γ-Reθ转捩模型在二维低速问题中的应用

介绍了基于当地关联的γ-Reθ转捩模型.通过Spalart建议的环境源项法对自由流湍流度衰减的有效控制,实现了该转捩模型的实用化.利用中国空气动力研究与发展中心的TRIP软件平台上实现的该转捩模型,对S809翼型、NLR7301两段翼型和30P30N三段翼型3个低速翼型绕流问题进行了计算,将不同迎角下的计算结果与试验结...     

梯形翼风洞试验模型数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。     

结构网格方法对高升力构型的应用研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长与半展长高升力构型的复杂流场,并与试验做了对比分析。对应风洞试验是在NASA Langley 14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的。计算中采用一方程SA湍流模型和MUSCL-ROE格式,并综合运用对接/重叠/拼接网格技术,数值模拟了两种高升力构型的气动特性,给出了典型站位的压力分布,并对比研究了不同结构网格技术对此类高升力构型的计算差异。研究表明,与修正后的试验数据相比,数值模拟得到的气动力系数和典型剖面的压力分布均与试验结果吻合良好。     

NNW-FSI软件静气动弹性耦合加速策略设计与实现

在国家数值风洞（NNW）工程的资助下，依托NNW-FSI流固耦合模拟软件平台，从气动载荷作用下飞行器结构静变形大小与收敛过程无关的物理机制出发，基于变形增量叠加的方式，设计和实现了一种静气动弹性耦合加速策略，通过松弛因子对耦合迭代的收敛过程进行调整。结合超大展弦比无人机和CHN-T1模型两种不同外形，开展了不同松弛因子下的静气动弹性耦合数值模拟，对耦合加速策略的参数影响和加速效果进行了测试和评估。从计算误差控制角度对松弛因子加速耦合迭代收敛的作用机制进行了理论分析，弄清3种类型静气动弹性耦合模拟过程中松弛因子发挥的作用，并给出了松弛因子选取范围的建议。静气动弹性耦合模拟和理论分析结果表明，针对不同类型的静气动弹性耦合问题，选取合适的松弛因子，能够达到抑制振荡并加速收敛的效果。     

基于粒子群算法的海上风机叶片优化算法研究

提出了一种针对不同风场条件提高海上风力发电机叶片气动效率的方法.风力发电机叶片是风机效率的核心部件,叶片在不同海上风场条件下功率差别很大,这导致了风机效率的降低.通过引入改进粒子群优化算法(PSO),基于修正动量叶素理论(BEM),对叶片沿展向的弦长分布和扭转角进行针对特定风场条件的气动优化.以美国再生能源实验室提供的5MW海上风机叶片作为算例,结合我国东海风场条件,叶片优化后平均功率提高了6.7％,取得了理想效果.结果表明,该优化方法具有较高的气动优化效率.     

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.     

湍流模型对梯形翼高升力构型的影响

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长高升力构型,主要目的是考察湍流模型对高升力构型气动特性的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞中完成的。本文采用一方程和两方程湍流模型,数值模拟了全展长高升力构型的气动特性并给出了典型站位的压力分布。研究表明,与修正后的试验数据相比较,在定常可收敛的迎角范围内,两种湍流模型得到的气动力系数和压力分布与试验结果吻合较好,SA一方程湍流模型的计算结果更接近试验值;迎角大于19.19°后,襟翼后缘的较大范围分离是导致采用SST模型不能得到收敛的气动特性的主要原因。     

CRM-WBPN风洞试验模型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程和多块对接结构网格技术，采用亚跨超CFD软件平台（TRIP 3.0），研究了共同研究模型（CRM）风洞模型支撑装置对CRM翼/身/架/舱（CRM-WBPN）模型压力分布及气动特性的影响。构造了一个包含小、粗、中、细网格的4套网格，并进行了网格收敛性研究，在升力系数为0.50条件下，开展了固定升力系数下模型支撑对CRM-WBPN模型和CRM-WB模型压力分布及挂架短舱阻力增量的影响，以及不同来流迎角下模型支撑对CRM-WBPN模型气动特性的影响。通过与NASA国家跨声速风洞设备（NTF）试验结果和CRM-WB模型数值模拟结果的对比分析，表明模型支撑对固定升力系数下挂架短舱阻力增量影响较小；在计算构型中考虑模型支撑的影响，引起升力系数和阻力系数下降、俯仰力矩系数增加，数值模拟结果更加接近相应的试验结果。     

战斗机垂尾脉动压力数值模拟

在亚跨超计算流体力学(CFD)软件平台(TRIP)上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术,并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证,针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1,基于全机长度的雷诺数为2×106,模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明:当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时,垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。