运输机组合体绕流非结构混合网格N-S方程数值模拟

本文利用通用网格生成软件生成运输类飞机翼身组合体（DLR-F6）非结构混合网格，在边界附面层区域内，生成三棱柱形网格，在其他流动区域采用四面体网格进行填充。粘性流场求解器采用基于N-S方程的CFX5计算流体软件求解，通过计算结果与风洞试验所得到的数据对比分析，验证了网格生成方法及网格数据的正确性和实用性。本文研究结果也为运输类飞机高速风洞试验提供了对比数据。     

三维收缩段初步设计研究

收缩段是风洞的重要组成部分，它的优劣影响着风洞实验段气流品质的好坏。在固定入口、出口、长度条件下，本文针对几种不同收缩曲线得到的收缩段模型。使用H—H型网格、采用ROE格式进行流场数值模拟，并将模拟得到的结果进行了对比分析。     

基于控制论隐式约束的翼型跨音速减阻优化设计

本文采用基于梯度的优化方法来研究气动优化设计问题,而梯度的计算是通过求解伴随方程得到的,与传统的差分法和遗传算法相比计算量大大减小。Jameson等人在处理约束时,都是采用显式的调整迎角的方式来修正设计状态以满足升力不减小的约束,这种处理缺陷很明显,程序复杂且设计状态被改变。本文采用另外一种全新的约束处理方式,隐式的方法让约束自动地满足且能保持设计状态在整个设计过程中都不会发生变化,程序也相对简单高效。最后,本文给出的算例也达到了预期的优化设计目标。     

全速位积分方程跨音速绕流的数值解

从全速位方程出发,利用Green公式将其化为激波捕获积分方程和激波装配积分方程,然后离散进行数值解。流场出现激波时,对激波捕获积分方程应用上风技术捕捉到激波,然后应用激波装配技术计算,得到了满意的结果。经算例考核,该方法具有计算区域小,收敛快和CPU时间较少等优点。     

带舵面垂尾跨声速颤振计算研究

基于自研软件平台UNSMB,采用CFD/CSD耦合的颤振时域分析方法,对某带舵面垂尾的风洞模型进行了跨声速颤振特性分析。研究了洞壁对颤振边界的影响,通过改变网格大小,设置不同的边界条件,对洞壁的模拟方法进行了对比研究,最终获得了与试验数据吻合很好的结果,表明洞壁对模型的颤振边界存在较大影响,同时表明UNSMB平台的跨声速颤振计算具有较高的精度。     

基于非结构平台的DLR－F6标模阻力预测

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第三届阻力会议提供的DLR－F6翼身组合体的阻力计算验证。重点分析了模型的网格收敛特性、升阻力曲线以及压力分布等，并把计算结果与阻力预测会议上各个软件的计算结果以及试验数据进行比较，在此基础上分析计算结果。分析结果显示，非结构混合网格解算器的计算结果与各个软件的计算结果以及风洞试验数据吻合度较好，一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

飞机液压油的使用

液压油的种类 液压系统中的工作介质是液压油。飞机液压油要求粘度适中、化学稳定性好、不易燃、不易爆、对人体无害、不腐蚀飞机结构材料。早期飞机使用的“蓝油”属于一种植物基液压油，因这种油燃点较低、易变质，有逐渐被淘汰之势。现代小型飞机广泛使用的“红油”属于一种石油基液压油，这种油化学稳定性好，但遇到特定的有机溶剂时易燃。现代大型飞机使用的“紫油”属于一种磷酸酯合成液压油，它为阻燃型，耐热性好，使用温度可达100℃以上，即使燃烧也不扩散。缺点是易被水污染、对密封要求严格。     

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于 CFD 方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于 Jameson 中心格式的有限体积法求解 N-S 方程;水滴撞击特性计算采用 Eulerian 方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的 Messinger 热力学模型。选取 CRM 飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”,即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM 飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm 时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41 mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min 待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。     

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

本文在C—H网格的基础上，采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler／N—S方程，采用结构影响系数法计算结构的弹性变形，用三角元面积加权法和常体积转换法（CVT）实现流固耦合，计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题。     

钝前缘三角翼的高阶湍流数值模拟研究

模拟钝前缘三角翼的特殊双（内、外侧）主涡流动结构和流动分离点的情况,通过定常的RANS计算和基于SA模型的DES计算表明,计算结果与试验数据吻合度较好,可以比较准确地捕捉了三角翼的双主涡结构。同时,应用SA-DES方法可以提高漩涡的模拟精度。