基于三维体积力模型的离心压气机喘振预测方法

为了实现对喘振流动现象的准确、快速预测,提出了一种基于三维体积力模型的离心压气机喘振预测方法,并在一款跨声速离心压气机上进行了应用,对以叶轮进口叶尖“回流泡”、喘振中的旋转失速,以及蜗壳诱发的非对称流动为代表的典型喘振流场结构进行了捕捉。通过与经试验校核的全三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法进行对比表明:本文提出的离心压气机喘振预测方法,针对主要喘振流动特征的预测具备与全三维URANS方法相当的能力,同时计算时间约为全三维URANS方法的1/20。

变来流速度下旋翼翼型非定常气动特性分析

为分析变来流速度状态下的旋翼翼型气动特性,提出了利用翼型平移来模拟来流速度变化的数值方法.在此方法基础上,采用基于隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)方法的非定常雷诺平均N-S(Navier-Stokes)(RANS)方程,模拟了SC1095旋翼翼型在定迎角-变来流速度及变迎角-变来流速度状态下的非定常气动特性.通过对比分析发现:翼型在变速度-定迎角状态下会表现出明显的非定常现象,产生了前缘分离涡,气动特性会出现明显的迟滞效应及波动现象,脉动速度越大,非定常效果越明显.并且基准速度越大,翼型气动特性的峰值越大;翼型迎角越大,非定常涡出现的也越早.考虑直升机旋翼翼型实际工作环境,在变速度-动态失速状态下,翼型最大迎角处的气动力会得到一定程度的削弱,在小迎角下的气动力得到一定程度的增强,且脉动速度越大,翼型的非定常特性也越强.

二维进气道不启动流场非定常特性的混合LES/RANS模拟

采用一种混合大涡模拟/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)方程模拟方法结合5阶WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式对马赫数为3的来流中、内收缩比为1.5的不启动状态下的二维进气道进行了计算,再现了不启动进气道中的非定常流场.计算结果表明:所采用的模拟方法对入口处的平均绝热壁温、摩擦速度和雷诺应力的计算精度较好,进气道不启动流场中激波波系和分离区存在大时空尺度的低频运动,其占主导的特征频率和典型的激波/湍流边界层干扰问题中激波和分离区的低频频率接近,且进气道出现了间歇性的启动状态.

柔性扑翼气动结构耦合特性数值研究

微型扑翼体积小、重量轻,其柔性变形对气动特性有显著的影响。通过求解雷诺平均N-S方程(ReynoldsAveraged Navier-Stokes,RANS)和结构动力学方程,对微型柔性扑翼飞行器的气动结构耦合特性进行了数值模拟研究。针对微型扑翼的大幅运动,发展了适用于扑翼的气动结构耦合数值计算方法,研究了微型扑翼的气动结构耦合特性。通过求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程得到微型扑翼的非定常气动特性;利用哈密顿原理(Hamilton Principle)推导了扑翼的结构动力学方程,采用结构有限元方法对该动力学方程进行离散并求解,得到扑翼的动态结构特性;采用松耦合方法进行迭代。计算结果与风洞实验结果相比吻合良好,验证了所发展方法的有效性。在此基础上研究了惯性力和关键运动参数对柔性扑翼气动及结构特性的影响规律,有助于比较详细、全面地了解微型扑翼的气动机理,为柔性扑翼的设计提供了参考依据。

脉冲激励对超声速横向射流混合强化模拟研究

对脉冲激励的超声速横向氢气射流混合过程进行三维非稳态雷诺平均(URANS)模拟,湍流模型为k-w SST模型。与无激励措施的混合结果相比,燃料射流喷口下游增加脉冲激励会强化流场中大尺度结构如反向涡对(CVP)与涡对(TCVP),进而增强射流与主流的混合过程。射流穿透深度、混合效率以及总压损失的计算结果表明:当脉冲频率为50 k Hz时,能够更好地提高射流的混合效率;增大脉冲幅值可以明显地增强氢气与空气混合进程,同时总压损失未受脉冲扰动的影响而增加。

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.

超声速湍流边界层中横向声速喷流的混合LES/RANS模拟

通过对超声速湍流边界层中横向声速喷流的计算,对一种混合大涡/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)模拟方法进行了测试,该方法采用一个依赖于到壁面的距离及当地湍流参数的混合函数结合两方程k-ωSST(shear stress transport)湍流模型和混合尺度亚格子模型来封闭湍流项.计算结果表明:混合模拟方法能够捕捉到喷流/湍流边界层相互干扰的非定常大尺度结构,且对分离区长度、壁面静压峰值和膨胀区静压分布的计算精度要高于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法.

基于k-kL两方程湍流模式的尺度自适应模拟

k-kL两方程模式是一种对湍动能积分尺度输运方程模化的新型湍流模式,具有尺度自适应模拟的特性,能够在统一的表达形式下对流动进行定常和非定常数值模拟。引入可实现性修正,在二维零压力梯度平板边界层中验证其影响,进而选择典型流动的标准算例对这一模式进行较为全面的评估。通过三维CRM翼身组合体绕流算例验证了该模式应用于工程问题的实用性,并考察了网格密度对计算精度的影响。在周期山的三维非定常计算中,k-kL模式能够较好分辨流场中丰富的涡结构,准确捕捉流动大规模分离区的位置和形状,统计平均的表面摩擦力分布和速度场与实验和大涡模拟结果符合良好。上述计算展示了k-kL两方程模式在定常和非定常计算中的流动预测能力和工程应用潜力。

基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。