翼上大涵道比发动机BWB布局一体化气动优化

考虑动力影响的气动布局一体化设计是挖掘飞行器设计潜力的重要环节。基于非结构混合网格并行RANS求解器，面向消除梯度计算量对设计变量个数以及变形网格技术的依赖性需求，进行了全过程离散伴随方程的推导。在构造离散伴随方程的基础上，通过迭代反压调整建立精确流量控制进排气数值模拟技术，并推导离散伴随方程边界条件矩阵。进一步以某翼上安装大涵道比发动机翼身融合(BWB)布局为研究对象进行了一体化设计研究。优化结果表明，所提出的优化方法显著提升了气动性能，验证了方法在强约束、考虑动力影响的一体化设计问题中的实用性，为未来翼上布局民用飞机设计提供有力的技术支撑。     

涡扇发动机带动力数值模拟

基于等熵流动原理,通过在排气口处设定总温比／总压比,进气口处设定质量流量,提出了一种新型的发动机进排气边界条件。通过与N-S方程耦合求解,数值模拟了轴对称超高涵道比涡扇模拟器CURF和单独涡轮动力模拟器进排气流场,数值结果表明：计算结果和实验值吻合较好,验证了提出的发动机进排气边界条件的正确性,同时也验证了涡扇发动机带动力流场计算方法的可靠性。     

机体/动力装置一体化分析中的动力影响效应数值模拟

采用合适的进、排气边界条件, 对带动力的单独涡扇发动机模型和带动力的DLR-F6翼身架舱复杂组合体(WBPN)模型的流场进行了数值模拟和分析.运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程, 基于点搭接多块网格技术生成高质量计算网格, 通过多重网格技术来加速收敛.着重对动力发动机进、排气边界条件的给定进行了推导, 以准确地模拟发动机动力效应.计算结果与实验值吻合良好, 验证了所采用计算方法、网格分块策略和边界条件处理方法的正确性.      

基于离散伴随方程求解梯度信息的若干问题研究

基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器PMB3D,开展了黏性离散伴随方程构造、求解方法的研究与讨论。首先对离散伴随求解梯度的思想进行简要介绍,进一步对无黏项、人工黏性项、黏性项部分对离散伴随方程贡献以及变分推导进行了详细介绍;文中对离散伴随方程无黏项、黏性项边界条件实现形式进行了详细研究,并对关键模块变分推导的一些简化方式进行了研究讨论,通过典型宽体飞机标模、外压式超声速进气道算例,分析了所采用的简化处理方式对不同问题梯度求解精度的影响。最后在并行化求解、时间推进以及加速收敛方面进行了探讨、验证。数值模拟表明,文中采用的离散伴随方程形式更有利于程序化、模块化,梯度计算精度完全满足气动优化设计需要。     

黎曼边界条件在高阶精度非结构有限体积方法中的验证与应用

黎曼边界条件是一种弱施加边界条件.通过引入有限波模型,对亚声速入口、出口以及远场边界可采用精确求解黎曼问题来统一处理,有效简化了此类边界条件的施加过程,避免了基于特征关系式与黎曼不变量的推导,并已在二阶精度非结构有限体积方法中取得了较好的数值表现.为进一步验证该边界条件的实用价值,将其推广至高阶精度非结构有限体积离散.通过基于制造解方法(Method of Manufactured Solutions,MMS)的流动、亚声速无黏圆柱绕流及添加初始高斯脉冲扰动的非定常流动这三类数值算例,分别检验了黎曼边界条件在高阶精度非结构有限体积求解器中的数值表现.从计算结果来看,施加黎曼边界条件不会破坏离散格式的设计精度,同时,相比基于一维黎曼不变量的无反射边界条件,黎曼边界条件的施加过程简便,且维持了较好的出口特性,为基于非结构有限体积方法的高精度数值模拟提供了一种更加简单有效的亚声速边界处理方式.     

双向顺序耦合法求解动力响应的试验验证

为验证双向顺序耦合法求解的可信性,设计并建立一套气流激振下叶片结构的动力响应试验系统.通过平板叶片振动响应的计算与试验对比分析,验证双向顺序耦合法适用于非共振状态以及共振状态的动力响应求解,数值仿真结果可以准确地反映振动响应的时域变化规律和频域特征.计算求得的振动位移和振动应力具有较好的计算精度,相对误差在40%以内,...     

基于共轭方程法的跨音速机翼气动力优化设计

 设计状态的机翼气动力特性是设计人员最为关心的指标, 应用控制理论设计方法进行了有升力约束情形下跨音速机翼阻力优化设计研究, 根据给定的目标函数推导了相应的共轭方程和边界条件, 研究了共轭方程的数值求解方法, 以及计算目标函数对设计变量的敏感性导数时所涉及的度量矩阵变分求解问题, 研究了流场计算、共轭方程数值求解、敏感性导数求解和拟牛顿优化算法这几个主要方面的有效结合问题, 发展出了一种跨音速机翼气动力优化设计方法, 进行了跨音速机翼气动力优化设计研究验证, 优化后机翼气动力特性有一定程度的改善, 阻力系数能减少20%左右, 而升力系数有所增大, 说明所发展的设计方法是成功的, 该设计方法在跨音速及复杂外形气动设计方面比以往设计方法具有更好的适用性和优越性。     

一种新的涡扇发动机动力特性计算模型

以等熵流动原理为出发点,结合发动机短舱入口、出口及远场特征边界条件,建立了一种新的涡扇发动机动力特性计算模型.在基于非结构网格的并行计算软件中实现了模型,对轴对称超高涵道比涡扇模型(CRUF)、轴 、对称涡轮动力模型(TPS)以及某型民用飞机整机带发动机模型进排气流场进行了数值模拟,计算结果与传统的发动机动力特性模型计算结果以及实验数据进行比较,三者吻合较好,从而验证了构造的涡扇发动机动力特性计算模型的正确性、可靠性以及工程实用性.     

发动机进排气效应对民机构型气动特性影响

基于非结构混合网格技术，通过数值求解Navier-Stokes方程，分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响，采用单独发动机短舱风洞试验模型，验证了计算方法的可靠性。在此基础上，分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响，结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起；尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大，机翼上表面压力逐渐减小，激波位置逐渐后移；不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响，在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。      

外吹式动力吹气襟翼N-S方程数值分析

提出了一种带动力发动机计算模型,以N-S方程为控制方程,首先数值模拟了涡轮动力模拟器(TPS),进排气流场,验证了发动机计算模型的可靠性,然后利用该数值方法模拟并分析了外吹式动力吹气襟翼(EBF)流场特性.