翼型的气动最优化设计方法和反设计方法

本文将数值优化方法同计算流体动力学(CFD)相结合,形成两种跨声速翼型的气动设计方法,即:最优化方法和反设计方法.采用求解Euler方程的有限体积法计算流场,通过结合优化算法,从正反两个方向对跨声速翼型进行气动优化设计.实例证明它们是翼型气动设计的有效方法,有较高的工程应用价值.     

基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究

在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。     

基于Euler方程的直升机旋翼翼型反设计方法

直升机旋翼流场的求解和贴体网格的生成是进行旋翼翼型反设计的关键,本文采用Euler方程求解直升机旋翼翼型流场,并通过求解泊松方程生成围绕翼型的网格.在此基础上,结合线化二维亚音速和超音速流的小扰动理论,采用MGM方程作为反设计方程,基于有限差分方法建立一套直升机旋翼翼型反设计的迭代方法.在给定的目标压力分布条件下,与CFD方法相结合,反设计得出满足要求的翼型,并与目标翼型吻合良好,表明本文建立的翼型反设计方法能够有效地用于直升机旋翼翼型设计.     

基于N-S方程的直升机旋翼翼型反设计方法

为了在实际旋翼翼型设计中考虑粘性影响,采用N-S方程为主控方程,建立了旋翼翼型流场求解方法。使用以Poisson方程为控制方程的网格生成程序生成围绕旋翼翼型的N-S粘性贴体网格,该网格生成程序能在反设计迭代过程中自动更新过渡翼型的粘性网格。在翼型流场计算及网格生成基础上,采用了MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套能够考虑粘性影响的直升机旋翼翼型的反设计方法。应用该方法,分别对二维NACA系列翼型、OA系列翼型、超临界翼型进行了反设计分析,获得了满足要求的二维旋翼翼型,并与目标值(压力分布、升力系数、阻力系数、力矩系数)吻合良好。     

翼型的气动最优化设计方法和反设计方法＊

本文将数值优化方法同计算流体动力学（ＣＦＤ）相结合,形成两种跨声速翼型的气动设计方法,即：最优化方法和反设计方法。采用求解Ｅｕｌｅｒ方程的有限体积法计算流场,通过结合优化算法,从正反两个方向对跨声速翼型进行气动优化设计。实例证明它们是翼型气动设计的有效方法,有较高的工程应用价值。     

水滴撞击特性的高效计算方法

针对拉格朗日方法计算水滴撞击特性效率低、通用性差等问题,发展了一种水滴撞击特性的高效计算方法。在求解绕流流场的基础上,结合逐级结构化管理的边界信息存储方式,采用目标扩散追踪方法对水滴所在网格单元进行快速计算,并插值得到该点处的流场信息,逐个求解水滴运动方程得到各水滴的运动轨迹,从而确定水滴撞击极限、收集系数等撞击特性参数。通过对NACA0012翼型、GA-W(1)两段翼型和某三段翼型的计算得到不同状态下的水滴撞击特性,计算结果表明,该方法与传统方法相比具有计算效率高、结果可靠、通用性好等优点。     

多段翼型增升小翼纳维-斯托克斯方程分析

装有扁平板增升小翼的多段翼型流场数值分析已经完成。研究的小翼装在接近主翼段后缘，高度范围是0．25％～1．25％参考翼型弦长。二维数值模拟在嵌入式结构拓扑网格上采用不可压缩纳维-斯托克斯（N-S）方程求解分析。新的网格细化提高了网格边界重叠部位的计算精度。在固定雷诺数条件下，对装有窄缝襟翼的二段翼型研究了各种小翼的影响。计算和实验结果都表明，相对未装小翼的基本翼型，主翼段凹陷处装有小翼提高了最大升力和升阻比。计算得出的流线分布揭示，正是小翼的存在引起了襟翼流场分离的减弱。也研究了三段翼型在一个雷诺数范围内的流场情况。对优化的襟翼来说，计算和实验所得的雷诺数影响结果一致。当襟翼从最有利的位置移动时，数值分析表明，小翼有助于翼型重新优化，大概能起到所优化襟翼效益的1％量级的作用。     

基于多重网格方法的跨声速颤振数值模拟研究

使用多重网格的方法对二维翼型和三维机翼的跨声速颤振进行了数值求解.流场控制方程为N-S方程,湍流模型采用SA模型网格.计算网格采用结构网格,空间离散采用中心格式,使用双时间法进行时间推进.流场与结构之间的数据通过径向基函数(RBF)插值方法进行交换.通过耦合求解流场控制方程和结构运动方程得到Isogai(case A)机翼模型和Agard445.6机翼的跨声速颤振边界.通过与使用单重网格时得到的结果相比较得出,多重网格方法能够节省计算时间,提高颤振分析计算效率.     

模拟退火算法和POD降阶模态计算在翼型反设计中的应用

在翼型反设计中用模拟退火算法作为寻找目标函数极值的优化算法;对翼型流场的计算采用基于正交分解(Proper Orthogonal Decomposition-POD)的降阶模态,这种方法可以降低流场反复计算所需的大量机时。本文将二者结合,并应用到翼型反设计领域,对几个给定翼型压力分布反求翼型表面。计算结果表明本文方法是可行的,且优化算法具有全局优化和鲁棒性强等特点。此外,本文提出了用扰动翼型函数的方法形成POD降阶模态中的快照,利用这些快照形成的基模态,拓展了加鼓包函数方法的表达范围。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型，研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性，并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先，针对螺旋桨-气动面耦合构型，通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比，分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次，为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型，建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型，采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计，分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后，将优化翼型用于三维半环形机翼，分析其流场特性与二维计算结果的异同，验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构，而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合；采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的，受半涵道的保护，二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承；翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化，在本文计算状态下，通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应，有效实现了气动增升，优化后机翼升力提高了22.51%，显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值，同时保持了机翼负阻力特性。     

二维振荡机翼跨声速非定常绕流的变域变分有限元解

本文首先对文献（１－３）提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流的变分原理进行了改造，使之能适用于时间推进法；构造了三维时空的可变节点有限元来捕获自由尾涡面，而跨声流中的激波采用人工密度法捕获。在远场边界上使用简化的无反射条件和新型非定常Ｋｕｔｔａ条件。用本文方法求解了作俯爷振荡的ＮＡＣＡ６４Ａ０１０翼型的跨声速绕流，计算结果令人满意。本文方法可以推广到三维机翼及二维和三维叶栅的同类气动力问题上去     

有摩擦弹性接触问题的增量数值解法

 指出应用全量变分法于有摩擦弹性接触问题是不能普遍适用的，提出了这一类问题增量变分法的数值解法和适用于增量法的库伦摩擦力的正则条件。对可转变的边界条件限于较简单的有限个离散点的情况，可采用状态试凑法来确定可变约束条件的状态。数值计算结果表明了本文提出的增量方法的正确性。     

一种用于分离流动的网格自适应算法

对于可压缩粘性流动,提出利用流场速度的紊乱度作为指示变量进行网格自适应.Jameson中心格式有限体积法、五步Runge-Kutta时间推进法/双时间推进法求解定常/非定常N-S方程.基于雷诺平均N-S方程模拟紊流,选用SA一方程模型.在数值求解二维静态失速和动态失速问题过程中,加入网格自适应算法,提高数值模拟对流动分离特性的捕捉和分辨能力.算例结果表明在流场发生失速后,运用本文的自适应算法能够在增加少量网格单元的情况下明显提高计算精度.     

基于TFI的局部网格变形方法研究

本文发展了一套基于TFI（Transfinite Interpolation,超限插值法）技术的局部网格变形方法,该方法不同于以往的整体网格变形思路,将网格变形控制在有限的区域内,在保证网格质量的同时,不影响其他区域的网格,因此能够较好地配合其他动网格方法解决复杂流动问题。以带后缘襟翼的NACA0012翼型为例,对翼型俯仰振荡耦合襟翼偏转运动的动态流场进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合良好,证明了本文发展的局部网格变形方法的可行性。     

一种适合于旋翼前飞非定常流场计算的新型运动嵌套网格方法

针对旋翼流场计算中关键的运动嵌套网格技术,提出了一个新的网格单元关系快速判断方法。该方法通过计算特殊网格点在背景网格上的位置来建立桨叶网格在背景网格中所占据范围的关系,并用于嵌套网格洞单元的识别,又进一步将该方法推广用于Inverse Map的建立,在此基础上,建立了一套用于前飞流场计算的运动嵌套方法。通过多种前飞旋翼测试算例,分别评估了背景网格、桨叶网格尺寸改变对计算时间的影响,同时验证了该方法的可靠性,结果表明构建网格嵌套关系所用时间随桨叶网格和背景网格尺寸的变化幅度较小,且具有良好的鲁棒性,能够满足旋翼前飞状态计算的需要。最后,在基于前飞非定常N-S/Euler流场求解器中,采用该方法模拟了UH-60A和7A旋翼悬停/前飞状态的气动特性,通过计算时间的对比体现出该方法的高效性,并且流场计算结果与试验数据对比表明该方法可以有效地用于旋翼前飞非定常流场的计算。     

基于非结构动网格的非定常流数值模拟方法

给出了基于非结构动网格的非定常流动问题的数值模拟方法,重点说明两种动态非结构网格方法的原理以及在非定常流模拟中的算法.一种是基于非结构网格的重叠网格方法,该方法结合了非结构网格方法和重叠网格方法的优点,以物面距为准则参数对网格节点进行分类,进而建立重叠网格的网格问插值关系,通过采用动态非结构重叠网格算法,可以处理多体间...     

运动激波自适应网格算法中权函数问题的研究

变分原理的自适应网格技术被应用到运动激波问题的求解上,在解的大梯度区自动加密网格,从而非常成功地算出了激波。通过分析发现权函数选择和取值对自适应网格技术至关重要     

用非结构网格和欧拉方程计算多段翼型绕流

用Ｄｅｌａｕｎａｙ法划分三角形构造非结构网格时，如果布点不当，会产生边界穿透，使网格生成失败，本文分析了几种布点情形，提出不容易产生边界穿透的布点方式。这一原理已用于生成绕多段翼型的非结构网格。     

翼型和叶栅前后缘局部流场的新精化解法

本文提出一种利用前后驻点自动定位来求前后缘局部流场精化解的方法 ,即在全流场解的基础上 ,把局部流场解分为两部分的叠加 ,其中之一是驻点邻区的近似解析解 ,它吸收了原解中变化急剧的部分 ,使剩余部分成为变化比较平缓、具有更好的解析性态的分布 ,因而易于求准确。算例表明 ,本文方法为提高亚声绕统计算精度 ,特别是带攻角绕流工况 ,提供了有效的手段 ,本文思想也可同变分差分法结合应用     

蜂窝夹层板动力分析的Hamilton体系与辛算法

将蜂窝夹层板动力分析从Lagrange体系改换为Hamilton体系。通过作者早已提出的一条简单而统一的新途径,建立了蜂窝夹层板动力学的相空间非传统Hamilton变分原理,并从该原理推导出相应的Hamilton正则方程、边界条件与初始条件。然后基于这种相空间非传统Hamilton变分原理,提出蜂窝夹层板动力响应分析的辛空间有限元-时间子域法,算例的数值结果表明,这种新方法的计算精度与效率都明显高于国际上常用的Wilson-θ法和Newmark-β法。