TRANSONIC WALL IN TERFERENCE CORRECTIONS FOR CIVIL AIRCRAFT MODEL TESTS

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定常可压缩无粘流非线性方程解的完全边界积分表示式

 本文以ρV为因变量将可压缩等熵无粘流非线性方程的解表示成完全边界积分形式,从而将问题的计算维数降低一维。     

求解平面翼型亚,跨声速绕流的一个新方法

本文提出了求解平面翼型亚、跨声速绕流的一个新方法。引入流函数和Ｖｏｎ Ｍｉｓｅｓ变换后，亚、跨声速绕机翼无旋流动的基本方程组被化为以流线纵坐标ｙ为未知量的单个二阶偏微分方程－流线控制方程。并通过变换将物理平面上的无限域变为计算平面上有限的矩形域，而后在计算平面采用有限差分线松弛迭代法求解。作为算例，计算了对称翼型ＮＡＣＡ００１２－３４和非对称翼型ＮＡＣＡ４４１２的亚、跨声速有攻角绕流，所得数值结果     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

混合遗传算法及其在翼型气动多目标优化设计中的应用

把基于实数编码的自适应遗传算法（SAGA）与可变容差法相结合，建立了数值优化设计中的混合遗传算法（HGA），并将其与翼型的气动分析相结合进行跨声速翼型的单目标和多目标气动优化设计。与自适应遗传算法相比，混合遗传算法的优化质量略有改善，优化效率有明显的提高。优化结果表明混合遗传算法在翼型单目标和多目标气动优化设计中是十分有效的。     

跨声速开槽壁超临界翼型洞壁干扰的N－S方程模拟

本文采用二维可压缩非定常Ｎ－Ｓ方程模拟了带有上下开槽壁的跨声速二维管风洞中超临界翼型绕流的流场。网格生成中内层采用解双曲型偏微分方程，外层采用代数生成法。开槽壁采用只有压力梯度没有顶板运动的Ｃｏｕｅｔｔｅ流动的解析解近似。推导出槽间流动与开闭比的三次方关系。上下壁边界层可由无滑移条件直接模拟，也可用平板边界层近似。本文对驻室压力作了几种近似处理，结果表明，所给Ｎ－Ｓ方程的边界条件与风洞实验多接近一步，其结果就符合得更好，这为下一步用Ｎ－Ｓ方程进行洞壁干扰修正打下了基础。     

跨音速翼型非守恒全位势流AF3高效算法的应用

本文利用Baker的AF3高效迭代算法,改进了Jameson提出的计算跨音速翼型非守恒全位势流的有限差分方法,研制了任意翼型跨音速分析的高效算法程序。许多试验算例表明,本算法,收敛速度快,且计算结果与Jameson的原方法非常一致。     

跨音速叶栅流场的无粘-边界层迭代计算

二维跨音速叶栅流场的计算是在无粘时间相关法计算程序的基础上采用无粘-边界层迭代而得。马赫数从亚音速到超音速范围的几种数值试验均与测试结果吻合一致。在边界层无强烈脱流时可获得很好的结果。     

跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

用全位势方程计算机翼的亚声速,跨声速和超声速绕流

对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。本算法要求机翼前缘有大后掠角,后缘可稍许后掠或前掠。本文算例表明,所研制的计算程序已可提供工程实用。