带襟翼三维机翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动

本文运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格,并应用雷诺平均Navier-Stokes方程和Johnson-King湍流模型计算了带双襟翼三维机翼的粘性绕流,特别是大迎角下机翼襟翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动.计算实践表明,用该方法可以很好地预计最大升力.     

基于Delaunay背景网格插值和局部网格重构的变形体动态混合网格生成技术

建立了一种基于Delaunay背景网格插值方法和局部网格重构方法相结合的变形体动态混合网格生成方法.首先利用作者发展的定态混合网格生成技术生成变形体初始网格,即变形体附近利用结构化的四边形网格,外场采用自适应Cartesian网格,中间由三角形网格过渡.当物体运动或变形时, 首先利用Liu和Qin提出的基于Delaunay背景网格的插值方法对变形体附近的网格进行变形;当物体运动或变形位移很大导致局部网格质量急剧下降、甚至网格相交时,则在局部重新生成网格.利用该方法生成了多种变形体外形的动态混合网格,如单个鱼体、双鱼串列巡游,昆虫单翼、双翼扑动,多段翼型变形等,并在鱼体巡游的非定常数值模拟中得到了应用.     

基于非结构网格的非定常流数值模拟方法研究

本文给出了两种基于非结构网格的非定常流动问题的数值模拟方法.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法的优点,适合于处理复杂外形飞行器的非定常运动问题.另一种是基于Denauley图映射的动弹网格方法,该方法具有较强处理粘性网格的变形运动的能力.本文通过多个数值算例(三维外挂物投放、直升机机身+旋翼前飞、后缘襟翼大偏角运动以及机翼弹性变形等)对这些方法的正确性和有效性进行了验证,结果表明这两类非结构网格的非定常流数值模拟方法是精确高效的.     

基于动态网格的多体分离计算技术研究

多体分离问题是航空航天等工业设计部门非常关心的问题之一。目前,多体分离轨迹问题主要依托风洞试验和数值模拟两类。本文基于网格变形与局部重构相结合的动态网格方法,在单步小位移的情况下用Laplace算法进行网格变形;当总的位移量逐渐增大至网格质量低于设定标准时,进行局部网格重新生成;采用非结构网格、Euler方程、准定常的方法开展外挂投放数值求解,模拟了典型的多体分离标模(机翼/外挂物分离),并与AEDC风洞试验结果进行了对比,验证了本文多体分离计算技术的准确性。     

Gurney襟翼对多段翼型气动性能影响的数值研究

采用剪切应力输运（SST）k-ω两方程湍流模型和C-H型多块结构网格求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,结合襟翼缝道参数变化研究了不同形式的Gurney襟翼（GF）及其几何参数对多段翼型气动性能的影响,GF形式包括主翼和襟翼分别及同时增加GF。在GF绕流数值计算中对GF局部网格进行适当加密,多段翼型不同襟翼缝道参数GF构型的计算结果表明：主翼GF的影响主要取决于缝道参数,通过减小襟翼逆压梯度可以有效抑制襟翼位置并非最优时出现的流动分离,因而能够用来重新优化缝道参数;襟翼GF对基本构型的影响大致相同,升力系数和俯仰力矩系数增加明显且随GF高度非线性变化,但当其高度合适时阻力系数变化不大;主翼和襟翼同时增加GF时,在线性区域内多段翼型气动性能的变化大致为上述两种单独情形的线性迭加。     

带襟、副翼三维机翼粘性绕流计算

运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和副翼、襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格 ,并应用雷诺平均 Navier-Stokes方程和 Johnson-King湍流模型计算了带副翼三维机翼和带双襟翼三维机翼的粘性绕流。计算实践表明 ,用该方法可以很好地预计压力分布和最大升力。     

二维襟翼吹气控制的数值模拟

合理设计机翼翼型、前缘缝翼和后缘襟翼是飞机增升设计的重要手段,本文主要研究二雏襟翼吹气对翼型升力的影响。吹气襟翼的工作原理是,当襟翼偏转角较大时,由于翼面上表面的气流分离,此时达不到附着流所预计的升力值,可以在襟翼上表面进行吹气控制,吹除后缘的涡流而增大升力,得到预计的升力曲线。本文以NACA23018翼型为基础研究对象,采用非结构网格,在襟翼向下偏转角度45度的情况下,进行襟翼上表面的吹气效应数值模拟与流动控制机理的研究,结果表明此情况下襟翼上表面的吹气控制达到了增加升力和抑制分离的目的。     

基于网格参数化变形的单级涡轮多学科可靠性设计优化

基于自由变形技术发展了一种可以协调实现流场、结构分析网格参数化变形的方法,并实现单级涡轮的多学科可靠性设计优化。针对流场分析网格展向积叠的特征,将三维网格变形转化为不同叶高二维截面的网格变形;根据二维流场分析网格的拓扑结构,设计二维控制面,基于叶型设计参数建立叶型控制点、其他控制点伴随叶型控制点移动,实现了网格的参数化变形,避免了网格畸变、提高了网格变形的质量;不同叶高的二维控制面组成控制体,实现三维流场分析网格的参数化变形。采用相同的控制体进行结构分析网格的变形,实现了耦合界面网格协调变形。基于Kriging代理模型进行单级涡轮的多学科可靠性优化,在满足可靠性约束的情况下效率提高4.97%、寿命提高40.86%,证明了方法的有效性。      

富勒襟翼外形的参数化建模及优化

富勒襟翼能够产生比普通单缝襟翼更大的升力增量,而且比双缝和多缝襟翼结构简单、活动部件少,更有利与气动优化,在现代民用飞机上有着越来越多的应用。本文使用二次曲线分段构造富勒襟翼的几何外形,使用SST-k-ω湍流模型对气动网格模型进行数值模拟,以此为基础优化襟翼的几何外形来提高襟翼的升力增量,并对襟翼外形优化前后的计算结果进行了分析。研究结果表明,通过优化富勒襟翼外形,可以提高襟翼头部的吸力峰值,进而提高对主翼环量诱导作用,使得两段翼型的升力系数增加。基于CFD流场显示,可以发现由于襟翼缝道流动对襟翼气流的分离起到抑制作用,因此随着两段翼型迎角的适当增加,反而可以改善襟翼上方气流的分离情况。     

Gurney襟翼增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了系统地研究Gurney襟翼增升效应,本文采用数值模拟方法与结构网格求解不可压缩的Navier-Stokes方程对NACA0012翼型和机翼进行了研究。通过改变Gurney襟翼的高度、弦向位置来研究其对翼型气动特性的影响,并将结果应用于矩形机翼,计算结果表明:在一定范围内,Gurney襟翼越高、越靠近后缘则增升效果越好,在三维机翼上也具有相似的效果。     

应用混合网格分析复杂积冰翼型气动性能

通过发展一种点-点对接的结构/非结构混合网格生成方法,避免了复杂积冰外形难以划分结构化网格的问题,并对复杂积冰翼型的气动性能进行了分析计算.在靠近积冰边界的内层采用了非结构网格以拟合复杂的边界,在非结构网格外采用结构化网格以节省存储空间和计算时间.为了检验网格对选用湍流模型的影响,整个流动区域分别采用SST和SA湍流模型,求解了雷诺平均N-S方程.数值计算结果表明SST模型更适于模拟复杂分离流动,积冰对翼型的气动性能造成了严重的影响.     

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...     

三维分块非结构化网格上的可压缩流计算方法

提出了分块非结构化网格生成方法,通过子块划分、子块网格划分、整体网格拓扑连接生成可局部加密的分块非结构化网格,既具备了非结构化网格对复杂区域的处理能力,又避免了分块结构化网格块间信息传递的复杂计算过程.通过将密度修正值引入压力修正方程,发展了非结构化网格上可压缩流动的SIMPLE算法.对孤立翼型及透平叶栅的流动进行了数值计算,压力系数、速度、折转角的数值结果与已有的实验值吻合较好,验证了数值方法的精度.      

两种典型非结构网格变形方法特性对比研究

非定常流动仿真中常常遇到运动边界的情形,基于物理模型的线性弹簧法和基于数学方法的径向基函数(RBFs)插值法是实现计算网格随运动边界变化的两种主要的非结构网格变形方法。以NACA0012翼型的俯仰运动为例,对上述两种方法的变形特性进行较详细地定量分析研究,比较线性弹簧法和RBFs方法的CPU计算时间和最大变形能力,分析两种方法的网格质量随俯仰角度和运动步数的关系,并给出典型状态下网格单元质量云图和流场计算结果。结果表明:基于RBFs插值的网格变形方法计算效率较高,变形能力较强且能保持较高的网格质量,是一种高效的网格变形方法。     

基于混合笛卡尔网格的翼型绕流数值模拟

在对重叠网格技术研究的基础上,一套以笛卡尔网格为主体、贴体的结构网格为特殊固壁边界的混合笛卡尔网格(Hybrid Cartesian Grid,HCG)生成方法得到了发展,同时基于流场特征的笛卡尔网格自适应技术和有限体积方法的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)的数值求解方法也得到了开发。通过对经典跨音速RAE2822翼型、双NACA0012翼型和高升力两段NLR-7301翼型进行绕流数值模拟,获得了较好的结果,验证了方法的可行性与精确性,为研究二维复杂外形流动问题提供了一种解决方法。     

超声速湍流流场的RANS/LES混合计算方法研究

采用对接/拼接网格技术,建立了基于分区混合和基于湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型,并对环翼低速绕流、翼型跨声速绕流和球锥带凹窗外形二维超声速绕流进行了初步的数值模拟.环翼和翼型绕流计算表明,该混合模型可给出较合理的湍流宏观平均量;球锥带凹窗外形二维超声速绕流计算表明,该混合模型可得到超声速瞬态湍流脉动流场,凹窗处存在复杂的旋涡结构和波系结构,呈现较大尺度的脉动.但该模型还需要进一步的考核验证.     

基于径向基函数与混合背景网格的动态网格变形方法

发展了一种基于径向基函数(RBF)插值和混合背景网格映射的动态网格变形方法。混合背景网格由运动物面附近的各向异性网格和偏离运动物面的各向同性网格组成。物面变形或运动后,包含在各向异性背景网格中的所有物面网格点的位移由指定的物面运动规律得到,而各向同性背景网格点的位移通过径向基函数插值获得。然后变形后的计算网格利用计算网格与混合背景网格之间固定的映射关系代数插值得到。各向同性网格距离物面一定的距离,消除了物面保形对径向基函数插值的要求,从而可以减少径向基函数基点的数量,以提高插值的效率和可靠性。最后,通过二维和三维算例对该方法的变形网格质量、参数影响、网格拓扑依赖性、复杂外形变形能力及网格变形效率进行了测试。测试结果表明,该方法能够高效生成大变形下高质量的变形网格。     

A new grid deformation technology with high quality and robustness based on quaternion

Quality and robustness of grid deformation is of the most importance in the field of aircraft design, and grid in high quality is essential for improving the precision of numerical simulation. In order to maintain the orthogonality of deformed grid, the displacement of grid points is divided into rotational and translational parts in this paper, and inverse distance weighted interpolation is used to transfer the changing location from boundary grid to the spatial grid. Moreover, the deformation of rotational part is implemented in combination with the exponential space mapping that improves the certainty and stability of quaternion interpolation. Furthermore, the new grid deformation technique named ‘‘layering blend deformation' is built based on the basic quaternion technique, which combines the layering arithmetic with transfinite interpolation(TFI) technique. Then the proposed technique is applied in the movement of airfoil, parametric modeling, and the deformation of complex configuration, in which the robustness of grid quality is tested. The results show that the new method has the capacity to deal with the problems with large deformation, and the ‘‘layering blend deformation' improves the efficiency and quality of the basic quaternion deformation method significantly.     

基于非结构动网格的非定常气动力计算

对用于非结构动网格生成的弹簧近似方法进行了研究。通过采用顶点弹簧方法,分析研究了弹簧倔强系数的取值,同时通过引入挤压倔强系数和边界修正,对标准弹簧近似方法进行了改进。改进后的方法可以大大提高网格变形能力和网格质量。应用本文发展的非结构动网格生成方法耦合求解基于Arbitrary Lagrangian-Eulerian(ALE)描述的欧拉方程,计算了谐和振动NACA0012翼型及矩形机翼的跨声速非定常气动力,计算结果与参考文献提供的结果及实验结果吻合良好。     

基于非结构重叠网格的二维外挂物投放模拟

本文发展了基于非结构重叠网格的动态网格技术,并提出了新的相邻单元搜索算法。非结构重叠网格集非结构网格和重叠网格的优点于一身,适合处理复杂外形和多体相对运动问题。新的相邻单元搜索算法在碰到物面时能继续搜索下去,搜索效率大大提高。非定常Euler方程的求解,采用有限体积法,时间上采用双时间步长推进。为验证算法的有效性,先对绕振荡NACA0012翼形的流动进行了模拟;然后通过耦合求解刚体三自由度运动方程,模拟了二维外挂物投放过程,结果表明非结构重叠网格在处理多体相对问题时具有优越性。