螺旋桨滑流对飞机气动特性影响的数值分析

提出了一种预测螺旋桨滑流对全机气动特性干扰的数值方法。采用随桨叶旋转的螺旋尾涡系与机体表面定常马蹄涡系之间的干扰为数学模型。计算对应螺桨每一方位角时两涡系对网格控制点的诱导速度及压力系数，由此得到螺桨一个旋转周期的全机气动特性的时均值。算例计算表明，本文方法所获全机升力特性、阻力特性与实验值吻合良好。俯仰力矩在小迎角无襟翼偏转时与实验值也较吻合。该方法对单发或多发螺旋桨飞机均适用。

螺桨滑流对全机绕流干扰的数值计算

数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显影响 ,使全机力矩特性产生较大变化。计算结果与实验值吻合良好。

迎角从0°到60°全机亚跨超音速绕流数值解法

采用有限体积法高效求解Ｅｕｌｅｒ方程，成功地计算了全机亚跨超音速迎角可达６０°的绕流流场及空气动力。还就应用求解Ｅｕｌｅｒ方程模拟大迎角分离流动的能力进行了探讨。计算表明，应用本方法能自动捕获大后抓角机翼前缘分离涡，机身分离涡及其相互干扰。计算结果与实验的压力分布及气动力吻合良好。

全机跨音速大迎角绕流的数值分析

应用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程计算了真实飞机外形的跨音速大迎角绕流流场及空气动力特性。本方法能自动捕获大后掠机翼前缘脱体涡，侧缘涡，机身体涡以及它们间的相互干扰。计算的机翼压力分布及全机气动力系数与实验值符合良好。表明了本文所采用的计算网格生成技术及流场计算方法是有效、可行的。

先进双发民用飞机跨音速绕流数值模拟

采用求解椭圆型和抛物型偏微分方程的方法及多块网格技术，生成机翼／机身／短舱／挂架复杂组合体外形的贴体及与边界正交的计算网格。应用有限体积法高效求解欧拉方程，模拟先进双发民用飞机的跨音速绕流，并计入机翼边界层的粘性效应，获得存在短舱、挂架干扰的翼身组合体气动特性。计算表明，短舱、挂架对超临界机翼的气动特性有显著的影响。

跨音速大迎角绕流的Euler方程数值模拟

采用保角变换与代数方法相结合，生成全场统一的贴体、正交Ｏ－Ｈ型网格．采用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，模拟具有歼击机外形的全机及翼身组合体大迎角跨音速绕流．计算表明，法向力系数。

三维机翼可压缩层湍流边界层计算

从三维时间相依可压缩边界层动量积分方程和平均流动能积分方程出发,将二维可压缩层、湍流边界层积分方程算法推广到求解有限翼展后掠机翼的边界层流动。利用四步Runge-Kutta时间步进方案数值求解积分方程组,并利用当地时间步长加速迭代收敛。文中分析了数值方法的稳定性与收敛性,并考查了横向耗散项对计算结果的影响。算例表明,能获得令人满意的三维机翼定常可压缩层、湍流边界层的计算结果。

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程，同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正，得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算，并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明，在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项，明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。

复合振动翼型跨声速非定常流计算

在文献[1]、[2]的基础上,本文把绕翼弦中点作旋转振动的翼型跨声速流计算推广到翼型作水平、垂直方向的平移振动以及平移与旋转振动的叠加。本方法主要特点是网格与翼型一起运动,对无穷远及翼面边界条件作了精确的处理以及计算网格数很少。本文结果对进一步研究旋翼、叶轮转子等的非定常气动力将有重要的意义。

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e^9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。

复杂外形网格生成技术

复杂外形网格生成是进行流场数值模拟的一个关键技术及前提。本文论述了采用保角变换方法、求解偏微分方程方法以及它们与代数方法结合生成二维及三维具有多块网格结构的贴体且与边界正交网格的技术。

运输类飞机/发动机干扰流场纵、横向一体化数值分析

发展了一种计及粘性效应的运输类飞机 /发动机气动干扰纵、横向影响的一体化数值分析方法。采用多块网格技术及求解椭圆型偏微分方程方法生成贴体、与边界正交的多块对接网格。对全机 /发动机复杂外形的纵、横向绕流流场进行分区求解。利用 Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程 ,研究翼面有粘与无粘强干扰流动。计算结果表明 ,无论对带翼吊还是尾吊发动机的全机构型 ,均获得了与实验值吻合良好的结果。

湍流模型在复杂流场数值模拟中的应用

采用4种湍流模型:代数Baldwin Lomax(B L)模型、半方程Johnson King(J K)模型的两个版本(J K90A和J K92)以及两方程k g模型,分别数值模拟了导弹超音速流动、NASATND 712标模和民机翼身组合体(两区C O网格)跨音速流动.采用中心有限体积和多步Runge Kutta方法数值积分三维可压缩雷诺平均Navier Stokes(N S)方程组.k g湍流模型方程的求解采用类似于N S方程组的方法进行.所有湍流模型均能很好地模拟附体及小分离流动;对于大攻角、分离剧烈的导弹流动,k g和J K92模型与实验吻合更好;B L模型在模拟民机跨音速流动时,它所捕捉的激波位置较其余3种模型靠后.利用多块网格模拟民机翼身组合体流场时,k g模型的模拟能力强于其余3种模型.

翼吊式双发民机机体/动力装置一体化数值分析

介绍了多块网格技术与流场分区求解方法在翼吊式双发民机机体／动力装置一体化研究中的应用．数值求解Ｅｕｌｅｒ方程模拟复杂组合体绕流．采用边界展方程／Ｅｕｌｅｒ方程耦合迭代技术进行器面粘性修正．为保持Ｅｕｌｅｒ方程求解中计算网格固定，粘流／无粘流耦合迭代采用表面源模型．该方法对某民用飞机模型跨音速绕流流场进行了数值模拟，机翼表面计算压力分布与实验吻合良好．

多块网格技术及其在操纵面绕流计算中的应用

采用中心有限体积法求解Navier Stokes方程组 ,利用点对点搭接及面搭接多块网格技术成功地进行了多段翼型和存在外形间断 (剪刀差 )的带操纵面三维机翼的网格生成及粘性绕流流场数值计算 ,使用重叠面积加权插值及Ramshaw算法实现了面搭接的多块网格之间的信息传递并保证了通量守恒 ,并将流场计算结果与实验数据进行了对比 .

复杂流场数值模拟中的网格生成

采用求解二维及三维椭圆型偏微分方程方法生成复杂外形的贴体及与边界正交网格。并采用分区、局部修正等手段提高网格质量。所得的网格用于导弹、全机、全机带外挂等多种外形的流场计算 ,结果与实验吻合良好。

湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究

通过求解三维 Reynolds平均 Navier-Stokes方程 ,采用 4种湍流模型 :代数 B-L、J-K90 A/J-K92模型和两方程 k-g模型 ,分别数值模拟了 ONERA-M6机翼、细长旋成体及 NASA TN D-71 2翼身组合体标模的跨声速及超声速流场。计算结果表明 ,对于附体及小分离流动 ,4种湍流模型的数值计算结果与实验值吻合良好 ;对于强激波、大分离等具有强烈上游历程效应的粘性流动 ,k-g和 J-K模型较 B-L模型有更好的模拟能力 ;对于具有多体干扰的复杂流场 ,k-g模型的表现则优于其余

应用笛卡尔非结构切割网格进行外挂物投放的数值模拟

描述了一种新的网格生成技术 ,即笛卡尔非结构切割网格技术 ,采用叉树数据结构 ,完成了几种单段和多段翼型以及三维机翼的网格生成 .应用中心有限体积法 ,对其绕流问题进行Euler方程数值模拟 ,并将计算结果与实验数据进行对比 .在机翼绕流数值模拟的基础上 。

多段翼型粘性绕流多块网格数值模拟

采用多块结构网格和分区求解技术对多段翼型绕流进行雷诺平均NS方程数值模拟 ,并将计算的压力分布与实验进行了比较 .

三维直角叉树切割网格Euler方程自适应算法

基于叉树数据结构,实现了一种用于三维直角叉树切割网格的自适应算法,包括对几何外形,以及对流场计算的自适应网格加密技术。在初始网格的生成过程中,根据相邻网格的物面法向向量间的差值,进行针对外形的自适应网格加密;在流场计算中,根据相邻网格间选定物理量梯度的变化,进行针对流场的自适应网格加密。详细地描述了三维直角叉树切割网格的生成过程,以及对任意网格的切割细分算法。在自适应过程中,分别采用了八叉树和全叉树的数据结构,八叉树是基本的数据结构,而全叉树的采用,使网格具有了各向异性的特征,从而大大的减少了自适应网格的数量。采用中心有限体积法,求解Euler方程,并运用上述方法,完成了对外形和流场的自适应网格加密算法,获得了较好的数值计算结果,证明了自适应算法的正确性,体现了直角叉树切割网格自适应技术的有效性和实用性。