复杂流场的多块并行数值模拟

计算机的飞速发展及计算格式研究的不断发展,使CFD(计算流体力学)在飞行器性能分析及飞行器设计领域得到广泛应用,同时CFD自身也不断发展完善,与风洞实验、飞行试验一起成为飞行器设计的重要工具。     

鼻锥声学特性试验研究

该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题.在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声).在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特殊形式的鼻锥.但风速达到某个数值以后,传声器自噪声仍会太大以至于无法进行声学测量.所以,在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素.根据自噪声主要取决于鼻锥的边界层与透声孔干扰的论断,笔者用风洞实验的方法研究了三种形式鼻锥的声学特性,试图寻找降低自噪声水平和提高实验风速的方法.研究表明,在透声孔上覆盖纱网可以降低传感器自噪声.在本文的实验条件下,加纱网可以降低自噪声约5dB或在保持自噪声水平相同的条件下提高实验风速约10m/s.     

直升机旋翼悬停流场的欧拉方程计算

描述了三维Ｅｕｌｅｒ方程数值模拟旋翼悬停流场的过程,欧拉方程的求解采用了风格中心有限体积法、五步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进格式。     

新一代环保型超声速客机气动相关关键技术与研究进展

更快的旅行速度是人类永恒的追求。虽然以"协和"号和"图144"为代表的第一代超声速客机商业运营失败,但之后人类从来就没有停止过对新一代更加环保的超声速客机的探索与研究。本文首先梳理总结了其中首要突破的四大关键技术(声爆预测及其抑制技术、超声速减阻技术、变循环发动机技术、低声爆低阻布局与综合优化设计技术),并对其国内外研究进展情况进行了文献综述,对研究现状进行了分析。其次,介绍了西北工业大学超声速客机研究中心在声爆预测理论与方法、声爆抑制技术、低声爆低阻布局与综合优化技术、超声速层流减阻技术等方面的研究进展。最后,针对发展新一代环保型超声速客机当前急需突破的关键科学与技术问题,探讨了未来需重点研究的方向。     

机器学习数据融合方法在火箭子级栅格舵气动特性建模应用中的比较研究

机器学习数据融合方法可帮助降低飞行器气动数据库建立的成本,加快研制进度,目前已经成为飞行器设计方法领域越来越活跃的研究方向,但其在工程复杂问题方面的应用研究并不充分。将多种常见变可信度数据融合模型应用于运载火箭子级栅格舵落区控制的工程项目,在开展部分工况的风洞试验基础上,结合少量的CFD数值模拟结果,研究相关函数和不同模型预测完整工况气动特性数据的差异性。通过对比加法标度函数修正模型、Co-Kriging模型、分层Kriging模型和多可信度神经网络模型等4种不同的数据融合模型发现:高斯指数相关函数对气动建模问题的适应性更好;Co-Kriging模型对气动数据的内插表现最好;分层Kriging模型对内插的预测精度较高,外插效果不理想;多可信度神经网络模型在外插区域能获得更光滑、合理的预测结果。     

高超声速安定面／舵面干扰特性研究

为了改善高超声速乘波体飞行器的稳定性及操作性,针对安定面／舵面组合体的绕流特性进行研究。通过数值求解RANS方程,对Ma=6时安定面／全动舵组合体关键参数对舵效的影响规律进行研究,并对流动机理进行分析。计算结果表明,安定面与全动舵间水平距离、垂直距离是影响舵效的关键参数。分析干扰流场可知,全动舵主要受到安定面尾迹、激波系及翼尖涡的干扰。其中,安定面尾迹对舵面干扰最大,故全动舵应尽量避开安定面尾迹。     

前缘钝化对高超声速舵面气动/热特性影响研究

利用雷诺平均Navier-Stokes方程研究了高超声速舵面前缘半径对气动力/热特性的影响规律。根据高超声速热流计算中对壁面网格的要求,生成了适合于热流计算的结构化网格。首先以圆柱和钝双锥高超声速的粘性绕流数值模拟为例,验证了网格生成方法的可靠性和计算方法的正确性。在此基础上,以六边形翼型为基准开展了高超声速下舵面的前缘半径对升阻特性和热流密度的影响规律研究。研究表明,增加前缘钝化半径可有效降低热流密度峰值,热流密度峰值随着前缘半径增加先急剧下降,而后渐趋平缓;升力系数随前缘半径的增加呈近线性减小趋势,阻力系数随前缘半径的增加呈近线性增加趋势。研究结果可为高超声速舵面设计提供定量参考依据。     

基于XML语言和代理模型的翼型通用气动数据库技术

建立翼型气动数据库对翼型的选择和设计具有重要的意义。本文基于一种建立翼型通用气动数据库的思想,介绍该数据库的基本框架和基本功能;该数据库采用一种基于可扩展标记语言的通用数据格式进行存储,包含翼型几何特性数据、不同流动状态下力系数、物面压力分布等各种气动数据,并且还可提供灵活多样的数据处理功能;采用代理模型和变可信度模型技术,实现气动数据快速检索和插值功能。通过DU93-W-210翼型算例初步表明如何实现气动数据生成和快速插值,从而初步展示了所提出翼型气动数据库技术的可行性。     

基于N-S方程和自由转捩预测耦合求解的钝后缘翼型气动性能计算

大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和自由转捩预测耦合求解方法,进行了大厚度钝后缘翼型的气动性能计算研究;针对由于钝后缘后的涡脱落而造成的翼型表面压力分布的脉动,发展了有时均效应的转捩模型以考虑这种周期脉动的时均效应,并对传统的耦合求解方法进行了修改。通过对风力机翼型DU97-W-300的钝后缘改形DU97-Flat翼型的气动性能计算,分析了网格数对计算结果和计算效率的影响。并将计算的DU97-W-300翼型的气动性能和实验结果进行了比较,表明通过本文发展的耦合求解方法可以在更少的计算网格时得到比参考文献更吻合风洞实验结果的气动性能,为此类翼型的设计和使用提供数值计算基础。     

基于广义Burgers方程的超声速客机远场声爆高精度预测方法

声爆高精度预测技术是新一代环保型超声速客机设计的核心关键技术之一。基于广义Burgers方程发展了可考虑"大气风"效应的远场高精度预测方法,开发了声爆预测程序"bBoom",并研究了近场声爆信号提取位置和"大气风"对远场声爆计算结果的影响。首先,给出了广义Burgers方程和声爆传播射线的计算方法,重点讨论了方程中计算分子弛豫效应和热黏吸收效应的关键参数。其次,通过简单轴对称构型标模算例、NASA的C25D构型和洛马的LM1021构型等复杂超声速客机算例对所发展的方法进行了验证,表明本文发展的方法在预测远场声爆时具有较高可信度。最后,基于所发展的方法对比了由不同近场提取位置传播到地面的波形,研究了飞机向不同方向飞行时,"大气风"对地面声爆强度和地面影响域的影响。结果表明:对于类C25D标模构型,为了确保远场声爆预测结果具有较高精度,应取机身下方约3倍机身长度位置处的近场压强信号作为传播方程的输入;另外,"大气风"会影响地面声爆强度及地面影响域,在预测时有必要加以考虑。