确、灵活、方便的复杂网格技术，包括重叠网格技术、混合网格技术、自适应 网格技术、笛卡儿网格技术等；实现复杂网格生成的自动化、高质量化；设法突破CFD结果对网格的依赖性。在整个重叠网格过程中，需要反复寻找贡献单元，因此好的单元搜索方法和数据结构能 提高整个方法的效率。目前通用的方法是结合ADT树结构和stencil walk方法以提高贡献 单元的搜索效率。但是，stencil walk方法的成功依赖于合适的初值。一般情况下，当初值 比较靠近真实值时，迭代法才收敛。在寻点问题中，通常以最近单元的中心点作为初始位置, 若网格正交性很差，则最近单元有可能偏离合理单元
28、很远，因此，stencil walk方法很可能 收敛不到合理单元而导致寻点失败。重叠网格重叠区域间流场数据通过插值进行耦合，若网格匹配不合理，即各子域间网格 相差很大，容易导致插值点处出现非物理解，当非物理解的点很多时容易导致计算发散，所 以合理的插值方法是重叠网格技术面临的另一个缺陷。(a)网格重叠结果(b)压力等值线图图2重叠网格在类子母弹外形物体抛撒中的应用1 0751 IN)30 932IL7MH 1).717 0 6-155.573 0.501i1.3S 0.2Hi 11.21 IU.143(a)分离某时刻表面压力分布/检三/检三T/s(b)分离轨迹与实验对比图3重叠网格在机翼挂载分
29、离中的应用重叠网格技术在复杂外形网格的生成中得到了广泛的应用，特别是工程上需要数值模拟 多体相对运动的问题，如类子母弹外形物体抛撒(图2)、机载分离(图3)、火箭助推器分 离等具有相对运动的问题。根据调查，国外重叠网格技术发展最成熟、应用功能最广泛的是 SUGGAR程序。该程序的应用就是针对复杂物体的多体运动问题，它包括结构网格、非结 构网格、多面体网格间的任意重叠，并将多个部件分成不同层次的子部件，从而实现了复杂 物体的分层次重叠。参考文献：11 Mavriplis D J. Aerodynamic drag prediction using unstructured mesh solver
30、s.In: CFD-Based Drag Prediction and Reduction. Deconoinck H, Sermus K, vanDan C. eds. VKI Lecture Notes, Vbn Karman Inst. for Fluid Dynamics, Rhode-Saint-Genese, Belgium, Mar. 20032 Levy D W, Thacker M D. Comparison of unstructured cell and node-based schemes for the Euler equations. AIAA paper, 199
31、9-3185, 19993 Batina J T. Three-dimensional flux-split Euler schemes in-volving unstructured dynamic meshes. AIAA paper, 1990-1649. 19904 Barth T J. A 3-D upwind Euler solver for unstructured meshes. AIAA paper, 1991-1548 for 1 9915 Belk D M, Maple R C. Automated assembly of structured grids for mov
32、ing body problems. AIAA paper 1995-1680 ,1995CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展摘要综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况，及其在航空领域的应用现状。 在CFD技术发展方面，从计算格式、网格方法、湍流模拟3个方面进行了综述，并对未来 CFD技术的发展方向进行了展望。在CFD技术的应用方面，重点介绍了飞行器外形优化、 旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状。计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)自20世纪60年代随计算机技术的 不断进步而迅速发展，如今已深入到包括航空、航
33、天、船舶、水利、冶金、建筑、化工等工 程领域的各个方面，取得了巨大的成就。航空领域是最早应用和发展CFD技术的领域，在 半个多世纪的时间里，航空工程界形成了一套行之有效的cFD技术应用方式，充分合理地 利用cFD技术优势，有效缩短了技术研发与型号研制的周期。在当今航空领域迅猛发展的 形式下，CFD技术展现出巨大的应用价值和发展潜力。本文旨在综述CFD技术近期的发展 情况，并展望未来CFD技术的发展方向，以及介绍CFD技术在航空领域应用的现状。1 CFD技术发展随着CFD技术发展的深入，CFD面临着越来越多的困难。本文从计算格式、网格方法、 湍流模拟等方面介绍CFD技术的最新发展况。在CFD领域
34、中，低阶格式由于其鲁棒性和可靠性，被广泛用于工程实际的计算中。尽 管低阶格式已在复杂外形的复杂流动数值模拟中取得了巨大成功，但低阶格式具有较大的数 值耗散与色散。对于复杂问题，如含有激波、湍流、非线性作用和多尺度问题，必须采用耗 散和色散小的高阶格式。高阶格式比低阶格式达到相同精度的效率更高也是其在工程应用中 的一大优势。近几年发展较多的高阶格式有：有限差分高阶格式、间断Galerkin有限元法、 ENO/wENO有限体积法、有限谱差分法、有限谱体积法睁、混合DG/Fv方法。其中，间断 Galerkin有限元法和相应的混合方法由于其优越性，成为高阶格式研究的热点。最近提出的 通量重构法(Flu
35、x Reconstruction, FR)或 CPR 法(Correction Pmcedure usingReconstmction, CPR) 将这些高阶格式统一在同一个框架之下，引起了研究者的广泛关注。高质量地生成计算网格是CFD计算的前提条件，是影响CFD计算结构最主要的因素之 -O网格最大的问题在于人工工作量大，是CFD工作效率的瓶颈问题之一。设法简化网格 生成、减少网格生成中的人工工作量、提高网格对复杂外形和运动边界问题的适应性是网格 算法设计者的目标。目前在网格方面发展的主要领域包括自动化网格技术、重叠网格丐I、笛 卡尔网格例与自适应网格加密技术。在自动化网格生成技术方面，还有许
36、多难题没有得到彻 底解决，如在多种网格生成算法、自适应网格加密算法、网格生成的并行算法等方面还有待 进一步提高。在重叠网格方面，基本网格装配方法必须考虑一些复杂问题，例如针对细薄物 体、非封闭外形的挖洞等一些特殊问题；适应多尺度复杂外形的挖洞方法在基本网格装配方 法中有待进一步研究；自动网格装配方法相比于基本网格装配方法，具有更好的网格装配效 率和更高的自动化程度，更适合用于非定常流动的数值计算。最近发展的笛卡尔网格技术也 因笛卡尔网格在CFD计算中的优越性，表现出了较大的研究潜力，特别是切割单元法满足 了全局和当地的守恒律，研究的重点将落在构造精确的切割界面处的数值通量算法与解决切 割单元的
37、突变所带来的数值振荡问题。自适应网格加密技术通过网格加密，即改变节点数目 和单元尺寸来达到提高网格求解精度的目的。主要分为两种基本类型：全局网格加密与局部 网格加密。相比于全局网格加密，局部网格加密能在不增加太多计算量的前提下提高求解精 度，因而被广泛应用于求解复杂外形、化学反应流动、高速流动等复杂问题的求解中。目前, 研究主要集中于解决自适应网格中两个关键的问题：确定自适应网格加密的位置和确定网格 加密算法。在湍流模拟方面，大涡模拟（LES）以其在湍流模拟中在兼顾计算量同时精度上的优势受 到了业内学者的大量研究，其技术也在逐渐走向成熟。近期LES的研究很多是集中在提高 LEs在具体的工程领域
38、，如：模拟超声速燃烧、气动噪声、考虑热辐射等领域的应用性能方 面。此外，尽管LES相比直接数值模（DNS）能够可观地减少计算量，然而其计算量对于大 规模工程应用而言仍偏大，特别是考虑近壁面流动情况下，因此计算量仍是制约LES技术 进一步发展应用的难点之一。而为减少LEs的计算量方面发展出的混合RANs/LES方法， 近期成为LES研究的一个热点。按照文献中对混合RANs/LEs方法分类：RANs与LEs的结 合具体方式主要有分布式 RANs/LEs方法（DistributedRANS-LEs Method）与耦合的 RANs/LES方法（coupledRANS-LES Method）。分布式R
39、ANS, LES方法又分两种方法，一种 是融合 RANS-LES方法（Mixed RANS-LES Method）,另一种是非融合 RANS-LEs方法 （Non-mixed RANS-LES Method）o 与融合的 RANS/LES 方法相比，耦合的 RANS/LES 方法 在当前更为流行，该方法下又主要分两种具体的方法：即界面法（Interface method）与区域法 （Segregated Method/zonal Method）。前者使用同一个速度方程，并在RANS-LES界面上将应 力耦合，而后者在RANS区域与LES区域使用不同的速度方程，并将所有的流动参数在过 渡区域耦合
40、。CFD技术在应对和解决工程问题的能力上，还存在不足。这些不足都要求未来的CFD 技术具备更高的计算效率、精确性和准确性。因而，本文认为CFD技术未来的发展方向主 要有：（1）发展高阶格式，在保证效率的同时提高计算的精度；（2）发展网格技术，简化网格 生成，减少网格生成中的人工工作量，提高网格对复杂外形和运动边界问题的适应性；（3） 在湍流模拟中，提出更为精确的计算模型和物理模型；（4）发展高效的大规模并行计算方法, 如基于图形处理器（GPU）的并行计算方法等。2 CFD技术在航空领域应用的现状CFD技术已广泛和深入地应用于航空领域的各个方面，极大推动了航空科学的发展。 下面将分别就飞机外形优
41、化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等方面介绍CFD 技术在航空领域的应用现状。2.1 行器外形优化随着CFD技术和计算机技术的不断发展，利用CFD进行飞机外形优化的设计方法也从 简单逐步走向成熟，主要体现在两个方面：（1）相应的CFD方法经过长期的研究和发展，数 值模拟的精确性和准确性逐步得到改善，不仅CFD方法所采用流动控制方程经历了从无粘 到有粘、从线性到非线性的发展，适用范围逐渐扩大，而且CFD代码在不断地工程实践中 日益完善，大量的实验验证了其可靠性；（2）优化设计方法从早期的试凑法、正交试验法， 到如今发展出了基于控制论的优化方法以及搜索式算法等优化算法，优化设计过程中人
42、为的 干预减少，得到最优结果的可能性提升。利用CFD进行飞机外形优化设计一般按以下步骤进行：（1）对飞机外形进行参数化，以 便选取合适的设计变量；（2）确定需要优化的目标；（3）用一定的优化方法得到外形的修改方 向，对外形做出相应改进；（4）迭代上一步骤，直至达到设计要求。CFD在这个过程中为优 化方法提供所需的气动学参数。图1 JI身融合体优化中激波消失过程 Flg.1 Shock vanishing during optimization近年来以减阻为目的的飞机外形优化方法是研究热点之一，出现了不少基于Euler方程 /N-S方程的高可信度CFD模型数值优化设计研究。全机优化方面，Lyu和
43、Martins分别利用 Euler方程求解器、RANS方程求解器（S-A湍流模型）和离散伴随变量法实现了翼身融合体飞 机（图1）减阻外形优化设计；Gagnon等利用Euler方程求解器结合离散伴随变量法对几种非 传统布局：翼身组合体布局、c形翼（c-tip）翼身融合体（BwB）布局、盒式翼（boxwing）布局 和支撑翼（strut-brace）布局进行了减阻优化设计研究，结论指出支撑翼布局（图1）具有最好的 减阻潜力；在翼型减阻优化方面，Poole等利用无粘流（Euler）求解器，分别采用一种全局搜 索算法（引力搜索）和一种梯度算法对两种翼型进行了减阻优化研究，并且在全局搜索算法优 化设计中
44、得到了无激波（shockfree）结果；Koziel等采用响应面模型，提出了一种结合高、低 可信度CFD模型（均为Euler方程求解，但网格粗细程度不同）的多目标优化设计方法，在提 升计算效率的同时，实现了跨声速翼型的减阻增升设计；Chen等利用RANS方程求解器（SA 湍流模型）和多目标遗传算法，进行了翼型减阻增升的优化设计，提高升力并消除了激波， 达到了减阻的目的。2.2 非定常绕流当飞机的绕流出现分离时，流动结构变得非常复杂，流动呈现显著的非定常特性。非定 常效应可能导致机翼、前机身以及各操纵舵面的气动力出现明显的非对称和不稳定现象，强 烈影响飞机的操稳性能。充分了解分离流动的非定常效应和掌握其规律，有利于实现对流动 的有力控制和利用。随着计算机运算能力的提高，以及数值方法，特别是N-S方程求解方 法的发展，CFD已成为研究飞机非定常绕流问题的有力工具。