Una rama de la aerodinámica. La solución numérica de las ecuaciones básicas de aerodinámica que satisfacen las condiciones iniciales y de contorno se obtiene por métodos numéricos con la ayuda de una computadora electrónica, es decir, simulación numérica del campo de flujo del flujo de aire. Esta rama de la aerodinámica se ha desarrollado rápidamente desde finales de la década de 1960.

La razón principal es que el método de cálculo de la aerodinámica no solo puede analizar la aerodinámica de la aeronave con una forma determinada, sino también según el programa. Las características aerodinámicas de la aeronave requieren el diseño de la forma de la aeronave y la distribución detallada de las cantidades físicas en el campo de flujo.

No hay problemas molestos como la interferencia de la pared y el soporte en el experimento del túnel de viento; otra razón es que la potencia de cálculo de la computadora es rápida mejorado y se reduce el coste de cálculo. La aerodinámica computacional está jugando un papel cada vez más importante en el análisis y diseño aerodinámico de aeronaves, lo que ha provocado un cambio fundamental en el proceso de diseño.

El contenido principal de la aerodinámica computacional incluye el establecimiento de modelos matemáticos, métodos de cálculo numérico y tecnología informática.

Modelo matemáticosobre la base de observaciones experimentales, comprensión profunda y análisis de la naturaleza física del campo de flujo, establece un modelo matemático razonable que describe el campo de flujo y proporciona ecuaciones básicas y condiciones iniciales y de contorno para calcular la aerodinámica.

En la aviación y la industria aeroespacial, el campo de flujo alrededor de la aeronave es muy complejo y varía mucho con la altura y velocidad de vuelo de la aeronave. Se deben considerar el aire continuo o discontinuo, la compresibilidad, la conductividad térmica, la viscosidad y otros aspectos físicos y químicos. Proceso , por lo que las ecuaciones básicas son muy complicadas.

Por ejemplo, para el aire enrarecido que no puede considerarse un medio continuo, el conjunto de ecuaciones básicas que describe su movimiento es la ecuación de Boltzmann, que es una ecuación integral diferencial parcial no lineal. Para el aire que puede considerarse un medio continuo, el ecuación básica que describe su movimiento El sistema de ecuaciones básicas es la ecuación de Navier-Stokes (ecuación NS para abreviar), que es un sistema de ecuaciones diferenciales parciales no lineales.

La ecuación NS se puede derivar de la ecuación de Boltzmann y, aunque es mucho más simple que la ecuación de Boltzmann, sigue siendo demasiado complicada. Incluso con el uso de los métodos de cálculo numérico más efectivos y las computadoras más grandes y rápidas de los tiempos modernos, todavía está lejos de poder resolver este conjunto de ecuaciones para simular el flujo alrededor de una aeronave real.

Por lo tanto, para resolver problemas prácticos de ingeniería, es necesario simplificar la ecuación NS en diversos grados de acuerdo con las características físicas del problema real y establecer varios modelos matemáticos aproximados y ecuaciones matemáticas.

Las ecuaciones aproximadas simplificadas que se utilizan ampliamente incluyen ecuaciones de flujo de potencial lineal, ecuaciones de flujo de potencial no lineal, ecuaciones de Euler no lineales, ecuaciones de capa límite viscosa, ecuaciones aproximadas de capa delgada viscosa, ecuaciones NS parabólicas y ecuaciones NS completas.

Ecuación de flujo de potencial lineal: suponiendo que el gas es no viscoso, hay un flujo subsónico puro y supersónico puro alrededor del ala delgada del fuselaje delgado y su combinación en pequeños ángulos de ataque.

Además, se puede suponer que tales objetos producen pequeñas perturbaciones en Por lo tanto, la ecuación de posición de velocidad se puede linealizar para dar una ecuación de flujo de posición lineal.

Ecuación de flujo potencial no lineal: suponiendo que el gas es no viscoso, para el flujo transónico alrededor de la onda de choque débil, la ecuación no se puede linealizar incluso bajo el supuesto de una pequeña perturbación, pero el potencial de velocidad aún se puede asumir. esta vez es una ecuación de flujo de potencial no lineal.

Ecuación de Euler no lineal: la ecuación establecida por L. Euler solo asume que el gas es no viscoso. Es más precisa que las dos ecuaciones anteriores. Para flujos con fuertes ondas de choque o superficies de vórtice que separan y otros problemas complicados, esta ecuación se usa a menudo al calcular las fuerzas aerodinámicas.

Ecuación de la capa límite: cuando el flujo de aire con un alto número de Reynolds (Re) pasa por alto la superficie de la aeronave, el efecto de la fuerza viscosa no se puede ignorar en la fina capa de fluido de la superficie del objeto.

La ecuación aproximada de primer orden obtenida simplificando la ecuación NS con pequeños parámetros se llama ecuación de capa límite, propuesta por la mecánica de fluidos alemana L. Prandtl, también conocida como ecuación de capa límite de Prandtl.

Ecuación de capa delgada viscosa: todavía se asume que el efecto de la viscosidad se concentra principalmente en la capa delgada cerca de la superficie de la aeronave. Sin embargo, al simplificar la ecuación NS con como pequeño parámetro, la precisión es un orden mayor que la de la ecuación de la capa límite, la ecuación obtenida de esta manera se denomina ecuación aproximada de capa delgada viscosa.

En comparación con la ecuación de la capa límite, es aplicable a un rango más amplio de números de Reynolds y considera la interacción de interacciones viscosas y no viscosas.

Ecuación NS parabólica: la ecuación obtenida después de omitir todos los términos de disipación viscosa de segundo orden a lo largo de la dirección de la corriente principal en la ecuación NS.

Las ecuaciones obtenidas de esta forma son de naturaleza matemática parabólica, por lo que se denominan ecuaciones NS parabólicas. Para facilitar la distinción, generalmente la ecuación NS sin ninguna simplificación se denomina ecuación NS completa.

Método de cálculo numérico “Para resolver las ecuaciones de los distintos tipos de modelos matemáticos anteriores, se deben utilizar métodos numéricos eficaces. La eficacia de los métodos de cálculo numérico suele estar relacionada con las propiedades matemáticas de las ecuaciones.

Por ejemplo, para las ecuaciones de flujo de bits lineales, es muy eficaz utilizar el método de solución básica finita o el método de panel. Para las ecuaciones elípticas, el método de los elementos finitos también es efectivo.

Al resolver varias ecuaciones aerodinámicas no lineales, se utilizan ampliamente el método de diferencias finitas y el método de volumen finito. Además, también se están desarrollando el método de elementos finitos y el método de análisis de espectro.

Tecnología informática “Mediante el uso de computadoras, se pueden completar cálculos numéricos, derivación de fórmulas, generación de cuadrículas, análisis de resultados de cálculo y visualización de imágenes de campos de flujo calculados.

Para completar cálculos complejos de campos de flujo tridimensionales, es necesario desarrollar una supercomputadora y adoptar procesamiento en paralelo, procesamiento en canalización o procesamiento de múltiples partes en operaciones paralelas.

A principios de la década de 1980, China había desarrollado con éxito la gran computadora “Galaxy” mil millones de veces. Para cumplir con los requisitos de derivación de fórmulas y visualización de campos de flujo, se debe desarrollar el software de computadora relevante.

La mejora de la potencia informática de la computadora no debilitará el desarrollo de la investigación de la teoría aerodinámica, por el contrario, puede profundizar el conocimiento y la comprensión de las personas sobre los fenómenos de flujo complejos.

El desarrollo de la aerodinámica computacional no excluye el trabajo de investigación experimental en túnel de viento. Combinar los dos, complementarse entre sí y darse cuenta gradualmente de la integración es la dirección de desarrollo del diseño de aeronaves y la investigación aerodinámica.