基于广义Richardson外插方法的阻力预测精度分析

利用计算流体力学(CFD)方法预测阻力是飞行器气动设计中的关键环节。采用广义Richardson外插方法分别对数值方法预测二维简单构型的压差阻力、摩擦阻力和三维复杂构型的总阻力的精度进行了分析。在NACA 0012翼型无黏绕流和平板湍流边界层两个算例中验证了NSAWET程序和广义Richardson外插方法,分别得到数值算法预测压差阻力和摩擦阻力能达到的名义精度。进而模拟三维通用研究模型(CRM)翼身组合体绕流,得到的阻力名义精确值在DPW 5的统计误差带范围之内;综合DPW 5的计算结果来看,不同CFD解算器的结果之间存在一定差别,阻力预测精度总体上不符合二阶。可见,标准Richardson方法采用的二阶精度假设难以普遍适用,有必要采用广义Richardson外插方法得到名义精度。针对不合理的名义精度,采用Roache建议的方法加以限制。广义Richardson外插方法有助于提高误差分析的合理性,可以进一步降低网格对阻力预测的影响。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响

逆向喷流是一种主动流动控制技术，具有减阻降热特性，可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥（全弹）为研究对象，将喷流发生器和弹体固连，采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究，对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明：逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态；球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳；单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比，使得逆向喷流的减阻效果最佳；喷流压力过大，减阻效果变差，甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感，若将逆向喷流对头部的减阻特性（超过40%）直接推广至飞行器整机（6%左右），评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素，工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。     

Supersonic drag reduction technology in the scaled supersonic experimental airplane project by JAXA

Anticipating the international cooperative development of a next generation supersonic transport (SST), Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) has developed an advanced drag reduction technique as one of the key technologies that will be required. JAXA's technique is based on an aerodynamically optimum combination of well-known pressure drag reduction concepts and a new friction drag reduction concept. The pressure drag reduction concepts are mainly grounded in supersonic linear theory and involve the application of an arrow planform, a warped wing with optimum camber and twist, and an area-ruled body. The friction drag reduction concept is a world-first technical approach that obtains a natural laminar flow wing with a subsonic leading edge at supersonic speed. An ideal pressure distribution is first designed to delay boundary layer transition even on a highly swept wing, then an original CFD-based inverse design method is applied to obtain a wing shape that realizes the pressure distribution. An unmanned and scaled supersonic experimental airplane was flown at the Woomera test field in Australia in October 2005 to prove those concepts. Flight data analysis and comparison of flight data with CFD design data validated the drag reduction technique both qualitatively and quantitatively.     

基于 CFD 和推阻分解技术的全机溢流阻力预测与分析

飞机在飞行过程中,根据性能需求,需要不断调整发动机活门流量系数,因此发动机短舱唇口的压力分布形态会发生很大变化,前方外流作用于进气道内流管上的合力也将改变,从而引起溢流阻力变化。本文基于某型号飞机,结合 CFD 动力模拟和推阻分解方法,获得不同流量系数下的溢流阻力,并分析流量系数、马赫数、高度、迎角对溢流阻力的影响。溢流阻力预测方法和影响研究可为飞机/涡扇发动机一体化设计、大涵道比短舱设计和气动力预测提供参考。     

数值模拟方法对NASA CRM模型阻力预测的影响

在复杂工程外形的数值模拟中，网格类型、规模和分布、湍流模型、数值格式等都会不同程度影响模拟结果。如何评估这些模拟方法对模拟结果的影响，并识别对模拟结果影响较显著的因素，对于CFD的发展方向有积极的借鉴指导意义。为了综合研究不同因素对商用运输机外形阻力预测的影响，以AIAA第六届阻力预测会议外形NASA CRM为研究对象，同时考虑了网格、湍流模型、无黏通量格式和体心梯度求解方法等因素对阻力预测的影响。分析中采用枚举法和正交试验设计两种方法，并使用了基于聚类分析的定性敏感性分析方法和基于Mckay主影响分析的定量方法，识别出对阻力预测影响较大的因素，这为数值模拟方法的发展指明了方向。     

面向非结构混合网格高精度阻力预测的梯度求解方法

针对非结构混合网格的特点,通过改进传统的Green-Gauss梯度求解方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的节点型Green-Gauss梯度求解方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析。改进后的梯度求解方法残差收敛更好,下降量级更多,阻力系数和试验吻合更好,激波区域压力分布和分离区域流场细节的模拟更精确,说明改进后的梯度求解方法有效提高了程序的鲁棒性和阻力预测精度,验证了方法的有效性。采用改进后的方法对第5届AIAA阻力预测研讨会的通用研究模型（CRM）进行了详细的模拟分析,结果表明：改进的梯度求解方法更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

民用客机可变弯度机翼优化设计研究

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用 RANS 方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状态进行变弯度减阻优化;在此基础上,对实际飞行过程中变弯度操作需求及综合减阻性能进行分析,并采...     

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

旋成体表面沟槽减阻试验研究

在旋成体模型表面粘贴铝基沟槽蒙皮,研究沟槽表面对模型阻力的影响。给出基于来流单位雷诺数的沟槽尺寸无量纲公式,用于设计沟槽齿高和齿宽,依据试验风洞的单位雷诺数范围,选定3种尺寸的沟槽进行减阻试验。结果表明,在旋成体表面湍流流动区域顺流向布置沟槽,当沟槽齿高和齿宽的无量纲值h＋、s＋均小于25时,在小迎角下具有减阻作用,当s＋约为15时减阻效果最明显,可减小约3%～4%的阻力。     

A survey on numerical simulations of drag and heat reduction mechanism in supersonic/hypersonic flows

Along with the survey on experimental investigations drawing attention to the drag and heat reduction mechanism, the authors simultaneously focus on the recent advances of numerical simulations on the schemes applied to supersonic/hypersonic vehicles. The CFD study has evolved as an irreplaceable method in scheme evaluation and aircraft optimization. Similar to our previous experimental survey, the advances in drag and heat reduction schemes are reviewed by similar kinds of mechanism in this article, namely the forward-facing cavity, the opposing jet, the aerospike, the energy deposition and their combinational configurations. This review article puts an emphatic eye on the flow conditions, numerical methods, novel schemes and analytical conclusions given in the simulations. Further, the multi-objective design optimization concept has also been illustrated due to the observable advantages of using CFD over experimental method, especially those performances conducted in drag reduction and thermal protection practice, and this would possess reference value in the design of aircraft system.     

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果。试验结果表明：对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积。     

DLR-F4翼身组合体的阻力计算

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度，本文采用LU—SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin—Lomax代数湍流模型，数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR—F4翼身组合体的绕流流场，综合分析了easel和case2的气动力的计算结果，并与NASA Christopher L．Rumsey采用CFL3D6．0和AFRL/VAAC Don W．Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明，本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波，边界层干扰的模拟精度，今后要重点加强湍流模型的应用研究。     

采用上游扰动体被动控制减阻技术的实验研究

通过风洞测压和水洞流动显示实验,研究了不同直径的扰动体尾迹下圆柱的流动结构和气动特性。结果表明当扰动体和圆柱串列布置时,流动呈现出两种流动模式:空穴流动和尾流撞击模式。当圆柱处于空穴流动模式时,其阻力可以大幅度降低。当扰动体直径为圆柱直径1/2时,圆柱阻力最大降低98%。综合绕流结构和圆柱表面压力分布的变化,指出阻力减小的原因主要是扰动体对圆柱前体的保护作用以及对后体流动的干扰作用,其中后者占主导地位。随着扰动体直径的增加,扰动体对圆柱前体的减阻效果增加。     

TRIP2.0软件的确认：DPWⅡ复杂组合体的数值模拟

 采用“亚跨超声速计算流体力学软件平台”（TRIP2.0）数值模拟了阻力预测小组（AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅱ,DPWⅡ）翼/身/架/舱复杂组合体运输机构型,数值模拟采用的多块对接网格、测压和测力的试验结果均来自DPWⅡ,对比计算采用了CFL3D的结果。重点针对DLR-F6翼/身/架/舱复杂组合体构型,详细研究了网格密度和湍流模型对总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果取得了较好的一致。采用SA一方程和SST两方程模型均得到了网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布有一定的影响。     

大型煤气柜风荷载的风洞试验及数值模拟

对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟。分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比。结果表明：风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响。结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNGk-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响。     

一种无烧蚀自适应的减阻防热新方法研究

为了解决传统激波针方法在高超声速实际应用中存在的问题,结合逆向喷流方法以及激波针方法,提出了一种无烧蚀自适应的高超声速减阻防热新方法一可伸缩姿态自调整喷流激波针方法(TSAJS).通过数值模拟的方法,针对不同L/D参数的TSAJS外形,对不同攻角、来流马赫数以及喷流马赫数状态下的流场结构、壁面压力和热流分布以及阻力系数等进行了对比研究.结果表明,TSAJS方法在有攻角状态仍然能够有效降低外形的阻力以及壁面热流,L/D为1的TSAJS外形可使壁面热流峰值及阻力系数均降低65％左右.在喷流作用下,TSAJS方法还可避免激波杆头部直接暴露于来流而产生严重的气动加热,从而不需要再特别考虑激波针的防热问题.     

冲压增程弹丸冷态气动阻力特性分析

以一冲压增程弹丸为例,在马赫数2.0到2.5的冷态飞行条件下,采用飞行试验结合流动仿真的手段,分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布.数值仿真所得阻力数据与飞行试验所得结果误差在6％以内.仿真分析结果表明:外部阻力在弹丸所受总的气动阻力中占有支配地位,约为总的气动阻力的95％;作用在弹丸上的气动阻力中,压力阻力远远大于摩擦阻力,约占总阻力中的85％;弹丸所受外部气动阻力中,压力阻力约占90％.冷态飞行试验所得气动阻力数据可以直接作为冲压发动机推力设计的依据;冲压增程弹丸减阻设计的重点在于减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积.     

融合式翼梢小翼减阻效应研究

有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场。结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2%,阻力系数减小4.2%。