跨声速翼型多目标优化设计方法

本文通过采用多目标分级优化方法并基于求解全速势方程的跨声速粘流翼型计算方法，研究发展了一种多参数、多约束和多目标的跨声速翼型数值优化设计方法，应用该方法可以从普通低速翼型和超临界翼型出发通过多目标优化后得到在跨声速区的多个马赫数下阻力系数最小化的翼型几何外形。设计实践表明，该方法具有收敛快、调用目标函数次数少等优点。

跨音速翼型多参数多约束优化设计方法

本文通过采用ＥＸＴＲＥＭ数值优化方法并基于求解全速势方程的跨音速粘流翼型计算方法，研究发展了一种应用形状函数修形的跨音速翼型多参数多约束数值优化设计方法，应用该方法可以从普通低速翼型和超临界翼型出发通过数值优化后得到在跨音速区阻力系数最小化的翼型几何外形。设计表明，该方法具有收敛快、调用目标函数次数少等优点。

血液入口段两相流动的层流NS方程数值模拟

本文采用球形刚性颗粒悬浮于牛顿流体的血液模型，基于有相间滑移的两相流动层流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，采用相间滑移算法（Ｉｎｔｅｒ－ＰｈａｓｅＳｌｉｐＡｌｇｏｒｉｔｈｍ）对圆管内定常轴对称血液入口两相流动问题进行了计算，获得了与实验结果吻合的计算结果，较好地模拟血液流动中红细胞的径向迁移现象，结果表明，采用二相流动模型研究血液流动是一种有前途的方法。

液固二相流动的层流Navier-Stokes方程数值计算

本文基于有相间滑移的液固二相流动层流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ基本方程，采用修正的ＳＩＭＰＬＥ算法即相间滑移算法（Ｉｕｔｅ－ＰｈａｓｅＳｌｉＰＡｌｇｏｒｉｔｈｍ）计算了圆管定常轴对称一相流动层流入口问题．计算表明，本文采用的二相流动模型和ＩＰＳＡ算法能很好地模拟悬浮粒子在国管层流流动中出现的径向迁移现象，计算结果与实验结果吻合．

螺旋桨性能计算的升力线与升力面方法

基于改进升力线方法，编制了螺桨升力线方法计算程序，并以此为基础，在桨尖外引入一层虚网格和虚控制点；利用升力线理论中导出的附着涡和自由涡的积分公式，发展了一种螺旋桨气动性能计算的升力面方法，该方法具有简洁、方便、实用等特点。用本文发展的升力线和升力面方法对多个螺旋桨算例进行了计算，计算结果与实验结果符合良好。

采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究

对国内、外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。此外，计算和实验结果表明：ＮＰＵＰＲ翼型设计的螺旋桨明显优于用ＮＡＣＡ－１６翼型设计的２方案，而用ＮＰＵＰＲ原翼型的Ｋ、Ｚ方案又明显优于应用户要求修型的１方案。

细长旋成体大迎角非定常运动数值研究

利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。

利用DES方法进行细长旋成体纵向俯仰大迎角气动特性的计算研究

在亚临界流动范围内,利用DES方法对俯仰细长旋成体的流动特性进行数值模拟,给出了细长旋成体在大攻角纵向俯仰中的截面流态特点。研究发现,迎角变化跨越对称至不对称流态的上仰运动会产生明显的气动力迟滞现象,推迟了非对称的产生迎角,并延缓了细长体背风面流态之间的过渡。对细长体大攻角运动气动分析在国内外研究尚少,研究成果对充分利用非定常气动力有指导意义。

基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法

在飞机设计与研制过程中,通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法,诸如极大似然法,需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建模过程,这种方法需要通过增量法、导数法间接地从神经网络提取气动参数。本文提出了一种基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法,可将含待辨识参数的飞行动力学模型作为正则项加入损失函数,直接辨识得到气动参数。该方法可以显著减少建模数据需求,也能提高建模精度。飞行仿真数据验证结果表明,该方法的无噪声、含2%噪声仿真数据,纵向飞行状态空间模型辨识最大相对误差分别为1.80%、4.64%,表明了基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法具有可行性,并对含噪声的飞行数据具有泛化性。

仿生多孔翼型后缘自噪声数值研究

采用大涡模拟(LES)和声比拟(AA)结合的方法,在低马赫数条件下,对SD7003多孔翼型自噪声声场进行计算,研究多孔材料在不同来流迎角下对翼型自噪声远场声压的影响规律,并阐述噪声的影响机理。结果表明:LES与AA相结合的方法能够较为准确地计算多孔翼型的边界层特征以及远场声压,且数值模拟结果与实验结果非常吻合。来流迎角为0°时,多孔翼型整体声压级随着渗透率的减小先减小后增大,渗透率为5×10^(-11)m^(2)时多孔材料的降噪效果最佳。多孔翼型整体声压级随着迎角的增大而增大,但多孔材料的降噪效果随着迎角的增大而减小。多孔材料的存在能够有效地削弱翼型表面的大尺度相干结构,使得翼型表面的RMS压强脉动峰值减小,从而抑制翼型远场噪声。

分布式涵道风扇对BWB无人机气动特性的影响研究

由于分布式推进翼身融合(BWB)无人机综合性能显著,是未来航空领域飞行器发展的趋势,因此分析分布式BWB布局无人机的气动特性对于进行分布式BWB布局设计有着重大的基础意义。本文运用计算流体力学(CFD)数值模拟计算,利用混合网格技术和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的方法,研究了有/无动力、涵道展向位置以及涵道间距等参数对全机在巡航状态下的气动影响。研究表明,在相同工况下,有分布式动力能够提升全机的气动特性,且外翼段是提供升力的主要方式;涵道风扇合理的间距能产生更好的诱导增升效果,表现为在小迎角下,全机升力系数随涵道间距的增加先增大而后几乎保持不变;在大迎角下,随着涵道间距的增加,全机升力系数逐渐提升,其最大增量为9.3%。以上对此类飞行器的研究分析对分布式推进BWB无人机气动布局设计具有一定的参考价值。

可渗透壁对翼型声涡相互作用下流场及声场的影响

由仿生学原理构建的可渗透翼型对湍流气动噪声抑制作用已展现良好的应用前景.对NACA0012可渗透翼型和实体翼型进行了数值计算,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了可渗透壁对翼型流场和声场的影响.研究表明,相对实体翼型,可渗透壁通过减小声源强度降低了主纯音噪声声压级幅值和远场总声压级,消除了高阶离散纯音,但对噪声的指向性没有较大改变.进一步的流场分析表明,可渗透壁对翼型气动性能影响不大的情况下能够降低边界层扰动和翼型后缘大尺度涡旋强度,并推迟分离泡转捩和再附位置.

声涡相互作用下翼型分离泡内流动动力学特征

基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定对扰动的增长起重要作用;分离泡内湍流强度显著增长直至转捩成湍流,但流动再附后,湍流强度有所降低;750 Hz的大尺度旋涡结构是在分离泡内形成并发展成稳定结构,而2次和3次谐波频率对应的旋涡结构形成于流动转捩后,在分离泡外发展成稳定结构,说明远场2次及3次谐波纯音噪声和750 Hz主纯音噪声生成机理不同。

人体心血管系统中两相流动的数值模拟

本文用液体——颗粒两相流动的方程来描述心血管系统中的血液流动、对导出的二维两相流动基本方程用 SIMPLE 及 IPSA 算法进行了离散求解,算例的结果显示:两相系统的描述方法确实能对红细胞的一些运动特性给出恰当的解释,具有单相流动法不可比拟的优点。

基于高精度格式的翼型失速特性脱体涡数值模拟

该文采用脱体涡模拟方法(DES),引入低耗散近似黎曼解HLLC格式并结合五阶WENO高精度数值格式对NACA0015后缘失速翼型在大攻角及失速状态下的流场进行数值模拟。通过与风洞实验结果进行对比,讨论高阶精度数值格式对DES方法失速气动特性的预测效果。结果表明,HLLC+五阶WENO格式与二阶Jameson中心差分格式相比能够提高DES方法翼型失速特性的预测精度,HLLC+五阶WENO格式精度高、耗散性较低,能够捕捉更小尺度的湍流涡结构。

直升机旋翼悬停流场的欧拉方程计算

描述了三维Ｅｕｌｅｒ方程数值模拟旋翼悬停流场的过程。欧拉方程的求解采用了网格中心有限体积法，五步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进格式。在没有建立尾迹模型的前提下，计算了两叶旋翼在亚、跨声速时的压强分布，并将计算结果与国外实验数据作了对比，二者吻合程度良好。

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型,该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础,引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性,进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比,判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程,适合于飞机总体设计阶段,可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。

一种新型低噪声水下动力螺桨翼型的实验研究

翼型是各种螺桨设计的基础。为了进一步提高水下动力螺桨的抗空化特性，降低噪声，西北工业大学翼型研究中心研制了一组ＰＱ翼型。该翼型通过理论计算优化并经一系列的风洞、水洞试验研究，结果表明，ＮＰＵＰＱ系列翼型在满足初生空化数设计指标的情况下比ＮＡＣＡ６６（Ｍｏｄ）系列翼型有更大的空化斗，显示了更好的空化特性；前者的流体动力特性与后者相当或更好。

基于仿生学飞行器翼型气动噪声控制数值研究

通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明:多孔介质长度为20%,流阻较高时,仿生翼型具有较好的降噪效果;当流阻比较低的时候,仿生翼型尾涡会变强,从翼型后缘脱落后形成有序的卡门涡街,会增强仿生翼型的气动噪声,失去降噪效果;翼型壁面附近边界层内的相干结构及翼型后缘处脱落的尾涡是产生远场气动噪声的主要声源,仿生翼型的噪声控制需要综合考虑两处主要声源的影响,才可能有效起到降低气动噪声的目的。

高空风对大型客机航线性能的量化影响

高空风会影响大型客机航线飞行的油耗和飞行时间。本文提出了一种计算高空风对航线性能量化影响的方法,并分析了高空风对航线性能的量化影响。建立了有风条件下飞机的飞行仿真模型,提出了针对飞机航线飞行的驾驶员建模方法,基于"驾驶员-飞机"闭环数字虚拟飞行仿真方法,提出了一种计算高空风条件下飞机航线性能的方法。对算例飞机在典型航线下的油耗、飞行距离、飞行时间进行了计算与分析。结果表明:在飞行距离相同时,顺风可以减少飞机的航线飞行时间并降低油耗,逆风会增加飞机的航线飞行时间并增加油耗;由于高空风的影响,部分航线往返飞行时,油耗和飞行时间相差较大;对于部分远程航线,由于高空风的影响,为满足最大起飞重量限制,飞机需要减小商载以装载更多燃油,确保能够飞抵目的机场。