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。     

介绍一种适合于计算跨音速流动的混合差分格式

本文介绍MacCormack格式和迎风格式的一种混合差分格式。它适用于跨音速流计算。本文用它计算了绕圆弧翼型的跨音速流场,并详述了处理方法和结果。     

LTRAN2的一种改进方案

本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。     

跨音速翼型气动优化设计方法

 提出了一种有效的跨音速翼型气动优化设计方法。翼型的流场解由欧拉方程的数值解提供。带约束条件的优化计算分别采用了直接法和间接法两种优化算法。算例结果表明,本方法提供了一种跨音速翼型改型设计及新翼型设计的有效工具。     

基于修正偶极子格网法的跨音速颤振分析

针对工程上翼面的跨音速颤振计算存在的问题，阐述了修正偶极子格网法的跨音速颤振计算方法。采用较为精确的定常气动力数据，对工程上常用的偶极子格网法（DLM）的气动力影响系数矩阵（AIC）进行修正，考虑了翼型、厚度及粘性等影响非定常气动力的因素，并将改进后的非定常气动力用于某超临界机翼的跨音速域的颤振计算，结果较好地预测到了跨音速“凹坑”现象。     

计算绕薄翼型跨音速非定常流的积分方程法

 本文从小扰动方程出发推导出绕薄翼型的跨音速非定常流动的积分方程,为使此方程适用于具有激波的流场引入人工粘性,并对其数值求解。通过算例讨论了人工粘性和计算域大小对计算结果的影响,与实验及其它数值计算结果比较,表明本方法的准确度令人满意。计算量小,收敛性好是此法的特点。     

单级跨音速压气机三维非定常粘性流动计算

本文以数值求解雷诺平均非定常N-S方程方法完成了单级跨音速压气机动静叶相干三维非定常粘性流动计算,给出了高分辨率NND格式的时间推进有限差分解。对某跨音速单级压气机进行了定常和非定常流的详细数值计算,设计转速下定常粘性流场计算所得到的性能参数与实验结果吻合较好。在此基础上,对最高效率状态进行了动/静叶相互干扰的非定常流动计算,并对结果进行了分析。      

用单调相关格式计算跨音速定常和非定常翼型绕流

在跨音速非定常势流计算方面,人们一直在努力寻求处理包括激波运动的非线性问题的能力和计算效率的提高。Ballhaus和Goorjian（1977年）用交替方向隐式差分法（ADI）成功地直接求解了时间域的非定常跨音速小扰动方程（此法称为“LTRAN2”）。文献[5]引用坐标变换也做了类似LTRAN2的工作。     

俯仰振荡翼型跨音速粘性绕流的数值计算

以ＬＵ－ＴＶＤ混合格式求解二维非定常湍流Ｎ－Ｓ方程,计算了绕１／４弦点振荡的翼型跨音速粘性绕流解,与实验结果吻合较好。通过取不同ＣＦＬ数计算表明：在能得到非定常稳态解的情况下,取小ＣＦＬ数更能真实地反映非定常时间历程,具有更高的可信度     

无喷管火箭发动机非定常跨音流场计算

本文对点火过程进行一定处理,用MacCormark显示预校两步差分格式计算无喷管火箭发动机从点火起整个工作过程的一维非定常跨音速流场。计算并对比了圆柱内孔装药及片形装药两种情况,计算结果规律性好,与现有实验数据符合较好。     

跨音速定常小扰动压力方程的混合差分法

本文提出直接求解跨音速定常小扰动压力方程的数值方法。对于研究某些洞壁干扰问题,与传统的速势方程相比,用压力方程作为求解跨音速流场的主管方程,边界条件为Dirichlet形式,易于处理,且待求变量为压力,可减少积累误差,提高计算精度。 本文采用混合差分法求解压力方程,通过数值试验,确定合适的差分格式及迭代线化方法。其收敛解与相应的以速势方程为主管方程求到的解相比吻合得比较好,从而证实了本文方法的可行性。 最后给出应用本文方法计算鉴定跨音速翼型风洞壁干扰以及由给定的压力分布计算翼型外形的典型算例。     

动态跨音速流动控制中自适应翼型的设计理念

通过对仿真几何模型的数值模拟，有针对性的消除了跨音速区的再压激波．改进了应用在非定常跨音速流动中的翼型，并介绍了一套设计直升机旋翼叶片可变形翼型的基本步骤，而且结合系统优化方法，还设计出了一种无激波翼型。同时还考虑了两种关于变形的分析模型，并应用二维、时间精确、隐式Navier-Stokes程序检验了这两种模型控制动态失速的能力。结果显示，对于直升机，受控变形翼型的发展潜力很大。应用这一翼型，能够大幅度的抑制大攻角时翼型的动态失速与小攻角、高马赫数时再压激波的强度，其结果将会帮助拓展直升机旋翼翼型的设计理念，使其能够进一步控制翼型的动态失速。     

二维弹性扑翼沉浮运动流动特性的数值研究

采用非定常势流板块法和Euler-Bernoul1i梁振动微分方程,对后缘带弹性薄板的翼型在作沉浮运动时翼型绕流和薄板弹性振动之间的流-固耦合过程进行数值模拟,并计算流动特性、非定常气动载荷,尤其是沉浮运动的推力效应.用有限差分法求解薄板的弹性变形运动,气动弹性分析采用弱耦合迭代方式.通过对翼型非定常气动力(升力和推力)、推进效率、尾迹脱落涡计算结果的分析发现,通过调整弹性薄板的刚度,可以使得翼型产生最佳的非定常推力.     

开缝空腔抑制翼型跨声速抖振的数值模拟

采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法计算了18%双圆弧翼型的跨声速抖振特性,分析了翼面激波振荡及流场结构演化的特点,研究了在翼型表面开通气空腔抑制跨声速抖振的可行性,对空腔深度、开缝数目对激波振荡的抑制效果进行了对比分析。计算发现,18%双圆弧翼型的跨声速激波自激振荡只有向前的运动,没有向后的运动,开缝空腔能够抑制翼型跨声速抖振,但对抖振频率影响不大;空腔深度大,抑制效果好,但空腔深度变化对振荡频率影响不大;开2、3、4个槽缝抑制抖振的效果差别不大,开缝数量对抖振频率影响不大。     

二维非定常跨音速时间线化积分方程的推导

1.引言 求解非定常跨音速流动的主要困难是非线性问题。对于微幅翼型振动问题(同时引起激波的微幅振动)可做时间线化简化处理,得到时间线化微分方程定解问题。时间线化积分方程是由时间线化微分方程推导出来的。     

多段翼型非定常地面效应数值模拟

发展了一种多段翼型着陆、起飞过程中非定常地面效应的数值模拟方法。针对着陆过程中翼型大位移运动问题,提出尽量保持翼型周围和尾迹区域网格随翼型做刚体运动的动网格策略,并采用一种简单的网格重构方法以保证翼型在整个下降过程中具有合理的网格分布。进一步建立起多段翼型非定常地面效应N-S方程计算方法,可应用于起降过程中多段翼型考虑非定常地面效应的实时数值模拟。NACA0012翼型和GAW-(1)两段翼型匀速下降过程的非定常升力计算结果均和相应准定常状态(下降速度折合为来流迎角)相吻合,说明了方法有效性。GAW-(1)两段翼型非定常和下降速度折合迎角加至翼型的准定常计算比较表明:多段翼型升力均随离地高度减小而降低,而非定常地面效应的影响随着离地高度的减小先小于准定常地面效应,而后有所增大。     

旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD模拟及参数分析

构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩RANS方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的CFD方法。首先,发展了基于Poisson方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于RANS方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的S-A湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时L-B半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于Pletcher-Chen低速预处理方法、FAS多重网格法和隐式LU-SGS方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。     

旋翼三维非定常跨音速绕流的数值模拟

 利用小扰动位势方程，用有限差分方法求解了旋翼跨音速流场。导出了严格的三维非定常位势方程远场无反射边界条件，并成功地用于数值计算中，缩小了物理求解域的空间尺度。采用了贴体坐标和网格加密技术，以得到合理的非均匀网格分布。应用较少的网格点数成功地计算了无升力情况下旋翼的三维非定常亚、跨音速绕流流场，得到了与实验结果符合良好的数值解     

DMD方法对流场特征捕捉能力的研究

为论证动力学模态分解(DMD)方法对流场主要特征的快速识别能力,分别计算分析了有、无激波产生的2组翼型中相同工况下的翼型振荡运动。在S-A方程湍流模型下,得出了翼型表面的流场压力数据,并完成DMD分解。在DMD模态云图及特征频率中,可以识别出翼型周围流场的流动结构与主要的动力学信息。结果表明,有、无激波算例中分别捕获了翼型的非定常流动特征,前4阶DMD模态反映了一系列的流场特征信息:一阶模态可以基本匹配均匀流场的形态;二阶DMD模态的频率则与翼型预设的振荡频率恰好匹配,剩余的三、四阶模态则正好反映了这一振荡频率的倍频。在有激波流场算例中,后3阶模态均准确地捕捉到了激波间断处;无激波的流场算例中,后3阶模态则可以有效地捕捉到大压差区域。     

粘性跨音速喷管流场计算

本文继用隐式近似因子分解法成功地计算无粘跨音速喷管流场之后,用同样的方法,结合任意曲线坐标系,通过非定常方程在相当长时间后的定常解,针对矩形截面喷管和轴对称喷管粘性跨音速流场,求解了可压缩层流薄层N-S方程,获得了核心流,特别是边界层中的流动参数.对于矩形截面和轴对称两种喷管进行了计算,其结果和实验数据相当一致.将本文的方法应用到粘性两相流动计算,可望较多的节省机时.