高精度多维限制器的性能分析

目前常用的限制器大都是基于一维构造,无法在多维情况下保证物理量的单调特性进而导致非物理振荡.为弥补传统方法的这一构造缺陷,多维限制器(MLP)通过多维修正使单元通量值介于周围相邻单元通量的最大值和最小值之间,在保证求解精度的情况下有效避免了多维振荡.基于一维激波管、无黏涡及激波边界层干扰等算例,对高精度MLP的特性进行了研究分析.结果显示:3阶MLP在连续和间断区域均可有效地避免多维振荡;与高阶WENO(Weighted Essentially Non-Oscillatory)方法相比,3阶MLP不仅算法简单、易于实现,还可显著提高求解的精度、保单调性及收敛性.因此可用于工程及科学研究的复杂流动,具有较好的应用前景.      

一种跨声速定常流场求解加速方法

跨声速定常流场的隐式求解相当于使用牛顿迭代法求解一个非线性方程组。为满足牛顿迭代收敛性的要求,通常需要对所求解问题进行全局化处理。在同伦延拓的框架内,提出了一种基于拉普拉斯算子的方程延拓方法,提高了定常流场隐式求解收敛速度。针对定常流场通常初始化为均匀来流的特点,一方面利用拉普拉斯算子的椭圆性加快边界条件信息向流场内部的传播,另一方面利用拉普拉斯算子的线性和正定性改善延拓问题的正则性,综合两者增加拟牛顿算法的稳定性,提高可用CFL数,最终达到提高流场求解效率的目的。由于流场问题的复杂性和非线性,难以通过理论分析得出先验的最优非线性求解策略。因此,通过无黏NACA0012翼型、湍流RAE2822翼型和三维ONERA M6机翼等算例的数值实验,研究了拉普拉斯项参数对收敛效率的影响,给出了效率较优的参数组合,验证了本文方法在跨声速情况下相对于经典伪时间推进法可以节约20%以上的CPU计算时间。      

一种滤波SST方法在翼型深失速模拟中的应用

 为了提高原始剪切应力输运(SST)湍流模型对于分离流动的求解精度,将大涡模拟(LES)中的滤波因子和SST方程相结合构造出一种滤波SST方法,利用湍流尺度对流场求解区域进行划分,近壁面附近的稳态流动由湍流模型控制,远壁面采用LES方法进行模拟。与传统混合RANS/LES方法相比,该方法的特点是:滤波因子的选取不再依赖于网格尺度,可以有效地降低网格诱导分离现象发生的概率。采用该方法对NACA0021翼型深失速特性进行了仿真研究,对比了非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法和SST-DES方法,从仿真结果可以看出滤波SST方法有效地激活了分离区域的脉动,充分展现了分离的三维特性;同时算例求解结果证明该方法的精度高于URANS方法,与试验结果吻合较好,显示其具有一定的工程应用价值。     

考虑排放影响的飞机多学科优化设计

随着民用航空运输业的发展,飞机对气候环境的影响越来越受到重视。为了满足未来飞机设计中经济性和环保性等指标,有必要在飞机概念设计阶段综合考虑成本和排放的影响。本文使用全球平均温度变化作为衡量飞机排放对气候影响的标准,分析了飞机巡航高度和速度对于排放物的影响。进一步,通过整合气动、重量、成本和排放等学科模型,建立了飞机概念设计阶段的多学科优化框架。基于该优化框架,以机翼平面形状、飞行速度和高度等参数为优化变量,分别以排放最小和成本最低为目标,进行了单目标和多目标优化设计研究。Pareto最优前沿的优化结果显示,单位排放成本的高低会影响成本相对于排放性能的变化趋势。     

机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N－S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明，后体在零迎角时存在三种流型：随着流型、分离涡流型和底部分离流型；影响阻力最大的几何参数是后体收缩比，其次是上翘角；收缩比ηA较大时（如ηA≥0．5），会产生很大的底阻；上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小的（即尾部较尖）使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小，从而可实现最小的后体阻力。因此，首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。     

基于谐波平衡法和 V-g 法的高效颤振预测分析

提出了一种高效的颤振预测分析方法,将之应用于跨声速颤振边界分析及结构参数影响研究中。本方法基于频域颤振分析 V-g 方法,为气弹系统提供一定的人工阻尼使之保持简谐运动状态,从而将结构动力学方程转换到频域内。然后通过高效的谐波平衡法得到一系列简谐运动频率下的气动力描述函数矩阵,结合频域结构方程,将气弹系统的稳定性问题转化为广义特征值求解。结果表明：本方法计算得到的颤振边界与高精度的时间推进方法非常吻合,分析效率有了明显的提升,而且当结构参数发生变化后,只需进行若干次广义特征值求解即可得到新的颤振边界,无需像时间推进方法一样开展大量的气动/结构耦合数值模拟。     

高升力与失速特性缓和的翼型设计研究

为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA-K1/BUAA-K2翼型的设计研究.风洞实验结果表明,与配置著名GAW-1/GAW-2翼型的机翼比较,配置BUAA-K1/BUAA-K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了15%和25%,并且实现了同时具有高升力和失速特性缓和的气动特性.     

基于伴随方程和自由变形技术的跨声速机翼气动设计方法研究

将连续伴随方程法与自由变形技术(Free Form Deform-FFD)相结合开展了跨声速机翼气动外形优化设计方法研究。采用Bernstein基函数建立了空间FFD参数化方法,并应用基于控制理论的连续伴随方程方法建立了目标函数对于待优化几何外形的梯度求解模式,将几何外形参数化方法、连续伴随方法以及CFD数值模拟技术相结合,研究、构建了适合跨声速机翼的气动外形优化设计系统。利用该系统对ONERA M6机翼及某型民用客机机翼进行了气动减阻设计,算例验证表明该方法应用于跨声速机翼气动减阻设计效果明显,并且能较好的保持几何表面连续性和光滑性。     

Navier-Stokes方程积分表达式的有限元解法

本文采用定常不可压Navier-Stokes（NS）方程的积分表达式方法计算粘性流动问题,用线性三角形单元划分计算区域,建立了适当的迭代求解过程。本文改进了压力计算方法,用全变量松驰加快了收敛速度,用矩阵分块计算减小了内存限制,并可以通过对矩阵特性的分析更好地控制迭代过程的稳定性。     

考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼设计方法研究

根据气动－结构一体化的设计思想,发展了一种考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼ＣＦＤ设计方法。设计实践表明,采用适当的结构弹性模型,方法可以在计算机机翼静弹性变形影响的情况下设计出压力分布收敛于指定目标的新机翼,因此在跨声速机翼型架外形的设计和史 起初外形设计中具有良好的实用价值。