CRM-WBPN风洞试验模型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程和多块对接结构网格技术，采用亚跨超CFD软件平台（TRIP 3.0），研究了共同研究模型（CRM）风洞模型支撑装置对CRM翼/身/架/舱（CRM-WBPN）模型压力分布及气动特性的影响。构造了一个包含小、粗、中、细网格的4套网格，并进行了网格收敛性研究，在升力系数为0.50条件下，开展了固定升力系数下模型支撑对CRM-WBPN模型和CRM-WB模型压力分布及挂架短舱阻力增量的影响，以及不同来流迎角下模型支撑对CRM-WBPN模型气动特性的影响。通过与NASA国家跨声速风洞设备（NTF）试验结果和CRM-WB模型数值模拟结果的对比分析，表明模型支撑对固定升力系数下挂架短舱阻力增量影响较小；在计算构型中考虑模型支撑的影响，引起升力系数和阻力系数下降、俯仰力矩系数增加，数值模拟结果更加接近相应的试验结果。     

一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究

宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在 FL灢26 风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究 0.8≤Ma ≤0.92 范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

翼根整流对串置式前掠翼气动特性影响研究

为了综合发挥前掠翼和串置翼的气动力优势,提出一种串置高速前掠翼身组合基本模型,分别施加细边条和小填块以研究翼根整流影响。采用雷诺时均法和SST k-ω模型,对模型亚跨声速粘性流场进行数值仿真,分析纵向气动力特性和整流机理。结果表明:在来流马赫数0.8和迎角-5°～45°条件下,因前后翼气流相互作用,基本模型前翼升力系数大于后翼升力系数;前后翼翼根前同时加装小填块后,大迎角下模型翼根区域流动有所改善,但升阻特性变化不明显;加装边条后,翼根区域流动改善明显,迎角45°时模型最大升力系数提高了5.26%。     

跨音速风洞变开闭比斜孔壁的初步研究

为了减轻跨音速风洞试验的洞壁干扰,改善跨音速风洞的流场品质,我们自行设计研制了一套可连续调节开闭比的60°斜孔壁,开闭比变化范围为0～9.2％。本壁板已在一个侧壁为实壁的600毫米×600毫米跨超音速风洞中投入使用。本文介绍这种变开闭比斜孔壁的概况和马赫数0.6到1.2范围内的初步校测试验结果。     

一个跨音速风洞的设计和使用

我们将一个实验马赫数范围为0.4至0.9的高亚音速风洞经过扩建后成为一座跨音速风洞, 实验马赫数已扩大到0.3至1.2, 实验段已由半开式改为跨速音孔壁形式, 截面尺寸为530×760毫米, 孔壁开闭比为23%, 扩开全角为0.6°。跨音速实验段孔壁与槽壁的选择, 从消除亚音速洞壁效应来说, 两者相差无几, 从消除激波反射效应考虑, 孔壁明显的优于槽壁, 但孔壁扩开角宜小。孔径与壁厚之比及孔径与实验段高度之比, 对孔壁流动特性和对气流的扰动均有影响。驻室空间的大小对气流中心压力分布的均衡作用, 驻室出口面积与排气引射作用及扩压效率都有密切关系。在音速喷管下游设立一个有效的气流加速区域是建立跨音速流场最关键性的问题, 加速段的长度看来相当于一个实验段高度为宜。跨音速流场调整结果表明, 马赫数小于及等于1.0时在模型实验区域610毫米长度内, 轴向马赫数偏量(△M)/M小于±0.47%,马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.0及小于1.15时, (△M)/M小于±0.75%, 马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.15及小于1.20时, (△M)/M小于±1.57%, 马赫数梯度小于0.016/米。在实验马赫数范围内气流平均偏斜角Aα小于±0.05°, 因此认为已达到可用的跨音速流场标准[6]。风洞气流紊流度估计不大于0.1%, 总压损失不超过0.24大气压力, 最大流量为100公斤/秒, 以实验段高度530毫米为参考长度的风洞雷诺数R^e范围为3.7×10⁸至8.2×10⁹, 驻点为大气状况。跨音速标准模型实验结果表明, 纵向气动系数测量结果是可靠的, 同美国NACA空对空导弹外形的发射实验和飞机模型的风洞实验数据符合一致。阻力系数C_x偏差量一般在±0.001至0.004之内, 升力系数C_y差量一般在±0.005至0.03之内, 俯仰力矩系数M_z偏差量一般在±0.004至0.015之内, 重复性实验良好, 不重复性值均在±0.002至0.005之内, 因此该风洞可以提供模型实验使用。亚音速洞壁效应已基本上消除, 实验结果毋需进行洞壁干扰修正; 但激波反射效应的消除程度有待进一步研究和实验[7]。今后风洞跨音速性能仍应继续改进,希望马赫数大于1.15以后,流场均匀性(△M)/M不大于1%,最大实验马赫数达到1.22至1.25并消除洞壁激波反射效应,因此应对孔壁和加速段结构形式、扩压效率等给予注意。此外改善风洞天平测量系统的准确性和灵敏性问题随着流场问题的解决就显得更加迫切了。     

小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性，分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平，为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1．2 m 风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明，小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大，在小迎角附着流状态，不同风洞的数据相关性较好，测力精度较高，随着迎角的增加，飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂，涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性，使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。     

梯形翼高升力构型的数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用亚跨超声速平台(TRIP3.0),数值模拟了美国国家航空航天局(NASA)梯形翼构型。研究了控制方程、网格密度、流动转捩和初始条件等不同影响因素对气动特性的影响。风洞试验是2002年在NASA Langley 14ft×22ft亚声速风洞中完成的,试验结果包括了基本气动力和力矩、表面压力系数和边界层速度型分布。计算结果与试验数据的比较表明:求解完全的RANS方程,提高了翼梢涡的模拟精度;网格密度主要影响翼梢涡的强度;转捩模型提高了边界层的模拟精度,进而提高了升力系数、俯仰力矩系数的模拟精度;最大升力系数及失速迎角对初始条件具有依赖性。     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高，其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备，对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正，获取干净、可靠的风洞试验基准数据，为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时，尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果；在试验包线范围内，洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小；试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显，马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右，焦点前移0.021 b_A，需进行相关修正。     

湍流模型对梯形翼高升力构型的影响

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长高升力构型,主要目的是考察湍流模型对高升力构型气动特性的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞中完成的。本文采用一方程和两方程湍流模型,数值模拟了全展长高升力构型的气动特性并给出了典型站位的压力分布。研究表明,与修正后的试验数据相比较,在定常可收敛的迎角范围内,两种湍流模型得到的气动力系数和压力分布与试验结果吻合较好,SA一方程湍流模型的计算结果更接近试验值;迎角大于19.19°后,襟翼后缘的较大范围分离是导致采用SST模型不能得到收敛的气动特性的主要原因。     

厚覆冰导线升力突变机理及数值模拟研究

针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°~20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。     

CFD/CSD-based flutter prediction method for experimental models in a transonic wind tunnel with porous wall

To predict the flutter dynamic pressure of a wind tunnel model before flutter test, an accurate Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Dynamics (CFD/CSD)-based flutter prediction method is proposed under the conditions of a 2.4 m × 2.4 m transonic wind tunnel with porous wall. From the CFD simulations of the flows through an inclined hole of this wind tunnel, the Nambu’s linear porous wall model between the flow rate and the differential pressure is extended to the porous wall with inclined holes, so that the porous wall can be conveniently modeled as a boundary condition. According to the flutter testing approach for the current wind tunnel, the steady CFD calculation is conducted to achieve the required inlet Mach number. A time-domain CFD/CSD method is then employed to evaluate the structural response of the experimental model, and the critical flutter point is obtained by increasing the dynamic pressure step by step at a fixed Mach number. The present method is applied to the flutter calculations for a vertical tail model and an aircraft model tested in the current transonic wind tunnel. For both models, the computed flutter characteristics agree well with the experimental results.     

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。     

跨声速三维非线性洞壁干扰的数值计算

分别以固壁条件和洞壁附近的压力分布模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨声速模型绕流和气动力的影响，初步的研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨声速风洞中的绕流场，经洞壁干扰修正后的ＧＢＭ－０４Ａ模型在０．６ｍ风洞中的试验结果与无干扰参考结果吻合较好     

专用跨声速风洞开孔壁试验段设计数值模拟

 在跨声速范围内,战斗机内埋式武器弹舱流场具有强烈的非定常特征。为获得准确的试验数据,需要对我国唯一的2 m量级以上的2.4 m×2.4 m引射驱动式跨声速风洞开孔壁面试验段进行适应性改造。通过采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对引导风洞试验段设计方案进行评估优化,以获得最佳设计结果。与采用马赫数为1.4的喷管和开孔壁面试验段时的试验结果相比较,文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。对设计方案的数值研究结果表明,前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量,后过渡段引射缝开度明显影响分离特性,对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。     

趋于临界马赫数的圆柱跨声速绕流特性分析

通过深化认识趋于临界马赫数Ma_cr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据。采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma_∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×10⁵的圆柱跨声速绕流。结果表明:当Ma_∞趋于临界马赫数(Ma_cr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制;通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性;圆柱的阻力减小与其背压上升有关;剪切层初始阶段的对流马赫数Ma_c随Ma_∞的增加而增大,而增长率相反,这使得剪切层更为稳定、柱体背压更高。此外,由于Ma_∞=0.85时边界层分离点处的激波和尾迹处的激波向下游推移,使得近尾迹处的湍流脉动减弱,进而导致柱体的表面压力振荡和升力系数振荡被抑制。     

激波控制鼓包提高翼型跨声速抖振边界

翼型抖振边界是仅次于升阻比的一项重要气动指标.采用定常雷诺平均Navier-Stokes方程,以升力线斜率平缓及激波位置振荡作为基本判据确定了RAE2822翼型在指定跨声速来流条件下的抖振边界.通过大量计算流体力学(CFD)验证,针对RAE2822翼型设计了一种特定外形的激波控制鼓包并确定了其具体安装位置.该激波控制鼓...     

一种高速风洞三维洞壁干扰壁压信息修正法

给出以壁压信息法为基础的高速风洞三维模型试验洞壁干扰修正方法。该方法要求洞壁附近为亚音速流动,但允许模型附近出现超音速区及激波。方法可用于各种通气壁或实壁风洞的亚跨音速试验。最后对四个模型在三种试验段中的二十多种试验进行了修正,其结果和NASA非线性修正方法的结果吻合得很好。