Menter SST湍流模型系数在高速流动模拟中的不确定度量化研究

Menter SST湍流模型系数的不确定性会对高速流动数值模拟的结果产生显著影响。本文针对二维压缩拐角、二维圆柱和三维双椭球体3个典型高速模型,定量评估湍流模型封闭系数不确定性对数值模拟的影响。首先,采用非嵌入多项式混沌方法量化由Menter SST湍流模型封闭系数不确定性导致的气动力/热数值模拟的不确定度;然后,依据Sobol敏感性指标对封闭系数的敏感性进行排序,辨识导致不确定度的关键因素。研究结果表明气动热的不确定度普遍大于气动力。在考察的9个封闭系数中,σ_(ω1)、β^(*)、κ、a_(1)是对数值模拟结果不确定度贡献较大的关键模型参数,其敏感性大小与当地流动特征相关:在流动的大部分区域内,生成项系数σ_(ω1)和κ是导致数值模拟结果不确定度的主要因素;而在流动发生分离或出现激波后的区域,数值模拟结果受耗散项系数β^(*)与剪切应力限制器参数a_(1)的影响更显著。

活塞理论非线性项对壁板颤振特性的影响研究

目前,活塞理论非线性项对壁板颤振的影响规律尚未得到系统性总结。基于一、二、三阶活塞理论建立了超声速气流下的二维简支非线性壁板颤振的运动方程。应用李雅普诺夫间接法分析受热简支壁板的稳定性,基于数值分析法对壁板颤振方程进行数值求解,研究活塞理论非线性项对壁板颤振的影响规律。结果表明:①在小温升比下,一阶活塞理论下壁板响应仅表现为收敛运动和单周期极限环颤振,而高阶活塞理论下,壁板响应表现更为复杂,除了上述特征之外,还存在多周期极限环颤振和混沌运动等更加复杂的非线性动力学现象;②随着马赫数的增加,一阶活塞理论和高阶活塞理论下的壁板动态响应出现显著差异时所需的动压和温升比逐渐减小;③在高马赫数与较高动压下,二阶活塞理论和三阶活塞理论的计算结果出现显著差异,同时在高温升比下,也会出现相同的现象;④当壁板动态响应特征基本一致时,高阶活塞理论计算的位移响应峰值通常小于一阶活塞理论计算结果,最大误差可达到约16.66%。文中研究结果对于实际工程应用中在不同条件下如何选择适用的简支壁板颤振分析方法具有一定参考价值。

疏水材料微尺度凹坑流滑移速度特性研究

凹坑构型是疏水材料中常见且重要的结构形式,认识和揭示此类凹坑结构的滑移速度特性对于疏水材料的设计具有指导意义。本文采用离散统一气体动理论,在Kn=0.01~0.5范围内,对低速二维凹坑流动进行数值模拟,模拟结果表明,在不同Kn值下,滑移速度规律呈现显著差异:随着凹坑尺寸减小(Kn> 0.3),凹坑区的滑移速度小于平滑壁面的滑移速度;而随着凹坑尺寸增大(Kn <0.2),凹坑区的滑移速度大于平滑壁面的滑移速度;在凹坑两端,统计平均滑移速度会出现跳跃,随着Kn数增加,这种跳跃现象越来越强。上述演化特征表明,在设计疏水微结构时,Kn不能大于0.3。

高超声速进气道复杂内流热气动弹性研究

高超声速进气道在复杂波系的气动载荷和气动热作用下非常容易诱发热气动弹性问题,深入理解复杂内流下热气动弹性机理对未来高超声速进气道的精细化设计具有重要意义。建立了静/动热气动弹性动力学分析框架,深入研究了静/动热气动弹性对三维高超声速进气道流场结构和性能影响的规律和机理。静热气动弹性分析结果表明,双向耦合方法得到的气动热弹性变形相对较大,入口唇前缘变形量最大。结构变形改变了唇缘附近的激波结构,增强了进气道内部的激波强度,增加了分离区长度和外壁面温度,改变了出口流场。同时,热气动弹性变形会导致质量流量系数和压升比的增大,降低了总压恢复系数。动热气动弹性分析结果表明,对于模型,不考虑气动加热时,结构位移响应逐渐呈现收敛趋势;考虑气动加热后,结构位移响应呈现极限环的趋势。气动加热可能会改变进气道结构动态响应特征。由于进气道结构频率非常接近,结构动力响应中存在着“拍”现象。前缘变形较大而振幅较小,尾缘变形较小而振幅较大。结构振动导致流场结构产生明显的动态变化,且导致性能参数存在明显的波动,尤其是出口反压比波动幅度较大。希望通过研究加深对进气道中复杂波系结构中热气动弹性问题的理解与认识,以期为未来进气道的精细化设计提供参考。

鸟类羽毛在气流中变形的力学特性研究

鸟类羽毛在飞行中的物理性质是仿生力学关心的重要问题之一.基于CFD/CSD数值模拟方法研究了羽毛微结构在气流作用下的变形和力学特征,揭示了鸟类静止时羽毛蓬松、而在飞行状态下紧贴皮肤表面保持表面光滑的物理机制.首先,通过对鸟类羽毛在显微镜下的观察,将羽毛分解成典型简单微结构以模仿羽枝单元,从而对羽毛外形和结构进行建模,之后,采用CFD/CSD方法分析比较了两种典型羽枝模型结构(片状和枝状羽枝单元)的变形和力学特征,最后,基于上述片状羽枝模型进一步研究了来流方向对羽枝变形的影响机理及多根排列羽枝的变形和力学特征.结果表明:在一定风向的范围内,羽毛在气流下都具有保持紧贴皮肤表面的变形趋势,这种紧贴壁面的趋势只有在气流与羽轴几乎垂直时才会改变;在来流侧滑角为45°时,羽枝沿皮肤表面法向下压的变形最为显著,尖端位移达原始高度的约97%;多根排列的羽枝在顺流方向气动载荷逐渐下降,与迎风首根羽枝最大差距约11%.此研究工作对于理解鸟类飞行时羽毛的力学特性有明确的学术价值.

利用N-S方程模拟机翼气动弹性的一种计算方法

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 .

基于欧拉方程的一种机翼气动弹性计算方法

利用一种双时间方法求解三维非定常欧拉方程,采用无限插值理论生成0-H型代数网格,考虑了机翼变形时的网格生成问题,通过与气动力方程的联立求解,在时间域内用二阶龙格一库塔方法求解机翼弹性运动方程。计算结果表明,本文计算方法具有较高的计算效率,所计算的颤振临界速度与风洞实验一致。

弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。

高超声速飞行器气动弹性的近期进展与发展展望

近年来高超声速飞行器气动弹性(尤其是热气动弹性)问题的关注度不断增强,相关内容已成为学术界的重点研究方向。本文旨在总结高超声速气动弹性问题的近期研究成果,并对进一步发展做出展望。首先从三个方面综述了气动弹性的计算方法:气动力的计算、常温下气动弹性求解方法及热环境下气动弹性的研究方法。然后,按照工程实际中出现的相关问题,将高速飞行器的热气动弹性问题分为与外流相关的飞行器热气动弹性问题以及与内流道相关的热气动弹性问题,分别探讨其研究情况及未来发展。其中,比较详细地论述了围绕发动机相关的热气动弹性问题(包括冲压发动机内部的壁板颤振和火箭发动机喷管的气动弹性),指出该问题有可能成为未来一个重要的研究范畴。

大厚度翼型弹性振动中的分叉现象分析

基于SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程,探讨了大迎角下大厚度翼型的流场和气动弹性的分叉现象。研究发现,在百万雷诺数条件下,厚度大于20%的对称翼型在一定大迎角范围内,会出现气动弹性振动过程的分叉现象,通过跟踪流场的变化发现,引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。

非结构网格生成技术中一种直接提供背景信息的方法

本文利用点源或线源所影响的势函数分布规律，结合计算流体力学中外部绕流的特点，发展了一种直接提供背景信息的方法，用来控制非结构网格生成过程中的网格分布；并且通过对部分点源或线源的影响势函数施加方向控制开关，使所生成的网格按期望的规律分布。使用证明，本文方法是一种有效、快速的处理方法，与传统用背景网格提供背景信息的方法相比，在计算量、程序量、光滑性和灵活性方面都能表现出良好的品质。

有地面干扰的动导数计算方法

提出了一种有地面干扰情况的飞行器动导数计算方法，其基本思路是从非定常升力面气动力理论出发，利用飞行器作低频运动的气动力，通过对振动频率的级数展开，选用适当的气动力部分进行积分，得到所需的气动力导数。为了模拟地面的影响，将传统的镜像法结合到非定常升力面理论方法中。计算结果表明，地面干扰随距地面的高度变化而迅速变化，而且某些动导数的符号都发生了变化，说明地面干扰在飞行动力学的分析中是应该加以考虑的。

大攻角机翼的气动弹性计算方法

本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。

亚音速、大攻角、时间域完全非定常机翼气动力的计算方法

当前有关大攻角机翼气动力的数值方法,多数只适用于不可压情况。对于亚音速范围,只对定常情况进行过计算,至今尚未见到非定常方面的文章。为此,我们将文献[1]的方法作进一步发展,使之适合于计算大攻角非线性问题。由于亚音速非定常时间滞后以及尾涡形状不断变化,所以计算比较复杂,本文在处理过程中力求简单。

二维非结构网格生成及Euler方程计算的方法研究

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。

不同振动形式下的翼型失速特性

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了翼型在强迫振动和自然结构振动下的大迎角流场特性,尤其是失速迎角附近的流场和气动特性。研究结果表明:在接近颤振临界速度情况下结构自然振动可以引起翼型大尺度的分离,导致失速分离涡提前出现;强迫性的沉浮运动和俯仰运动在一定幅度下也可以引起失速性质的大分离,而且沉浮和俯仰振动的频率和振幅都是影响翼型大尺度分离的重要因素。

火箭发动机喷管非定常侧向力和流固耦合研究进展

为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。

柔性仿羽毛结构抑制边界层转捩的初步探索

通过观察,发现存在展向流动时鸟类柔性的羽毛侧缘会卷起,这对展向流动起到了额外的阻碍作用,即流向和展向的阻力特征是不同的。为了研究羽毛表面的这种各向异性阻力特征对边界层转捩流动的影响,本文从宏观角度出发建立了一种唯象力学模型来刻画表面的各向异性。然后,运用直接数值模拟的方法研究了该模型对平板边界层转捩的影响。自由来流马赫数为0.2,基于入口处边界层排移厚度的雷诺数为732。研究结果表明,在模型抑制展向流动的作用下,平板边界层转捩明显推迟,不同的参数下至少可以推迟一倍以上距离。即使在流动进入湍流状态后,壁面的摩擦阻力系数也大大降低,维持在与层流摩擦系数相当的水平。转捩位置的推迟和湍流区摩擦阻力的降低都有利于降低平板的阻力。如果考虑卷起的羽毛侧缘对流向流动带来额外阻力,这会使得转捩提前,减阻的效果降低。此研究结果一方面揭示了鸟类飞行的部分奥秘,另一方面也为边界层被动控制措施提供了一种新的思路。

大厚度翼型分离流场的稳定性探讨

基于k-ω的SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了弹性支撑下的大厚度对称翼型流场及其翼型动态过程,研究结果发现:在所给定的雷诺数条件下,弹性支撑下的大厚度翼型在一定大迎角范围内存在分离流场稳态的转化现象,此结果的意义在于:1)同一基本迎角下的翼型分离涡存在多个稳态流场;2)弹性支撑的翼型在大迎角分离流条件下气动力在物理上本身就存在非唯一性,从一个新的角度解释了大迎角气动力测量中的分散性。

大攻角机翼非线性颤振分析方法

本文提出了一种计算方法分析大攻角、带分离涡机翼的非线性颤振特性。在机翼变形与广义气动力之间建立一种描述函数关系,利用传统v-g法对机翼运动方程进行求解。此外,还发展了一种迭代运算过程,使得输入的振幅幅值比例调整到与求解颤振方程所得到的比例相协调。计算结果表明本文方法与实验是一致的。