跨音速低展弦比轴流风扇转子内部流场的数值研究

采用三维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程程序求解跨音速压气机风扇转子内部流场。这个程序采用有限体积显式时间推进方法求解控制方程,方程自变量选取在控制体顶点,采用简单的Ｈ型网格离散方程,离散后的代数方程用两步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ法进行时间推进求解,使用多重网格和当地时间步长方法加速计算收敛。程序中使用了Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型模拟湍流影响。用该方法计算了ＮＡＳＡ６７＃跨音速风扇转子的性能曲线,并重点计算最高效率点工况下内部流场。计算结果与实验结果的比较,证明该法可以用来模拟跨音速风扇转子内部流动。     

应用间断伽辽金方法求解二维欧拉方程

在二维非结构网格上,构造了规范正交基作为测试函数,应用不同精度的间断伽辽金方法(DGM)数值求解二维Euler方程,其中数值通量项采用Lax-Friedrichs格式计算.通过对绕NACA0012翼型的跨音速流场的数值模拟,分析了该方法在捕捉间断解方面的特性;同时借鉴有限体积法(FVM)中的一些技术,对求解方案进行了优化.把间断伽辽金方法和有限体积法计算的结果进行比较,认为前者能够更好地处理间断解问题.     

一种基于N—S方程的CFD／CSD耦合计算方法

对于气动弹性问题,在跨音速和大变形情况下,模态叠加法失效,为此需要探讨全场求解耦合方程的新方法。利用耦合计算流体动力学和计算结构动力学（CFD／CSD）方法,数值模拟了机翼的气弹响应问题。气动力的求解采用三维Navier—Stokes方程的有限体积法,实现了一种多块结构网格的动网格方法生成气动网格,采用有限元方法计算应...     

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

在C-H网格的基础上,采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler/N-S方程,采用结构影响系数法计算结构的弹性变形,用三角元面积加权法和常体积转换法(CVT)实现流固耦合,计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题     

三维可压和不可压缩流动数值模拟的一种预处理多重网格方法研究(英文)

将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 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。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景     

二元喷管跨音速流场的数值计算

本文采用有限体积法进行空间离散,Runge-Kutta法进行时间推进的办法,通过求解Euler方程来模拟二元收敛—扩散喷管跨音速流场。运用隐式残差平均技术和当地时间步长法加速计算收敛。为了消除气流参数的波动和激波前后的振荡,在方程中添加了自适应耗散项。在100个时间步以内便可获得稳态解。计算结果与试验数据和其他数值方法吻合良好。      

A Preconditioned Multigrid Method for Efficient Simulation of Three-dimensional Compressible and Incompressible Flows

将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 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。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景     

跨音速颤振计算方法研究

采用快捷的动态弹性变形技术生成三维块结构动态贴体网格。结构运动方程采用二级精度的龙格—库塔时间推进。气动力求解则用非定常欧拉方程的双时间有限体积推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步;对每个真实物理时间步采用五步Runge Kutta时间推进进行虚拟定常迭代。针对可压流颤振计算中存在的质量不相似问题,采用变质量、变刚度的方法计算出质量匹配点处的颤振速压值,并根据颤振速压随质量或刚度倍数的变化趋势,得出可用的飞机跨音速颤振速压。对一飞机简化外形的跨音速颤振特性计算得到了合理的计算结果。     

振动翼型跨音速绕流的数值模拟

从积分形式的非定常Euler方程出发,在固联于振动冀型的贴体坐标系下,采用有限体积法进行离散,并根据对称型TVD格式构造相应的数值通量,数值模拟了振动翼型的非定常跨音速绕流的变化过程。计算结果表明,该方法能较好地捕捉流场中的运动激波,准确地定出激波位置与强度;并且易于推广到求解任意振动方式的跨音速非定常绕流问题。     

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

本文在C—H网格的基础上，采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler／N—S方程，采用结构影响系数法计算结构的弹性变形，用三角元面积加权法和常体积转换法（CVT）实现流固耦合，计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题。     

用全位势方程计算侧滑机翼的跨声速绕流特性

本文对大后掠小展弦比细长机翼，由垂直于机翼纵轴的每一横流截面生成Ｏ型网格，从而形成对机翼流场的Ｈ－Ｏ型网格，用守恒型全位势方程，差分方法和隐式近似因式分解ＡＦ２迭代算法计算侧滑机翼的流场。     

翼型和机翼阵风响应的数值模拟

采用有限体积法来数值求解非定常Euler和NS方程,并在非定常计算中通过引入"网格速度"来计入阵风的影响,实现了对刚性翼型和机翼阵风响应的有效数值模拟。首先采用该方法来对翼型攻角突然增大的阵风、陡边型阵风这两种典型阵风情况下的翼型气动力响应进行了计算,结果表明:计算结果与现有的一些理论结果都符合较好,与文献中计算结果也吻合,NS方程的计算结果与Euler方程计算结果在变化趋势上是一致的,但具体的数值有差别。最后针对攻角突然增大的阵风,对不同马赫数下不同展弦比平直机翼的阵风响应进行了数值模拟,得出的计算结果与文献中的计算结果一致。     

微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数气动力特性分析

以固定机翼式微型飞行器的气动设计为研究背景,对小展弦比薄机翼的低雷诺数气动力特性进行了数值分析.不可压粘性绕流的求解采用了人工压缩性方法,其中对流项的离散应用了三阶迎风格式.湍流模型为Baldwin-Barth一方程模型.一无弯度薄翼的数值计算结果表明本文的数值方法是成功的.通过数值分析,揭示了弯度和展弦比对气动力特性的影响,也给出了不同弯度机翼流动结构的差别.     

用欧拉方程计算机翼与翼身组合体绕流

本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体Ｃ－Ｈ型网格，并在这类网格拓扑上，用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布，使机翼后缘与网格线一致；采用了当量机身，使机岙表面到对称面光滑过渡；嵌入了边界层粘性修正。改善了计算结果。数值计算表明，对粘性影响较大的超临界绕流，边界层修正效果显著。     

机翼大迎角涡破裂时气动特性计算方法的研究

本文计算了小展弦比机翼纵向和横侧气动特性,并计及涡破裂的影响。本方法以Purvis升力面理论和Polhamus吸力比拟为基础。并参照Lan方法进行大迎角特性修正。算例表明,本方法适用于小展弦比机翼气动特性的计算。     

三维翼跨音速守恒型全位势流高效差分算法的应用

本文对跨音速守恒型全位势流,用Holst的高效有限差分算法,研制出分析三维翼跨音速流的实用程序。与Holst的TWING程序不同,本文用快速保角转绘生成二维正交O型贴体坐标网格,并以此为基础构造三维贴体坐标网格,因而节省网格生成的机时。本文不仅将方法用到有中等后掠的厚翼,还提供大后掠大根梢比薄翼的计算经验。对根梢比很大,前后缘后掠角相差非常大的机翼,指出本算法的困难,并分析了困难原因。     

Trailing-edge scalloping effect on flat-plate membrane wing performance

This investigation studies the effect of trailing-edge scalloping on the lift and drag force coefficients of flat, membrane wings that vibrate at low Reynolds numbers (<61,000). A series of rigid, flat plate frames with moderate aspect ratio and repeating membrane cell structure were studied and compared to a rigid plate and a rigid scalloped plate. Lift and drag measurements were acquired using an external force-balance; flow fluctuation measurements were captured with a hot-wire. Results showed that the size and aspect ratio of the latex cell had a greater impact on lift than scalloping and that scalloping had a greater effect on drag than the cell aspect ratio. Compared to the solid wings, the membrane wings exhibited higher lift and drag coefficients, likely due to both effective cambering and dynamic interaction with the free shear layer. While trailing-edge scalloping decreased both the lift and drag coefficients relative to no scalloping, the greater effect was on drag, thus, increasing aerodynamic efficiency. The maximum lift-to-drag ratio was attained for a 25% scallop with a repeating cell aspect ratio of one. A unique nondimensional scaling of the membrane vibration peak frequency is also presented.     

Flutter analysis of hybrid metal-composite low aspect ratio trapezoidal wings in supersonic flow

An effective 3D supersonic Mach box approach in combination with non-classical hybrid metal-composite plate theory has been used to investigate flutter boundaries of trapezoidal low aspect ratio wings. The wing structure is composed of two main components including alu-minum material (in-board section) and laminated composite material (out-board section). A global Ritz method is used with simple polynomials being employed as the trial functions. The most important objective of the present research is to study the effect of composite to metal proportion of hybrid wing structure on flutter boundaries in low supersonic regime. In addition, the effect of some important geometrical parameters such as sweep angle, taper ratio and aspect ratio on flutter boundaries were studied. The results obtained by present approach for special cases like pure metal-lic wings and results for high supersonic regime based on piston theory show a good agreement with those obtained by other investigators.     

一种CFD/CSD耦合计算方法

针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦合计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,α=5.06°时CFD/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。