风洞实验中翼型大迎角气动力分散性的机理分析

基于κ-ω的SST两方程湍流模型,求解雷诺平均N-S方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了不同的翼型非定常流动,重点研究了大迎角下的分离流问题,研究结果表明:在百万雷诺数条件下,由于振动引起分离涡的不规律脱落,可能导致气动力平均值的变化;而厚度大于20%的翼型在一定大迎角范围内,会出现分离涡流场平衡态的转化,从流体力学稳定性的角度,解释了风洞实验中大迎角气动力数据的分散性,为大迎角气动力风洞实验的重复性和数据分散性给出了一种新解释.

一种高效的叶轮机叶片气动阻尼计算方法

运用叠加原理,发展了一种可以运用于小振幅运动的叶轮机叶片非定常气动力降阶模型,并将该模型与传统的能量法相结合,提出了一种叶轮机叶片气动阻尼的高效求解方法.运用该方法求解叶轮机叶片的气动阻尼系数,对某个频率、某个模态只需要进行一次非定常计算,就可以求出所有叶间振动相角下的气动阻尼系数,提高了气动阻尼的求解效率.在STCF4和NASA Rotor 67两个算例上运用非定常雷诺平均N-S(RANS)方程和提出的降阶模型进行了对比计算.算例表明,在小振幅下该方法的计算结果与RANS方程计算得到的气动阻尼系数能很好地吻合,而计算效率相比多通道非定常RANS方程计算提升了近一个数量级,并且该方法还可以运用于有失谐情况的颤振分析,在工程上有较高的应用价值.

典型外形高超声速气动力／气动热数值计算研究

通过数值模拟和理论分析的综合研究,比较了网格密度不同对计算的影响,研究了中心格式和3种迎风格式(AUSM+格式、AUSM+up格式、Roe格式)的计算性能,探讨了壁面温度变化对气动力/气动热计算的影响。结果表明:网格密度变化对气动力计算影响不大,但却在很大程度上影响热流的计算及流动分离的模拟;各空间格式都能准确地计算出流场压力分布,有较高的激波分辨率,但鲁棒性有所差异,其中AUSM+up格式在高超声速流场计算中鲁棒性较好;壁面温度升高会导致所得分离区增大,气动力/气动热分布也会相应发生变化;在分离区后的流动再附会很大程度上增大该区域的热流值。

等离子体EHD顺电加速效应影响因素实验研究

利用PIV系统,在静止空气中,定量测量了等离子体激励器的诱导速度场,分析了激励参数等因素对等离子体EHD顺电加速效应的影响。通过实验发现:在激励频率固定的情况下,诱导气流速度随着电压的升高逐渐增大;在激励电压固定的情况下,存在一个诱导气流速度最大的最优频率,并且不同的激励器对应不同的最优频率。另外,初步分析了激励器布局、绝缘材料以及通电时间对诱导气流速度的影响。

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。

基于细菌觅食性的改进粒子群优化算法翼型设计

提出了一种基于细菌觅食性的改进粒子群优化算法。该算法以粒子群优化算法的社会模型为基础,添加了个体之间的交流项,丰富了粒子之间的优势信息源,增强了粒子的信息共享能力,同时,引入了细菌觅食算法中的趋化和驱散机制,使得算法能够有效地跳出局部最优。函数测试结果表明,该算法显著地提高了粒子群优化算法的寻优性能,并将该算法应用到了翼型设计之中。

多段翼型绕流数值对比分析及结冰影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对多段翼型的气动特性影响具有重要意义。应用多块结构化网格生成方法,采用两种不同的方法求解雷诺平均N-S方程分别对多段翼型绕流流场进行数值对比分析,然后选用一种较合适的方法进一步针对三种不同的冰型:钝头体、双角体和尖头体冰型,分析不同形状的冰型对多段翼型绕流流场及气动特性的影响。

翼型厚度对气动弹性特性的影响

结合基于k-w的SST两方程湍流模型,求解雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性运动方程,在时间域内模拟了不同厚度对称翼型在不同迎角下的气动弹性动态过程,并重点研究了较大迎角下的不同厚度翼型流场特征和气动弹性的性质,研究结果表明:在论文所涉及的参数情况下,对于迎角从零到大迎角范围,翼型颤振临界速度随迎角的变化不是单调的.翼型颤振临界速度迅速下降的起始迎角比最大升力系数对应的迎角小很多.

翼型大攻角的振动对气动性能影响的初步分析(英文)

通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。

充气式机翼弯矩预测公式的建立与实验验证

基于对充气机翼翼尖加载时机翼发生纯弯曲变形过程中功能转换关系的分析,建立了充气机翼发生纯弯曲变形时的弯矩预测公式,该式表明:机翼翼尖处加载载荷越大、长度越长,机翼翼尖变形量越大,并且翼尖变形量与翼尖加载质量、机翼长度呈线性对应关系;充气压强、翼型截面积越大,翼尖变形量越小,并且翼尖变形量与充气压强和翼型截面积呈反比例函数关系。为验证理论分析结果的正确性,本文进行了NACA0012翼型充气机翼的翼尖载荷实验。实验结果表明:理论计算值与实验数据之间的误差都在10%以内(理论计算值略小);并且在小压强、大加载时由于机翼弯曲最明显、机翼伸长量最大,误差也最大,但总体上理论计算结果与实验结果基本一致。

乘波体一体化特性的实验与计算研究

文中对发动机/机身一体化乘波体外形的气动特性,采用SST湍流模型求解N-S方程进行了数值计算,并在FD-07风洞中进行了详细的测压试验验证。试验和计算的状态有Ma=6,α=-2°,0°,2°,4°,6°。结果表明:在计算状态下,计算与试验吻合良好,飞行器前体达到预压缩设计要求,进气道入口流动均匀,后体膨胀效果明显,并且保持了良好的气动特性。

充液弹性体动力学的拟哈密顿原理

充液体动力学是流固耦合力学的一个重要分支.它研究物体与它内部所装液体的相互作用下的运动,如充液卫星、飞机的油箱等.对它的研究一般采用变分法,因为变分法的特点是从全局把握事物.我们考虑了充液体的弹性运动以及表面张力效应,建立该类型系统的拟哈密顿原理,并对所得泛函求驻值条件,得到了由先决条件、约束条件、驻值条件组成的完备的控制方程组,并在一种特殊情况下对控制方程进行简化得到一些已知的方程.

压力敏感涂料内流场测量系统及涂料校准

压力敏感涂料(PSP)测量技术是上世纪80年代以来发展起来的全新的测量技术,具有测压范围广,对流场干扰小的突出特点。着眼于流体机械内部流场压力测量,依托国内现有条件,自主建立了压力敏感涂料测量系统,并对国产涂料进行了校准实验和处理分析,检验了测量系统的有效性和可靠性,同时对国产涂料的特性与特点有了进一步的认识,为今后的工作打下了较好的基础。

求解RANS方程的高阶间断Galerkin方法研究

基于二维结构网格,对间断Galerkin方法(DGM)求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程进行了研究。根据混合有限元方法的思想,引入辅助变量,对粘性项中的高阶导数项进行降阶处理,再应用DGM对辅助变量方程和降阶后的RANS方程进行联立求解。对平板层流流动进行了数值模拟,结果表明,随着逼近多项式次数的增加,速度型和摩擦系数更加接近Blasius解。此外,还引入了Bald-win-Lomax湍流模型,对NACA0012翼型跨音速粘性流场进行了数值模拟,与实验结果进行了对比,进一步验证了算法的可靠性。

基于ANSYS/CFX耦合的机翼颤振分析

在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的"准模态"假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据CFD/CSD一体化设计思想,采用了ANSYS/CFX紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型AGARD445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较。表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明ANSYS/CFX全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法。

基于热格子Boltzmann方法的自然对流数值模拟

对Eggels和Somers提出的热格子Boltzmann格式进行了改进.在不可压缩流动的假设下,提出了一种新的温度平衡分布函数,可以克服压缩性对温度统计的影响,并且相应地修正了统计宏观温度的方法.Eggels和Somers的方法对速度和温度均采用半步长反弹格式边界条件,适合无滑移的速度边界条件.但是对温度采用该边界条件在物理本质上显得不够准确,所以在边界上对二者统一采取算法既简单又容易实现的非平衡态外推格式,同时可以与Boltzmann格式的整体二阶精度保持一致.最后,利用改进的热格子Boltzmann方法（TLBM）模拟了Ra=10^6和Pr=0.71（空气）的方腔中的自然对流,模拟得到的流动参数与其它数值方法的结果吻合得很好,表明改进的热格子Boltzmann方法可以有效准确地模拟非等温流动.

基于HLL-HLLC的高阶WENO格式及其应用研究

HLL-HLLC格式能够克服HLLC在强激波附近的激波不稳定现象,并且保持了HLLC的低耗散特性,是一种适合更大马赫数范围的近似黎曼求解器。本文从RANS方程出发,将HLL-HLLC近似黎曼求解器结合五阶WENO重构,实现了对无粘通量的高阶离散;同时,采用完全守恒形式的四阶中心差分格式处理粘性项,建立了RANS方程的高阶数值求解格式。通过对四个经典算例,钝头体、ONERA M6机翼、DLR F6-WB翼身组合体和DLR F6-WBNP复杂外形的数值模拟,考察了两种WENO改进格式在复杂流场中的表现,研究了高阶格式的收敛特性;给出了在复杂流动中WENO自由参数的推荐值,以增强求解的收敛性。算例结果表明,本文构造的高阶格式鲁棒性好,能够显著改善激波位置和激波强度,捕获更丰富的流场细节,满足复杂工程应用需求。

迎风格式的低速预处理及远场边界影响研究

为处理低马赫数下的流动问题,在原来可压缩流动求解器的基础上,引入Weiss-Smith预处理,根据Roe通量差分分裂(FDS)思想,修改了Roe FDS中的耗散项,并基于预处理后的方程组系数矩阵的特征系统,重新构造了主对角占优的近似因子隐式时间推进(AFADI),然后考察了不同远场边界对低速流动的收敛性和计算精度的影响。计算结果表明:采用预处理后,合理的设置远场边界,可以进一步改善迎风预处理格式的收敛性和准确性;采用CVBC远场边界时的收敛性均好于SFBC边界;至于计算精度,如果远场离物面较近,采用CVBC边界准确性要高于SFBC;如果远场离物面足够远,采用SFBC作为远场边界也是可以的,与CVBC边界差别很小。

模糊逻辑PIO探测器中的隶属函数构建

驾驶员诱发振荡(PIO)是一类驾驶员不希望出现的人机耦合(APC)现象。探测器可根据飞机飞行数据识别是否有PIO发生。设计模糊逻辑探测器模型用于PIO探测关键在于模糊变量的选取与模糊推理的设计,模糊变量是由若干隶属函数描述的。根据对发生PIO时驾驶员的操纵与飞机运动特点的分析与总结,以及选取的特征参数的变化范围,对模型中的隶属函数进行设计,并对隶属函数的适应性和对识别结果的影响进行了分析。PIO数据的识别结果表明通过这种设计方法得到的模型可以用于PIO探测。

后掠翼人工诱导横流驻波的升华法研究

改进了添加粗糙带方法,使用丝网印刷方式在后掠机翼前缘添加特定间距的粗糙带。成功地在边界层内引入了特定波长的驻波,提高了人工诱导驻波波长精度。在西北工业大学低湍流度风洞中使用升华法研究了单一波长驻波的发展趋势,其扰动发展趋势与计算结果吻合得很好。