降雨条件下飞机尾涡演化数值模拟研究

降雨作为一种气象条件,与飞机尾涡相互作用,改变自身与尾涡的动力学特性。高强度的尾涡导致后机难以着陆、复飞甚至坠机等后果,因此尾涡的演化进程对评估后机的飞行安全有重要意义。为了分析尾涡与降雨的相互干扰,基于欧拉-欧拉多相流模型,研究了降雨条件下的尾涡演化特性。对于多相流模型中的空气相模拟,采用大涡模拟湍流模型,雨相通过两个标量方程控制其动力学输运,两相间的耦合利用动量源项实现能量的传递。分析了降雨对环量、涡量和涡核附近速度分布、下沉速度等尾涡演化特征量的影响。结果表明:降雨加速了环量的衰减,减小了涡心最大涡量,使速度分布趋于平滑,改变了尾涡下沉规律。另外,尾涡也影响了雨滴的下降轨迹和浓度分布。     

大迎角下俯仰振荡对细长体气动特性的影响

通过对头部无扰动和有扰动的两个细长体模型进行数值计算,分析了各个流场中涡系结构和气动力变化历程,并对比两者之间的差别.发现在高频率小振幅的俯仰振荡作用下,头部无扰动和有扰动的细长体的流场随时间的发展慢慢由非对称转变为对称.相对于头部有扰动的细长体,在第一个振荡周期内非定常俯仰运动对头部无扰动的细长体作用更明显.     

细长旋成体大迎角非定常运动数值研究

利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。     

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。     

高超声速飞行器复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案

采用DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性.提出了一种对飞行器物面网格与DSMC计算域网格分别标识,进行高超声速复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案,通过判断模拟分子与表面碰撞来完成飞行器物面网格与DSMC计算域网格间的信息传递和信息存贮,对于复杂外形飞行器的精确描述的物面网格不需做进一步处理,直接应用于不依赖于飞行器外形的DSMC计算的通用子程序中.对物面网格的标识、分子的运动及与表面碰撞的判断、流场量的采集的实施方法和细节进行了分析和讨论.仿真计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、气动力矩和气动热参数,证明了采用的方案和技术的有效性.     

SST-DES在小分离流动数值模拟中的改进

在基于剪切应力运输（SST,Shear Stress Transport）分离涡模拟（DES,Detached Eddy Simulation）应对小分离流动的数值模拟中,上游雷诺平均方法（RANS,Reynolds Averaged Navier Stokes）区域内较大的涡黏性通过对流扩散方程传递到下游大涡模拟方法（LES,Large Eddy Simulation）区域,导致自由剪切层解析湍流解迟迟得不到发展,剪切层失稳延后,出现强烈的灰区效应。为此将SST-DES中体现LES求解的类亚格子模式重新构造成标准k方程亚格子模式,防止多变量在RANS和LES交界面处对湍流黏性系数的混合影响,最终得到了一种改进的SST-DES方法。采用该方法对AS239翼型小分离数值模拟并与DES和延迟分离涡模拟（DDES,Delayed Detached Eddy Simulation）结果进行对比,可以看出该方法在壁面边界层保留了SST-DDES特性的同时,在尾迹区大大提高了LES的可解能力,显著降低了灰区的影响。     

基于涡流发生器的翼型风洞试验侧壁干扰控制研究

大厚度翼型风洞试验的侧壁干扰严重,需对侧壁边界层进行控制。本文首次使用被动式涡流发生器（VG）对大厚度翼型 FX77-W-400 的侧壁干扰效应进行控制,提出两种基于 VG 的侧壁干扰控制构型：侧壁 VG和翼面 VG,研究 VG 安装位置对翼型气动性能以及压力场细节的影响;使用本征正交分解（POD）技术对翼型表面压力场结构进行研究。结果表明：本文使用的被动式 VG 可对侧壁干扰进行有效控制;侧壁 VG 和翼面 VG对翼型表面的吸力峰值有影响,在本文研究范围内,升力系数和吸力峰值之间存在显著的线性相关性;本文使用的侧壁干扰控制形式保持了基准翼型表面流动的主要结构。     

采用欧拉两相流法对翼型表面霜冰的数值模拟

基于欧拉两相流理论提出一种翼型表面霜冰的数值模拟方法.采用同位网格上的SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations) 算法求解空气控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击,通过求解过冷水滴的控制方程得到翼型表面的水滴收集特性;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,使用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在0°和4°迎角下的积冰情况进行了研究,冰形预测结果与实验结果一致.通过对结冰翼面的压力分布进行分析,表明积冰对翼型气动性能会产生不利影响.     

利用DES方法对大迎角细长旋成体气动特性受俯仰振荡影响的数值研究

采用DES(Detached-Eddy Simulation)对大攻角下细长旋成体俯仰振动的气动特性进行了数值模拟,分析俯仰振动对细长旋成体流场与气动力特性的影响。通过对背风面分离涡的强度和位置,流场形态,截面压强系数和侧向力系数的观察与分析,发现施加小振幅、特定频率的俯仰振动对大迎角细长旋成体背风面流场有明显的控制能力,将改变流场结构,使背风面非对称流场趋于对称。     

后掠翼边界层横流不稳定性的实验研究(英文)

在西北工业大学的低湍流度风洞中,采用升华法研究有无粗糙带情况下,45°后掠翼三维边界层内的横流驻波不稳定性及其转捩模式。在未引入人工粗糙带,雷诺数为5.50×105~1.65×106范围内,模型的转捩分界始终为位于最小压力点之后的一条直线,转捩由T-S波触发。当Re≥1.38×106时,对应最不稳定横流驻波的3.5~4.0mm条纹出现在转捩的上游区域,条纹间距与线化稳定性理论的结果吻合。当Re=1.65×106时,实验证实了横流驻波扰动对前缘粗糙度的极度敏感。考虑到抑制最不稳定横流驻波就很有可能抑制后掠翼飞行器上由其主导的转捩,在机翼前缘布置不同间距的粗糙带,研究其对边界层内横流驻波的影响。当Re=1.38×106时,2.5mm间距的粗糙带有效的抑制了3.5~4.0mm最不稳定驻波,该现象为后掠翼上的转捩控制技术提供了一条新思路。此外,当6.0mm、7.0mm和8.0mm的粗糙带被引入时,条纹间隔表现为3.0mm、3.5mm和4.0mm的谐波波长。