γ-Re_θ转捩模型的标定研究

介绍了γ-Reθ转捩模型,补充了相应的关联函数。基于平板的试验数据在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的trip软件平台上对该关联函数进行了标定,并研究了关联函数的变化对转捩结果的影响规律。通过修正与SST湍流模型的结合,改进了转捩位置后壁面摩擦阻力系数偏低的状况。

不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究

目前航空喷气式发动机仍为运输类飞行器的主要动力且仍在不断进步,但关于未来航空运输的分布式螺旋桨推进、分布式涵道推进等各类电推进概念研究早已开始,并将成为未来运输类航空飞行器的核心竞争力。文中首先采用等效盘方法对单独螺旋桨进行算例验证,计算得到的拉力、扭矩与试验结果吻合较好,且与非定常时间平均的滑流速度分布相近;然后,基于雷诺平均N-S方程,结合SA湍流模型,运用无厚度圆盘代替真实分布式螺旋桨,完成四种分布式螺旋桨旋转组合下的机翼滑流效应研究;最后,对单个螺旋桨正反转情况下的滑流效应进行研究,特别是单个螺旋桨滑流对机翼升阻力增量影响情况。分析结果表明:四种分布式螺旋桨转向组合下的滑流效应均引起机翼升阻力增大;机翼升力与其上下表面吸力峰数量关系密切,而分布式螺旋桨的转向组合直接决定了机翼吸力峰数量,特别是翼尖螺旋桨转向;相邻桨叶转向相反时,其转轴中间位置桨叶均处于上行或下行状态,使得转轴中间区域机翼前缘吸力相对转向同向状态有所加强或减弱;翼尖螺旋桨逆翼尖涡方向旋转具有增升减阻效果,反之则增阻减升。

采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。

基于伴随算子的大飞机气动布局精细优化设计

发展了基于伴随算子的气动布局优化设计软件-ADJOPT,并将该软件用于经过传统设计方法优化的大飞机布局上,开展全机状态下的机翼多参数、高精度优化设计,计入了短舱和机身对机翼气动特性的影响,取得了明显的优化效果。研究结果表明,多参数优化设计能够充分挖掘一个优良布局的设计潜力,进一步提高布局性能。

高尖速比下风力机塔影效应及叶片载荷特性研究

基于刚性运动网格和动态拼接网格的两种非定常计算网格策略,对NREL Phase Ⅵ风力机非定常塔影效应开展数值模拟研究。流动控制方程选取雷诺平均N-S方程,时间求解应用＂双时间步＂离散求解,湍流模型为单方程SA模型。通过对有/无塔架流动情况进行模拟,发现有/无塔架两种状态得到的叶片各站位压力系数分布与试验值基本吻合,表明采用的非定常计算方法是可行的;有塔架下叶片相位角Φ=90°状态的前缘吸力峰较相位角Φ=270°偏低;有塔架相位角Φ=270°附近流场结构简单,而相位角Φ=90°附近流动受塔架干扰明显。在此基础上,分析有塔架下单个叶片推力与扭矩随相位角的变化曲线,发现扭矩与推力均存在随相位角变化的两种波动现象,表现为大＂凹坑＂与小幅抖动的特征。进一步的分析表明,载荷＂凹坑＂由风力机塔架引起,而载荷小幅抖动由叶根过渡区的流动分离引起。叶片载荷随相位角变化特性机理的阐明对于风力机叶片动态载荷设计具有一定工程价值。

TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证

在结构网格流场求解软件TRIP基础上,发展了一套静气动弹性计算模块。首先简要介绍了静气动弹性计算模块总体架构、构成单元和耦合策略,然后详细介绍了构成单元中采用的一些数值计算方法。最后利用大展弦比机翼、DLR-F6翼身组合体模型和HIRENASD机翼模型对静气动弹性计算模块进行了测试和精度验证。大展弦比机翼计算结果表明柔度矩阵、模态叠加和有限元数值求解在模态选取合适的情况下能够得到一致的变形计算结果。DLR-F6和HIRENASD模型不同计算软件的结果一致性表明本文静气动弹性计算模块采用了正确的算法流程,而计算与试验的结果一致性表明静气动弹性计算模块具有很好的预测精度。

BLU-SGS方法在WCNS高阶精度格式上的数值分析

高阶精度计算方法的收敛效率是目前CFD重要的研究内容之一。应用多块对接结构网格技术,基于雷诺平均的Navier-Stokes方程(RANS)和五阶空间离散精度的显式加权紧致非线性格式(WCNS-E),针对NLR7301两段翼型和Trap Wing梯形翼两个低速算例,重点研究了BLU-SGS迭代方法应用于WCNS-E高阶精度格式上的收敛效率问题。通过与LU-SGS迭代方法收敛效率和计算结果的比较,研究结果表明:BLU-SGS迭代方法的收敛效率明显优于LU-SGS迭代方法;对于收敛的流场,BLU-SGS迭代方法的计算结果与LU-SGS方法的结果基本相同。

DPW4翼/身/平尾组合体的数值模拟

基于"亚跨超CFD软件平台"(TRIP3.0)和结构网格技术,选择SST两方程湍流模型和MUSCL型ROE格式,通过求解雷诺平均的NS方程(RANS),针对DPW4(AIAA 4th Drag Prediction Workshop)翼/身/平尾组合体构型,详细研究了网格密度、马赫数对总体气动特性和压力分布的影响。本文的计算结果与DPW4提供的计算结果的平均值取得了较好的一致。研究发现网格密度对总阻力系数有一定的影响,相比较而言对压差阻力的影响大一些;网格密度对压力分布的影响不明显。数值模拟结果与风洞试验结果的差异有待于进一步分析。

结构网格方法对高升力构型的应用研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长与半展长高升力构型的复杂流场,并与试验做了对比分析。对应风洞试验是在NASA Langley 14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的。计算中采用一方程SA湍流模型和MUSCL-ROE格式,并综合运用对接/重叠/拼接网格技术,数值模拟了两种高升力构型的气动特性,给出了典型站位的压力分布,并对比研究了不同结构网格技术对此类高升力构型的计算差异。研究表明,与修正后的试验数据相比,数值模拟得到的气动力系数和典型剖面的压力分布均与试验结果吻合良好。

大展弦比联接翼静气动弹性研究

基于雷诺平均N-S流动控制方程和结构网格技术,耦合结构静平衡方程,建立起飞行器静气动弹性的计算的一般流程。采用更新速度快和更新质量较高的映射法动网格技术,针对大展弦比联接翼构型进行弹性修正,研究前后翼变形规律,并探讨了攻角、机身对静气弹分析的影响。结合数字近景摄影测量技术检测无人机风洞模型机翼在气动载荷下的弯曲与扭转变形,并与计算结果进行比较,验证了本文方法的有效性。

多段翼型高精度数值模拟技术研究

采用五阶精度的加权紧致格式(WCNS)数值模拟了NLR7301两段翼型、30P-30N三段翼型的复杂流场,主要目的是考核WCNS格式模拟多段翼型复杂流场的能力,研究湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应实验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。研究结果表明,基于WCNS格式,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对边界层速度型和阻力系数的模拟精度较差;模拟实验的转捩位置可以改善边界层和尾迹区的模拟精度,提高阻力的数值模拟精度。

径向基/超限插值结构网格运动方法中的变形一致性问题

针对径向基函数插值和超限插值的结构网格运动方法(RBF_TFI)中变形一致性问题引起的空间网格棱线扭曲和网格单元交叉现象进行深入分析,并依据分析结果提出一种改进的RBF_TFI结构网格运动方`法.首先基于HIRENASD机翼模型计算网格绕y轴旋转30°的算例,从变形网格质量、棱线交叉点位移误差与空间棱线扭曲等方面分析了不同基点选择方案中变形一致性问题产生的原因;然后将与物面相连的空间棱线定义为边界棱线,并采用三次样条插值的方式更新边界棱线上网格点的坐标.使用HIRENASD算例对文中方法的效果进行了验证,结果表明,该方法能够消除变形一致性问题引起的棱线扭曲现象,有效地避免变形网格出现交叉和产生负体积单元.

超大规模气动弹性数值模拟软件研制(2017)

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟,十亿量级结构网格的高质量自动变形;开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作;结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题,通过与相应试验结果的对比,开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。

湍流模型对梯形翼高升力构型的影响

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长高升力构型,主要目的是考察湍流模型对高升力构型气动特性的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞中完成的。本文采用一方程和两方程湍流模型,数值模拟了全展长高升力构型的气动特性并给出了典型站位的压力分布。研究表明,与修正后的试验数据相比较,在定常可收敛的迎角范围内,两种湍流模型得到的气动力系数和压力分布与试验结果吻合较好,SA一方程湍流模型的计算结果更接近试验值;迎角大于19.19°后,襟翼后缘的较大范围分离是导致采用SST模型不能得到收敛的气动特性的主要原因。

国家数值风洞工程结构网格变形程序SGDP V1.0开发与应用

对结构网格变形程序SGDP V1.0的理论方法、组成架构、主要功能、运行流程、运行性能、变形算例和工程应用进行了简要的介绍。SGDP V1.0是国家数值风洞NNW项目共性基础库网格变形模块下实现的第1款模块化程序,在吸收前期研究代码的基础上,通过代码重构、接口规范、功能扩展等技术实现开发。目前,SGDP V1.0程序依托RBF-TFI方法实现结构网格变形,采用模块化的代码结构和扁平化的参数设计,可以实现4种不同类型运动下的变形网格生成。SGDP V1.0程序每百万节点网格的读取时间约为0.01 s、写出时间约为0.008 s、网格更新时间约为0.1 s,可在数秒内实现千万量级网格的变形更新,具有非常高的运行效率。网格变形算例和工程应用结果表明,SGDP V1.0程序能够处理复杂拓扑网格的变形问题,且有很好的网格质量维持能力,从而能够获得更加精确的数值模拟数据。

下一代大型军用运输类飞机气动布局及作战应用趋势分析

随着导弹发射车、重型装甲车、智能无人集群等重型物资装备的远程快速投送需求剧增,以及隐身战机、远距空空弹、防区外自主武器等穿透性打击能力的逐渐成熟,现有常规大型军用运输类飞机在适合未来战场需求和生存能力等方面将面临巨大威胁,其投送/加油/预警指挥的活动范围将被严重挤压。本文首先对现有常规大型军用运输类飞机的国内外现状进行简要概述;然后分别介绍美俄等航空大国开展的下一代大型军用运输类飞机及其关键技术研究;最后对下一代大型军用运输类飞机气动布局发展趋势以及可能作战应用场景进行简要分析,并提出一种分布式涵道油电混合推进运输类飞机气动布局。

有无涵道动力下的类BWB低速布局气动特性研究

随着航空飞行器的不断发展,新型非常规气动布局研究早已成为世界航空大国的关注焦点。基于TRIP 3.0软件平台通过等效盘模型应用到涵道风扇内外流一体化模拟中,完成对类BWB低速布局有无涵道风扇动力下的气动特性和流场影响分析。首先,对某单独螺旋桨验证算例进行分析;然后,对单独涵道风扇进行计算,得到设计推力下的涵道动力叶片数、安装角及转速等参数;最后,将设计推力下涵道动力参数应用到类BWB低速布局全机有无动力模拟中。结果表明:计算拉力和扭矩值与试验值吻合较好;尾部布置的涵道动力对机身后段及尾翼压力分布影响显著;涵道对前方气流抽吸作用,加速机身后段上表面气流流速,减小内侧平尾有效迎角,对机身和平尾升力以及俯仰力矩系数影响较大;在小迎角状态下,涵道动力对机身增升作用明显,会产生明显低头力矩,但对平尾作用正好相反,且两者增量大小相当,使得全机增升效果不显著,且俯仰力矩变化较小。

带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟

共同研究模型(common research model, CRM)机翼/机身/平尾组合体构型(CRM-WBH)是第4届AIAA阻力预测研讨会(Drag Prediction Workshop IV, DPW IV)选择的基准构型, DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型(CRM-WBHS)的气动特性,主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞(European Transonic Wind Tunnel)测力、测压和模型变形测量结果的对比分析,表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移,升力系数、阻力系数下降,俯仰力矩系数增加;静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压,导致升力系数、阻力系数进一步下降,俯仰力矩系数进一步增加. CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果.

基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术

基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据,对线化VLM方法的修正效果显著.然后,HVLM与悬臂梁有限元求解耦合,实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术,并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明,HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析,在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景.

高性能计算支持的静气弹优化设计方法

为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换(CST)参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线(MMA)等大规模优化算法,通过TRIP+SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法。以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1-g载荷气动优化和2.5-g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40%,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9%,验证了方法和软件的有效性。该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景。