CRM翼身组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼身组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细、极细四套网格,网格规模从"粗网格"的2 578 687个网格点逐渐扩展到"极细网格"的65 464 511个网格点。研究了设计升力系数下,网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响,采用"中等网格"开展了抖振特性的数值模拟研究。通过与二阶精度的计算结果、DPW V统计结果和部分试验结果的对比分析,高阶精度数值模拟结果表明,阻力系数计算结果与DPW V统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响;迎角为4°时,升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。     

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。     

TRIP2．0软件湍流模块的开发与确认

基于TRIP2.0_SOLVER数值模拟软件,开发了湍流模型方法库,目前该CFD软件中集成的湍流模型主要包括B-L代数湍流模型、SA一方程模型和SST两方程模型.为了考核不同的湍流模型工程适用性,本文采用对接网格技术,通过有限体积法数值离散三维任意坐标系下的RANS方程组,应用LU分解、MUSCL差分格式和低雷诺数SA和SST两种湍流模型,数值模拟了二维NLR-7301两段翼型和三维DLR-F6翼身组合体的绕流流场,计算与试验比较的内容包括了表面的压力系数分布、典型站位的速度型和气动特性曲线等内容.通过计算与试验的比较,在本文的计算范围内,采用两种湍流模型均可以得到与试验结果相吻合的压力分布和升力曲线,但在边界层内的速度型、粘性阻力和力矩特性等方面,不同的湍流模型具有明显的差异.     

TRIP2.0软件非定常模块的开发与确认

在TRIP软件定常模块的基础上,采用双时间法和动网格技术开发了非定常模块.通过NACA0012翼型小攻角俯仰振荡和深失速两个算例的计算,对比分析了不同网格规模、湍流模型、时间步长等的模拟结果,并与试验数据做了比较,结果表明计算结果与试验数据基本一致,验证了TRIP2.0软件的非定常模块的正确性和精度.     

不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究

目前航空喷气式发动机仍为运输类飞行器的主要动力且仍在不断进步,但关于未来航空运输的分布式螺旋桨推进、分布式涵道推进等各类电推进概念研究早已开始,并将成为未来运输类航空飞行器的核心竞争力。文中首先采用等效盘方法对单独螺旋桨进行算例验证,计算得到的拉力、扭矩与试验结果吻合较好,且与非定常时间平均的滑流速度分布相近;然后,基于雷诺平均N-S方程,结合SA湍流模型,运用无厚度圆盘代替真实分布式螺旋桨,完成四种分布式螺旋桨旋转组合下的机翼滑流效应研究;最后,对单个螺旋桨正反转情况下的滑流效应进行研究,特别是单个螺旋桨滑流对机翼升阻力增量影响情况。分析结果表明:四种分布式螺旋桨转向组合下的滑流效应均引起机翼升阻力增大;机翼升力与其上下表面吸力峰数量关系密切,而分布式螺旋桨的转向组合直接决定了机翼吸力峰数量,特别是翼尖螺旋桨转向;相邻桨叶转向相反时,其转轴中间位置桨叶均处于上行或下行状态,使得转轴中间区域机翼前缘吸力相对转向同向状态有所加强或减弱;翼尖螺旋桨逆翼尖涡方向旋转具有增升减阻效果,反之则增阻减升。     

HiLiftPW-3高升力构型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术，采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型，对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟，主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA （Japan Aerospace eXploration Agency）提供的测压、测力试验结果的对比分析，表明，在失速迎角之前，数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合；较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性，可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。     

DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟

采用亚跨超CFD软件平台(TRIP)数值模拟了DPW Ⅲ提供的DPW_W1/W2两种机翼构型和DPW-F6/F6_FX2B两种翼身组合体构型,主要目的是通过两种机翼构型和两种翼身组合体构型的数值模拟,研究网格密度对运输机构型气动特性计算结果的影响。数值模拟采用的多块对接网格来自AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅲ(DPW Ⅲ),采用National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果作对比。详细研究了网格密度对两种机翼构型和翼身组合体的总体气动特性和压力分布的影响。采用SST两方程模型计算两种构型均得到了网格收敛结果,网格密度主要影响压差阻力而对摩擦阻力影响较小,计算结果较好地预测了机翼和翼身组合体外形优化前后总体气动特性的变化量。     

无尾布局支撑干扰数值模拟

采用TRIP2．0．SOLVER软件，开展了高、低速来流条件下，无尾飞翼布局支撑干扰的数值模拟技术研究。高速来流状态下支撑干扰的数值模拟，以尾支撑作为主支撑，腹支撑作为辅助支撑，完全模拟了实验中采用的两步法；低速来流状态下的支撑干扰的数值模拟，采用了有无尾支撑的方式得到支撑干扰量。介绍了支撑干扰的典型高、低速数值模拟结果，并与高速实验结果做了初步的对比。     

DPW Ⅳ～DPW Ⅵ数值模拟技术综述

DPW(Drag Prediction Workshop)系列会议是CFD验证和确认领域最具代表性的国际会议之一。CRM(Common Research Model)代表了现代运输机的典型巡航构型,该模型是AIAA DPWⅣ~Ⅵ会议选择的基准研究模型。针对CRM,国际上开展了大量的风洞试验与数值模拟工作,这些工作反映了当前CFD验证与确认研究的最新进展。本文介绍了CRM及开展的风洞试验,概述了DPWⅣ~Ⅵ会议的情况,分别从计算网格生成、计算方法与湍流模型、计算结果与试验结果的对比等方面总结了CFD验证与确认工作的进展,以及CRM相关优化设计工作,并给出了进一步开展CFD验证与确认工作的思考与建议。