复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

基于混合CFD方法的旋翼桨-涡干扰噪声计算

建立了一个基于Euler方程和自由尾迹分析的新的、高效的混合计算方法,用于旋翼桨-涡干扰(BVI)气动和噪声特性的研究.在该方法中,仅针对单片桨叶进行计算,通过求解Euler方程来捕捉流场中旋翼近尾迹的影响以及桨叶表面的非定常载荷,流场空间中旋翼远尾迹的位置由自由尾迹模型给出;提出了广义网格速度方法以将旋翼远尾迹的影响...     

新型桨尖旋翼悬停气动性能试验及数值研究

通过旋翼台试验和数值模拟方法对具有China Laboratory of Rotorcraft（CLOR）桨尖旋翼的悬停气动性能进行研究。为进行对比研究,共设计完成3副模型旋翼,分别为参考的矩形桨叶、常后掠桨尖的桨叶以及具有CLOR桨尖气动外形的桨叶。在模型旋翼台上进行这3副模型旋翼在不同转速、不同桨叶安装角条件下的旋翼拉力和扭矩测量;数值计算是采用一个基于Narier-Stokes方程／自由尾迹分析／全位势方程的旋翼流场求解的混合计算流体力学（CFD）方法进行的,计算结果与试验结果显示出较好的一致性。在此基础上,数值模拟了在旋翼试验台上很难开展的高速旋转试验状态。最后,根据试验和数值结果,对比分析具有CLOR新型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动性能,得出关于非常规气动外形桨尖对旋翼气动特性的影响机理,初步体现了CLOR桨尖旋翼具有良好的悬停性能。     

旋翼桨尖涡生成及演化机理的高精度数值研究

为了细致捕捉直升机旋翼桨尖涡的生成和演化过程,建立了一个基于高精度网格和高阶通量计算格式的旋翼桨尖涡计算流体力学(CFD)求解方法。在该方法中,流场求解选取旋转坐标系下的Navier-Stokes方程为控制方程;空间离散采用迎风Roe格式,并采用低耗散的5阶WENO(Weighted Essentially Non-Osciltatory)格式进行对流通量的计算;时间推进则采用双时间法,在伪时间步上使用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)推进格式;应用嵌套网格方法实现桨叶网格和背景网格的数据交换。应用所建立的方法对悬停状态的旋翼桨尖涡流场进行了高精度模拟,在桨叶网格上精细地捕捉到了桨尖涡的具体生成过程,在背景网格上捕捉到了更多圈数的桨尖涡尾迹,并对桨尖涡的演化机理进行了深入研究。结果表明:建立的高精度数值方法能够有效地对旋翼桨尖涡的生成和演化过程进行细致模拟;悬停状态下旋翼桨尖气流在上下表面压力梯度的作用下经历了边界层增厚、逐渐卷起形成涡核以及最终脱离桨叶形成桨尖涡的过程。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

悬停状态共轴刚性双旋翼非定常流动干扰机理

基于运动嵌套网格方法,建立了一套适合于悬停状态下共轴刚性双旋翼非定常干扰流场分析的计算流体力学(CFD)方法。首先,基于高效的运动嵌套网格技术,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为双旋翼非定常流场求解控制方程,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型,时间推进采用双时间方法。在CFD方法的验证基础之上,对干扰过程中的桨尖涡涡核位置及强度演变规律进行了细致分析,揭示了共轴双旋翼非定常干扰流场中上、下旋翼桨尖涡与双旋翼桨叶之间的贴近干扰、碰撞现象,以及上、下旋翼桨尖涡之间的相互干扰机理。然后,进一步研究了不同总距角下的共轴旋翼系统中上、下旋翼的非定常气动特性以及影响规律。计算结果表明:上旋翼桨叶的桨尖涡会直接与下旋翼桨叶发生碰撞,导致下旋翼桨叶拉力损失;上旋翼桨叶的桨尖涡和下旋翼桨叶的桨尖涡相互干扰,改变了桨尖涡的强度和轨迹;上、下旋翼桨叶相互靠近时,上、下旋翼桨叶的拉力均会上升,之后相互远离时上、下旋翼桨叶拉力均会先下降再上升。     

先进直升机旋翼悬停状态气动性能计算

 为更好地模拟先进直升机旋翼流场,同时准确计算其悬停状态的气动性能,建立了一套基于Navier-Stokes/Euler方程的混合CFD方法。该方法的求解域由两部分组成：一是围绕旋翼桨叶周围的黏性区域,采用可压缩Navier-Stokes方程来模拟旋翼附近的黏性流动和近场尾涡的捕捉;二是离桨叶较远、黏性可以忽略的远场区域,用Euler方程来描述其流动。在该方法中,将三阶逆风格式（MUSCL）与通量差分分裂方法相结合,无需添加人工黏性,因而可有效地减少旋翼尾迹数值耗散。?阌诹鞒》智蠼庖约爸芷谛员呓缣跫氖凳?采用了嵌套网格方法,并给出旋翼网格与背景网格交界面的信息传递方式。应用所建立的计算方法,首先对二维翼型、三维M6机翼的流场进行了数值模拟,以验证计算方法;然后,着重计算了有实验结果可供对比的具有先进气动外形的HELISHAPE 7A模型旋翼和UH-60A直升机旋翼,通过计算得到旋翼表面压力分布、桨叶展向拉力系数分布、桨叶表面细节流动以及气动性能等,进一步验证了该方法的有效性。     

旋翼VPM/CFD耦合模型的建立及其在小前进比气动分析中的应用

为了提高旋翼计算流体力学（CFD）流场计算效率及克服其在尾迹捕捉上的不足,将旋翼黏性涡粒子方法（VPM）与CFD分析相结合,建立了一个新的旋翼VPM/CFD耦合气动分析模型。在该模型中,采用VPM分析以实现对旋翼尾迹中黏性涡的高效捕捉而不引入数值耗散,而采用CFD分析用于精确地模拟旋翼桨叶近体区域内复杂的流动现象,同时也为VPM分析提供一个较高精度的涡源模型。至于两者信息交换,则使用集中涡源法将CFD信息传递至VPM分析,而VPM计算得到的尾迹信息则通过边界修正施加至CFD域的远场边界上,从而可以鲁棒地实现CFD域与VPM域的耦合计算。在此基础上,对“Helishape 7A旋翼”小前进比前飞桨-涡干扰（BVI）状态进行了较为深入的气动分析,计算结果表明：与全CFD计算比较,建立的VPM/CFD耦合分析模型可以有效地避免旋翼尾迹区桨尖涡的数值耗散,从而更加可靠地捕捉桨-涡干扰状态下的桨叶非定常气动载荷脉动,同时对于本文算例,计算效率可以提高30%以上。     

旋翼地面效应的气动建模与特性

地面对旋翼气动特性影响明显，且导致旋翼流场更加复杂。为分析地面效应下的旋翼桨尖涡和流场变化特性，基于涡面和无滑移边界条件，求解第2类Fredholm方程获得地面涡面矢量分布，且将涡面矢量按涡扩散方程扩散到流体中，建立考虑黏性效应的地面气动模型，并耦合非定常面元/黏性涡粒子混合法以体现旋翼桨叶气动特性和旋翼尾迹的非定常效应，构建旋翼地面效应气动分析方法。通过计算Lynx尾桨地面效应下的性能和桨尖涡轨迹，并计算Maryland大学模型旋翼和NASA缩比旋翼地面效应下的垂向、径向速度分布，且与试验和CFD计算结果对比，验证了本文方法能较好捕捉地面效应下的旋翼尾迹变化特性和复杂速度场特性，且结果表明本文方法能较好模拟地面效应下旋翼桨尖涡的收缩、扩散、井喷、地面射流等物理现象。     

使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟

为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。      

有二次涡的激波边界层干扰流动的DPNS和NS方程计算

本文针对具有二次涡复杂分离再附现象的激波边界层干扰流动,数值地考察了扩散抛物化Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＤＰＮＳ）方程组的适用情况。壁面摩阻和压力、主涡和二次涡的涡高和涡长、分离再附位置以及流线图等特性的计算表明：ＤＰＮＳ方程组的数值结果均与ＮＳ方程组的数值结果很好相符。     

CREEP BEHAVIOUR OF T300/5222(C/E)COMPOSITE LAMINATEWITH CROSS-PLY

ＣＲＥＥＰＢＥＨＡＶＩＯＵＲＯＦＴ３００／５２２２（Ｃ／Ｅ）ＣＯＭＰＯＳＩＴＥＬＡＭＩＮＡＴＥＷＩＴＨＣＲＯＳＳ－ＰＬＹＫｏｕＣｈａｎｇｈｅ，ＬｕＭｅｎｇ，ＬｉｎＦｅｎｇ（ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎ...     

A coupling VWM/CFD/CSD method for rotor airload prediction

A coupling fluid-structure method with a combination of viscous wake model(VWM),computational fluid dynamics(CFD) and comprehensive structural dynamics(CSD) modules is developed in this paper for rotor unsteady airload prediction. The hybrid VWM/CFD solver is employed to model the nonlinear aerodynamic phenomena and complicated rotor wake dynamics;the moderate deflection beam theory is implemented to predict the blade structural deformation; the loose coupling strategy based on the ‘delt method' is used to couple the fluid and structure solvers.Several cases of Helishape 7A rotor are performed first to investigate the effect of elastic deformation on airloads. Then, two challenging forward flight conditions of UH-60 A helicopter rotor are investigated, and the simulated results of wake geometry, chordwise pressure distribution and sectional normal force show excellent agreement with available test data; a comparison with traditional CFD/CSD method is also presented to illustrate the efficiency of the developed method.     

模拟螺旋桨滑流的桨盘理论应用研究及验证

螺旋桨滑流对飞机气动特性有着非常重要的影响.所以,深刻地认识和预测螺旋桨与飞机部件之间的气动干扰,日益得到人们的重视.然而螺旋桨滑流与飞机其它部件之间的相互影响,一直是螺旋桨飞机设计中十分复杂的问题.引入基于动量理论的激励盘模型,通过求解三维雷诺平均的N-S方程,数值模拟了螺旋桨滑流对带发动机短舱的机翼气动特性的影响,并与实验值进行了对比分析.计算结果表明,方法应用于螺旋桨激励盘理论,能够较好地模拟螺旋桨滑流的效果,基本满足工程计算的要求.     

螺旋桨流场Euler/NS数值解对比分析

采用多块点对点网格生成技术,生成螺旋桨流场空间计算网格。针对不同前进比,分别求解Euler和NS方程对螺旋桨流场进行数值模拟,并与实验结果进行了对比分析。研究发现无粘和有粘的计算结果均接近于实验结果,因此基于Euler方程的流场数值模拟更适用于工程设计。     

Aerodynamic/aeroacoustic variable-fidelity optimization of helicopter rotor based on hierarchical Kriging model

Rotor noise is one of the most important reasons for restricting helicopter development; hence, the optimization design of rotor blade considering aeroacoustic and aerodynamic performance at the same time has always been the focus of research attention. For complex rotor design problems with a large number of design variables, the efficiency of the traditional Kriging model needs to be improved. Thus, Hierarchical Kriging (HK) model is employed in this study for rotor optimization design. By using the validated RANS solver and acoustic method based on the FW–H_pds equation, an efficient aerodynamic/aeroacoustic optimization method for high-dimensional problem of rotors in hover based on HK model is developed. By using present HK model and new infill-sampling criteria, the number of design variables is increased from less than 20–53. Results of two analytical function test cases show that the HK model is efficient and accurate in calculation. Subsequently, the helicopter rotor blade is optimally designed for aerodynamic/aeroacoustic performance in hover based on the HK model with high dimensional design variables. The objective function is adopted to improve the rotational noise characteristics by reducing the absolute peak of the acoustic pressure. In addition, the constraints of thrust, hover efficiency, solidity, and airfoils thickness are strictly satisfied. Optimization results show that the Kriging model finds the objective of reducing the noise by 2.87 dB after 248 iterations while the HK model does it only after 164 iterations. The optimization efficiency of the HK model is significantly higher than that of the traditional Kriging model. In the case analyzed, the HK model saves 35% of the time used by the Kriging model.     

CRM翼/身/平尾组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼/身/平尾组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测方面的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细3套网格,对应的y⁺分别为1、2/3和4/9。通过对CRM模型的计算和分析,研究了网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响。通过与DPW4统计结果和部分实验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明,本文的气动特性计算结果与统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼内侧的展向站位压力分布影响较小,对机翼外侧展向压力分布影响较大;网格密度对翼根后缘局部分离区略有影响。     

矩形/非结构混合网格技术及在二维/三维复杂无粘流场数值模拟中的应用

建立了一套模拟复杂无粘流场的矩形／非结构混合网格技术,其中非结构网格仅限于物面附近,发挥非结构网格的几何灵活性,以少量的网格模拟复杂外形;同时在以外的区域采用矩形结构网格,发挥矩形网格计算简单快速的优势,有效地克服全非结构网格计算方法需要较大内存量和较长ＣＰＵ时间的不足。混合网格系统由修正的四分树（２Ｄ）／八分树（３Ｄ）方法生成。本文将ＮＮＤ有限差分与ＮＮＤ有限体积格式有机地融合于混合网格计算,消除了全矩形网格模拟曲面边界的台阶效应,同时保证了网格间的通量守恒。该算法被成功地运用于ＮＡＣＡ００１２翼型的跨、低超声速绕流,二维弯管内运动激波的非定常流,以及三维捆绑火箭的超声速绕流的数值模拟。计算结果表明本方法在模拟复杂无粘流场方面的灵活性和高效性。     

跨声速三维Euler方程的显式／隐式格式有限元解法

本文采用有限体积Ｇａｌｅｒｋｉｎ法和非结构网格数值求解了跨声速三维Ｅｕｌｅｒ方程,通量的求解采用ＶａｎＬｅｅｒ－阶逆风矢能量发裂方式,并通过外插使其上升为二阶精度,分别采用了显式及隐式两种格式求解。     

高超声速安定面／舵面干扰特性研究

为了改善高超声速乘波体飞行器的稳定性及操作性,针对安定面／舵面组合体的绕流特性进行研究。通过数值求解RANS方程,对Ma=6时安定面／全动舵组合体关键参数对舵效的影响规律进行研究,并对流动机理进行分析。计算结果表明,安定面与全动舵间水平距离、垂直距离是影响舵效的关键参数。分析干扰流场可知,全动舵主要受到安定面尾迹、激波系及翼尖涡的干扰。其中,安定面尾迹对舵面干扰最大,故全动舵应尽量避开安定面尾迹。