低速两段翼型的数值模拟

在多段翼型风洞实验中,很难观察翼型不同迎角下主翼、襟翼上的绕流及缝道流动。使用了O-H型混合的结构化网格,采用k-ε二方程湍流模型求解可压的N—S方程来模拟二元风洞中两段翼型的流场。计算结果与实验进行了比较,结果表明：计算与实验结果吻合良好,说明本方法可以较好地模拟两段翼型的绕流,并能很好地显示流场的变化情况。另外,从结果中可以看出：随着迎角的变化,主翼尾流和缝道间的流动对襟翼附面层分离有很大的影响作用。     

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。     

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。     

多段翼型缝翼流动非定常性的试验研究

 为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量，同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明，襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响，该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3．360，它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

基于Kriging代理模型的高升力构型优化设计

本文发展了一种基于Kriging模型的高升力构型优化设计方法。采用分区对接网格技术求解N-S方程以及遗传算法，在着陆构型下使多段翼型升力系数最大。为了降低计算量和计算时间，在优化过程中采用Kriging模型代替复杂的流场计算。为了提高模型的精度，采用EI方法增加新的样本点。利用该方法完成了多段翼型缝道参数和外形优化设计。结果表明，在只优化襟翼缝道和襟翼缝道与外形同时优化两种情况下，该方法使得多段翼型最大升力系数分别提高7.55%和9.48%。     

多段翼型增升小翼纳维-斯托克斯方程分析

装有扁平板增升小翼的多段翼型流场数值分析已经完成。研究的小翼装在接近主翼段后缘，高度范围是0．25％～1．25％参考翼型弦长。二维数值模拟在嵌入式结构拓扑网格上采用不可压缩纳维-斯托克斯（N-S）方程求解分析。新的网格细化提高了网格边界重叠部位的计算精度。在固定雷诺数条件下，对装有窄缝襟翼的二段翼型研究了各种小翼的影响。计算和实验结果都表明，相对未装小翼的基本翼型，主翼段凹陷处装有小翼提高了最大升力和升阻比。计算得出的流线分布揭示，正是小翼的存在引起了襟翼流场分离的减弱。也研究了三段翼型在一个雷诺数范围内的流场情况。对优化的襟翼来说，计算和实验所得的雷诺数影响结果一致。当襟翼从最有利的位置移动时，数值分析表明，小翼有助于翼型重新优化，大概能起到所优化襟翼效益的1％量级的作用。     

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。     

基于前缘缝翼微型后缘装置的多段翼型被动流动控制

以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用。由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95%c增加至3.98%c时,最大总升力系数约减小4.61%。当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化。这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98%c时,高度为0.50%c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98%。     

欧拉方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法

本文采用嵌合体埋入技术，将主段翼型和襟翼分成两子域，对多段翼型的复杂构型进行了分区迭代求解，在有限体体积离散的基础上，求解欧拉方程计算各子域流场的解，通过各流场的耦合迭代到多段翼型绕流的解，典型的带３０％襟翼ＧＡ（Ｗ）－１翼型算例表明，该计算方法稳定，能较地模拟多段翼型中主段翼型与襟翼交接处的复杂流动现象计算结果与实验值有较好的一致性。     

适于黏性计算的自适应笛卡儿网格生成及其应用

复杂外形的黏性网格生成已经成为计算流体力学(CFD)在工程应用中的主要瓶颈,高效而鲁棒的网格生成技术研究显得尤为迫切。使用基于物面外形自适应加密的笛卡儿网格方法生成计算网格,投影方法拟合壁面边界,将投影得到的柱形单元沿法向分层获得适于黏性计算的网格。应用特征恢复技术恢复凹面特征并改善凸面处的网格质量。流场解算中应用最小二乘法重构获得2阶精度,Roe格式计算无黏通量,Holmes-Connell方法计算黏性通量。加入Spalart-Allmaras一方程湍流模型以获得湍流解。上下对称高斯 赛德尔迭代(LU-SGS)格式隐式时间推进,对网格重排序保证格式的稳定性和平衡性。算例显示网格生成方法是快速的和鲁棒的,流场计算精度满足工程需求,因此该方法非常适合应用于实际工程计算。     

计及边界层汇流效应的多段翼型失速特性计算

 本文给出计及边界层汇流效应的多段翼型失速特性的解法。用高阶奇点分布面元法（Panel Method）求位流解,然后进行各翼段粘性尾迹形状迭代,并解出正常边界层和汇流边界层特性。当翼段上有后缘分离时,还要确定分离尾迹的形状,用位移厚度当量源（汇）模拟粘性效应。进行粘/位流迭代直至收敛。上述方法在超过多段翼型失速迎角时仍然有效。计算结果与实验数据比较,符合良好。     

适于黏性计算的自适应笛卡儿网格生成及其应用

复杂外形的黏性网格生成已经成为计算流体力学(CFD)在工程应用中的主要瓶颈,高效而鲁棒的网格生成技术研究显得尤为迫切.使用基于物面外形自适应加密的笛卡儿网格方法生成计算网格,投影方法拟合壁面边界,将投影得到的柱形单元沿法向分层获得适于黏性计算的网格.应用特征恢复技术恢复凹面特征并改善凸面处的网格质量.流场解算中应用最小二乘法重构获得2阶精度,Roe格式计算无黏通量,Holmes-Connell方法计算黏性通量.加入Spalart-Allmaras一方程湍流模型以获得湍流解.上下对称高斯-赛德尔迭代(LU-SGS)格式隐式时间推进,对网格重排序保证格式的稳定性和平衡性.算例显示网格生成方法是快速的和鲁棒的,流场计算精度满足工程需求,因此该方法非常适合应用于实际工程计算.     

可压缩后台阶流的数值模拟

基于可压缩Navier-Stokes方程,采用Beam-Warming矢通量分裂格式以及vanLeer的矢通量分裂方法,分别通过Johnson-King及Baldwin-Lomax湍流模型对亚音速和超音速的后台阶流进行了计算,计算结果与实验符合较好。     

二维埋入式进气道的数值分析

采用并改进了适用于分离流动的 Ｊｏｈｎｓｏｎ Ｋｉｎｇ 紊流模型,结合 Ｌ ＵＳ Ｇ Ｓ近似隐式格式和基于 Ｍ Ｕ Ｓ Ｃ Ｌ非线性插值的 Ｒｏｅ 格式编写了雷诺平均的二维 Ｎ-Ｓ方程的求解程序。然后借助于该流场计算程序完成了二维埋入式进气道的数值研究,分析了几何设计参数对进气道性能的影响。     

旋转离心叶轮内湍流的非结构化网格数值计算

给出了同位非结构化网格数值求解旋转离心叶轮内湍流流场的SIMPLE算法。网格划分采用改进的阵面推进法。控制方程采用通用的对流扩散方程并利用有限控制容积法离散。湍流模型采用标准的k-ε模型。形成的代数方程组用带有预条件器的共轭梯度平方法（CGS）求解。最后利用所给出的算法对一实验用的旋转离心叶轮进行计算。计算结果和实验数据基本相符,说明该算法合理,编程正确,可作为流场预测的理论工具。     

RAE2822翼型跨音速流动CFD计算的可信度分析

采用格点格式的有限体积法对RAE2822翼型的气动特性进行了粘流数值模拟,流动模型为雷诺平均NS（RANS）方程。在此基础上系统研究了不同网格类型以及不同湍流模型的计算精准度。通过与经典的试验数据进行确认研究,得出了适宜二维跨音速粘性流动计算的网格拓扑分布规律,并总结出了适宜的湍流模型。     

叶片安装角槽式轮毂处理的三维数值模拟

采用三维定常不可压Ｎ－Ｓ方程对叶片安装角槽式的轮毂处理的叶栅通道进行了数值模拟,分析了叶片安装角槽式的轮毂处理的扩稳机理,在计算中采用了非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ算法,并解决了因使用非交错网格离散方程而带来的压力场振荡的抑制问题,紊流模型采用ｋ－ε两方程模型。     

风力机标模非定常数值模拟中的影响因素研究

基于自主研发的“亚跨超 CFD 软件平台”(TRIP3.0)，采用刚性运动网格技术和动态拼接网格技术，开发了针对旋转类机械的非定常求解模块。本文开展了 NREL Phase VI 风力机标模非定常数值模拟中的影响因素研究，影响因素主要包括不同时间步长的影响、不同湍流模型的影响、刚性动网格技术和动态拼接网格技术的影响三个方面。本文数值模拟采用的控制方程为雷诺平均 N-S 方程，采用有限体积法离散控制方程，离散方程的时间方向采用“双时间步”方法求解，空间方向无粘项离散采用 MUSCL-Roe 格式，湍流模型采用 SA 和 SST 湍流模型，并引入多重网格和并行计算技术加速求解。数值模拟结果表明：时间步长、湍流模型、网格方案等因素主要影响风力机叶片吸力面的流动结构，进而影响吸力面的压力分布，而对压力面的流动结构和压力分布基本没有影响；采用刚性运动网格结合 SA 湍流模型所得到的压力分布更接近实验值。     

基于滑动网格的螺旋桨复杂绕流数值模拟研究

利用SST湍流模型,求解雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟螺旋桨粘性绕流。为了实现桨叶的相对运动,采用了滑动网格技术,即将计算区域分为静止区域和随桨叶一起运动的旋转区域。以课题组设计的1.2 m螺旋桨为例,分别对不同风速下的桨叶粘性流动进行了非定常数值模拟,计算得到的螺旋桨气动特性与实验值吻合良好,证明了方法的正确性。