弹性载机对外挂物动力学响应的影响

在外挂物投放过程中,载机对外挂物具有气动干扰效应,产生附加气动力.对于弹性机翼,在外挂物分离投放时,相当于给机翼一个初始扰动,机翼将发生弹性振动,该振动也会对外挂物带来气动干扰效应.通过耦合求解非定常N-S方程刚体六自由度方程和基于模态法的结构动力学方程,对考虑弹性变形的载机外挂物分离投放过程进行模拟,研究了弹性机翼对外挂物的气动干扰效应.研究结果表明:在外挂物分离初期,弹性机翼的干扰对外挂物气动力响应产生显著影响,机翼的主要结构模态频率决定了外挂物气动力的变化频率,并且由载机机翼动弹性变形引起的干扰气动力能占到外挂物总气动力的一半左右.

零质量射流推迟翼型失速的数值模拟

通过在具有分离流动的翼型表面局部地引入零质量射流干扰,可以较小的能量代价实现对翼型绕流的全局性主动控制,从而达到抑制分离、推迟翼型失速的目的。本文发展了零质量射流与翼型绕流干扰的数值分析方法。在格心有限体积法的基础上,空间离散采用AUSM+-up格式,时间推进运用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格法等技术。以TAU0015翼型失速主动控制为算例,通过在翼型上表面前缘附近引入零质量射流控制,使翼型失速特性得到改善。将计算结果与实验结果做了比较,验证了本文发展的数值模拟方法及程序的正确性。还以NACA0015翼型为例研究了射流动量系数、射流频率、射流偏角等关键参数对失速控制效果的影响,得出一些关于如何选择控制参数的结论。

Detached Eddy Simulation方法模拟不同类型翼型的失速特性

应用DES(DetachedEddySimulation)方法数值模拟了3种不同失速类型的翼型的升力特性。DES方法结合了RANS(ReynoldsaveragedNavierStokes)和LES(LargeEddySimulationapproaches)的优点。基于SpalartAllmaras湍流模型,在近壁面DES体现为RANS模型的特点而在远离物面处又具有LES的亚格子模型的特性。对此模型使用了LUSGS隐式格式求解。通过和实验结果对比,显示这种方法可以有效地预测翼型的失速特性。

YLSG107高升力翼型主动流动控制的数值模拟

数值模拟零质量射流与YLSG 107翼型绕流的干扰流场,探讨零质量射流在高升力翼型失速控制中的控制效果、控制特性及控制机理.数值模拟以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.通过在喷口上施加非定常边界吹/吸边界条件模拟射流对翼型绕流的干扰.采用与风洞实验相同的来流状态和控制参数进行数值模拟,得到与实验相吻合的结果.为进一步研究控制特性和控制规律、提出改进的实验方案,研究不同动量系数、不同射流偏角对控制效果的影响,并对法向射流和近切向射流进行较深入的比较.研究表明,先前的风洞实验对应的射流动量系数(0.000 014)偏小是控制效果不显著的重要原因之一,必须达到0.001以上才有明显控制效果(射流动量系数为0.005时可使该翼型失速迎角增大2°,最大升力提高8.7%);近切向射流在失速控制方面明显优于法向射流.

薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响

DES方法结合了RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)和LES(Large Eddy Simulation approaches)的优点。在近壁面它体现为RANS模型的特点而在远离物面处又起到LES的亚格子模型的特性。论文应用DES(Detached-EddySimulation)方法讨论了影响薄翼失速的分离泡对翼型的升力特性影响。

一种数据驱动的翼型流动转捩预测方法

研究翼型绕流的转捩预测方法,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的准确计算以及精细化设计均具有十分重要的意义.采用动模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)代替线性稳定性理论(linear stability theory,LST)与e^N方法结合,不需要求解稳定性方程,成为一种数据驱动的翼型边界层转捩预测新方法,称为DMD/e^N方法.在原有方法的基础上,改进了DMD网格线生成方法和扰动放大N因子的积分策略,并将RANS求解器与改进的DMD/e^N方法进行耦合,实现了翼型定常绕流转捩预测自动化.采用该方法对LSC72613跨声速自然层流翼型以及NLF0416低速自然层流翼型在不同攻角下的绕流进行转捩预测,转捩点计算结果均与实验值和LST/e^N方法吻合良好.该方法计算得到的N值增长曲线与LST/e^N方法的包络线也较为吻合,进一步验证了积分策略的正确性.改进的DMD/e^N方法可作为自然层流翼型设计的新的有力工具.

基于Lattice Boltzmann方法的翼型绕流数值模拟

将通过物理平面的结构化C型贴体网格变换到计算平面的均匀正交网格,引入非均匀网格插值方法,采用基于Lattice-Boltzm ann方程的D2Q9模型,对低雷诺数下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟,对五个不同位置的边界层速度型与基于有限体积法的CFL3D程序的结果进行了比较。结果表明,两种方法的计算结果一致。改进后的Lattice-Boltzm ann方法适用于曲边边界,非均匀网格,同时对计算速度影响不大。Lattice-Boltzm ann方法计算较简单,因而用LB方法来模拟翼型绕流是一种新的选择,并可应用于更复杂的低雷诺数流动中。

固定转捩在改善振荡来流下低雷诺数翼型气动性能中的应用

低雷诺数下,翼型表面易于出现的分离转捩现象会降低翼型的气动性能,采用数值计算方法探讨了固定转捩在改善低雷诺数下翼型气动性能中的应用。定常来流下,雷诺数为4×104时,在翼型E387上表面自由转捩位置之前的一定位置处使翼型固定转捩,计算结果表明分离区减小了,升力系数和升阻比明显提高。振荡来流下,雷诺数在8×104的50%范围内变化时,分别计算了NACA4412在0°迎角和E387在3°迎角时自由转捩及在60%弦长处固定转捩的升阻特性,结果显示自由转捩的翼型当雷诺数减小时,性能急剧恶化,而采用固定转捩的翼型受其影响要小得多,具有更加稳定的气动性能。

微型扑翼飞行器机翼气动特性研究

依据微型扑翼飞行器产生升力和推力的机理,设计了一套能够快速、有效求得扑翼飞行器机翼气动特性的计算方法。计算程序通过V isual Basic和Fortran语言混合编程来实现,核心部分是利用改进的片条理论方法估算扑翼机翼的气动性能。计算结果与在西北工业大学微型飞行器专用风洞中所进行的吹风试验结果吻合良好,证明了该方法的正确性和有效性。在此基础上,研究了不同机翼平面形状、不同展弦比、不同上下扑时间比对微型扑翼飞行器机翼气动性能的影响,这些参数对微型飞行器的设计有一定的指导和参考意义。

基于二维非结构网格的GMRES隐式算法

将广义极小残差GMRES(Generalized Minimum RESidual)隐式算法应用到二维非结构网格上,并结合LU-SGS(Lower Upper-Symmetric Gauss-Seidel)方法对所求解方程组的残值向量进行预处理,发展了一套高效、可靠的二维Euler方程的求解器。NACA0012翼型和某四段翼型的2个算例,表明该隐式算法的计算效率要比传统的四步Runge-Kutta显式算法高出几十倍,与LU-SGS隐式算法的效率相比,该算法的效率高出近1个量级。应用了重启型的GMRES算法,并对2种构造系数Jacobian矩阵的方法进行了比较。

机翼后缘噪声预测研究

机翼后缘噪声是飞机重要的机体噪声源之一。本文基于CFD(Computational Fluid Dynamic)数值模拟和Ffcows Williams-Hall理论,研究应用了一种预测干净机翼后缘气动噪声的方法。采用Menter's SSTκ-ω湍流模型对翼型和机翼进行N-S方程数值模拟得到后缘附近的湍流特征速度和特征长度,再利用Serhat Hosder的预估方法计算后缘噪声强度级。本文首先计算了NACA0012翼型在7种不同状态的后缘噪声,计算结果与实验值比较,符合很好,从而证明了本文采用的方法的可行性和正确性;然后研究了两个亚音速翼型(NACA 0009,NACA 0012),两个超临界翼型(SC(2)- 0710,SC(2)-0714),EET机翼的不同参数对后缘噪声强度级的影响,得出了对降低后缘噪声有参考意义的结论。

一种隐式预处理方法及其在定常和非定常流动数值模拟中的应用

将Choi-Merkle矩阵预处理方法与LU-SGS隐式方法、双时间法以及多重网格方法结合,发展适用于绕飞行器定常和非定常粘性流动的高效隐式预处理计算方法和程序.介绍一种针对定常和非定常流动的LU-SGS隐式预处理方法的统一表述方法.在不改变流动解的前提下,对Navier-Stokes方程的伪时间导数项实施Choi-Merkle矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性,使基于LU-SGS时间推进格式的数值模拟方法同时适用于从极低马赫数到可压缩范围内的数值模拟.对Jameson中心格式的人工粘性进行相应的修改,以提高低速流动的计算精度.翼型、机翼以及翼身组合体绕流的数值模拟研究表明,隐式预处理方法获得了很高的计算效率,可使马赫数0.1左右的低速流动计算时间减少50%以上;通过对现有可压缩计算程序进行小量改动,便可使其均匀覆盖整个低速流动范围,提高CFD程序在飞行器绕流数值模拟中的实用性.

基于非结构网格流场计算的网格重排序

提出基于非结构网格流场计算时的网格重排序,优化了网格信息在内存中的存贮位置,使得计算过程中调用数据的处理速度加快,有效提高了计算效率。以M6机翼及DLR-F4翼身组合体的跨音速无粘流场为算例,分别通过显式四步龙格-库塔推进格式和隐式LU-SGS推进格式来验证网格重排序后对计算效率的提高作用。原始网格均用Delaunay方法生长,并分别使用了两种重排序方法进行比较。计算结果表明:重排序后的计算效率可以提高到未排序时的3到5倍,很具实用价值。

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。

HLL-HLLC格式的构造与应用研究

HLLC格式是一种单调高分辨率格式,能够精确捕捉激波、接触间断和稀疏波,在可压缩流动中具有很高的应用价值;HLL格式相较于HLLC格式,抹平了接触间断,具有较大的数值耗散。然而,数值计算表明,在低马赫数和跨声速计算中表现较好的HLLC格式,在高马赫数强激波附近出现了激波不稳定现象。本文意图通过研究HLLC和HLL格式的数学性质,构造出一种适合更大马赫数范围的HLL-HLLC格式。新格式在较低马赫数下表现出HLLC的性质,是一种低耗散的格式;在高马赫数时具有HLL格式的性质,能够克服激波不稳定现象。通过对高超声速双楔流动、超声速后台阶流动和高超声速钝头体流动数值模拟证明了本文构造格式克服激波不稳定现象的有效性和鲁棒性。

飞机机体噪声降噪方法研究进展

飞机机体噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意。对常规飞机机体噪声的研究进行概述,首先分析飞机机体噪声的本质和来源,其次阐述机体噪声的降噪方法,最后展望飞机机体噪声未来研究。

细长体大攻角非对称分离的数值模拟研究

对于旋成体大攻角非对称分离进行数值模拟。通过对DES方法和RANS方法模拟细长体非对称分离流动不同结果的比较,揭示了DES方法在大攻角分离流动模拟方面具有明显的优势,能充分模拟出大攻角分离的非对称特性。通过对比研究,说明DES方法是适合细长体非对称分离研究的数值方法。

微型旋翼的不可压流动数值模拟

通过求解拟压缩性修正后的Euler方程成功地模拟了悬停时微型直升机旋翼的绕流。由于拟压缩项的加入,使不可压Euler方程组的类型发生了变化,相当于使方程组变成了双曲型,因此,求解可压缩流场的时间推进解法用于本文的不可压缩流场求解。计算中,网格采用O-H拓扑形式的结构网格,空间离散采用中心有限体积法,时间推进为五步Runge-Kutta方法。采用了当地时间步长、压强阻尼及隐式残值平均方法来加速收敛。应用此方法对低速条件下旋翼悬停绕流进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合得较好,经气动分析,证明拟压缩性方法运用于微型直升机旋翼是完全可行的。

倾转涵道倾转过渡阶段的非定常气动力

为研究倾转涵道动力装置在倾转过渡阶段的非定常气动力,使用基于滑移网格技术的非定常计算方法,利用基于内场信息和叶素理论的压力盘模型模拟风扇螺旋桨,通过求解Navier-Stokes(N-S)方程,对涵道风扇俯仰拉起过程进行数值模拟.结果表明:在倾转过程中涵道风扇非定常气动力的迟滞特性明显,俯仰角速度延迟了流场分离,增加了涵道风扇的升力和阻力;低速飞行时,涵道风扇在整个倾转过渡阶段气动性能优良;在高速大迎角飞行时,涵道风扇气动性能恶化,俯仰力矩曲线紊乱,不利于进行倾转过渡飞行.

基于CFD技术的螺旋桨气动特性研究

通过求解绝对坐标系下的雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟螺旋桨侧流黏性绕流,计算螺旋桨非定常气动特性.为了保证时间精度和提高计算效率,采用含牛顿型LU-SGS(lower-upper symmetric-Gauss-Seidel)子迭代的全隐式双时间法并引入多重网格技术.为了描述桨叶的相对运动,采用运动嵌套网格技术.对于轴流状态,计算结果与实验值吻合良好;对于侧流状态,与工程算法1P(once-per-revolution)载荷法进行了比较,验证了方法的有效性.应用该方法计算螺旋桨在不同来流偏角下的周期性气动特性,可有效地用于螺旋桨的设计.