主动流动控制技术的初步数值研究

利用亚跨超CFD软件平台2.0版本(trip2.0)对几种常见的流动主动控制技术进行了数值模拟,对包括进气道和襟翼等几个算例的流场进行了定常和非定常求解,获得了合理的计算结果,为今后的进一步深入研究打下了良好基础.     

基于欧拉方程的二维振荡机翼非定常气动设计反命题方法

建立了基于欧拉方程组的二维振荡机翼非定常气动设计反命题方法的数学模型.通过一系列变换,将物理时空中的求解域转换成映象坐标系中的规范区域;并导出了映象坐标下的欧拉方程,结合非定常反命题的边界条件,便可用有限差分方法求解.本方法引入映象坐标系解决反命题边界形状的不确定性,并能利用欧拉方程现有的各种差分格式于反命题求解.     

带有横喷控制的导弹非定常流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发,采用NND2M差分格式,对带有脉冲发动机作为横向喷流控制系统、X型尾翼布局、飞行马赫数M∞=6.0、攻角α∈[-10°,10°]的导弹外流场进行数值模拟,研究了发动机非定常工作过程对导弹气动力动态特性的影响;计算表明喷口位于背风区时喷流影响较小,喷口位于迎风面时气动力变化较大,压心明显前移.     

低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究

数值模拟研究了Re=4×10⁴时小迎角下表面局部振动激励对SD8020翼型气动特性的影响,从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明,迎角2°和3°时局部振动激励能够有效对流场施加影响,促进层流分离泡结构的转变,改善翼型的气动性能。同时研究发现,振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似,频率f=32 Hz时气动性能提升最明显;而随着振动幅值的增加,层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明,迎角2°和3°时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程,弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致,此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。     

基于非定常气动模型的翼型动态响应计算

基于附着流状态下的旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算该状态下的翼型非定常升力、阻力和俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,将响应分为环量和非环量载荷部分,利用数值离散来得到非定常气动响应。应用该方法,分别进行了法向力、弦向力和俯仰力矩等的算例计算,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了方法的有效性。同时,还对缩减频率和马赫数对法向力和俯仰力矩的影响进行了计算和分析,得出了一些结论。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

涡轮盘腔燃气入侵及间隙剪切涡特性分析

为揭示转-静相互作用下的非定常燃气入侵机理及轮缘大尺度涡结构的产生机制，对带有轴向封严结构的1.5级高压涡轮装置进行三维非定常数值模拟，结合实验结果和盘腔内的经典流动理论对数值方法进行了验证。研究结果表明：转子前缘压力势场是造成旋转燃气入侵的主导因素。轮缘间隙内的间隙剪切涡是构成轮缘三维非定常流动的主要原因，其强度受到入侵燃气和出流冷气的径向速度、切向速度梯度以及上游边界层共同影响；间隙剪切涡周向方向的旋转有利于加快入侵燃气从动盘侧迁移至静盘侧，缩小动、静盘封严效率差异，当封严流量从0.5%降低到0.25%时，盘腔出口动静盘侧封严效率差值增大175%；间隙剪切涡与旋转泵效应的相互作用对于主流高温燃气在径向方向入侵盘腔具有抑制作用；由燃气入侵机制和间隙涡特性可以得出：文中盘腔出口设置在更靠近转子前缘位置对于提升轮缘密封性能具有正向意义。     

考虑三维流动效应的自然层流短舱压力分布反设计

针对三维流动效应下非轴对称自然层流（NLF）短舱设计困难的问题，发展了一种基于机器学习技术的压力分布反设计方法。短舱参数化建模使用自由曲面变形技术（FFD），通过求解RANS方程和基于SST(Shear Stress Trans‐port）湍流模型的■转捩模型实现自然转捩预测，利用生成拓扑映射（GTM）模型建立短舱外形及其压力分布数据集与低维隐空间变量的映射关系，全局优化算法在隐空间高效寻优，获得与目标压力分布匹配的短舱气动外形，实现自然层流短舱的反设计。GTM模型建立了数据集在高低维度间的高精度映射关系，优化设计过程中无需反复调用CFD求解器，设计效率大幅提升。利用该方法对通气短舱进行三维优化设计，设计所得非轴对称短舱外表面的自然层流区最大长度达当地弦长的40.5%，比优化前延长了12.2%，验证了该方法在考虑三维流动效应下NLF短舱的优化设计能力。     

高超声速飞行器自适应减阻盘动态减阻机理

针对高超声速飞行器在动态机动过程中的减阻问题，基于非定常流动/运动耦合计算方法及动态混合网格生成技术，对自适应减阻盘在高超声速飞行器机动过程中的动态减阻效果开展研究，并分析飞行器阻力特性随不同参数的变化规律，为高超声速飞行器设计及优化提供一定的参考。同时，通过与固定式减阻盘对比，探讨2种方法在减阻机理上的差异。研究发现，在高超声速飞行器机动过程中，自适应减阻盘始终对准来流，有助于维持钝体前方回流区结构，有攻角状态下依然具有流场重构作用。相对于固定式减阻盘，在强迫俯仰振荡过程中，采用自适应方法后，80%以上的时间中减阻效果提升明显；且随着俯仰角增大，自适应方法的优势愈发显著。