基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。     

新型二维推力矢量喷管数值模拟

针对现有流体推力矢量控制方案的不足,提出利用喷流附壁效应的新型矢量喷管,借助于尾喷管射流对固壁延伸面的跟随作用控制尾喷流方向,实现推力转向.在此基础上采用限制流量的方法调节喷流的抽吸程度,产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的.运用这一概念设计了二维矢量喷管,用数值实验方式验证了喷管的推力转向效果,采用限制流量方法得到的最大矢量角度约13.3°,进一步结合射流控制可以使矢量偏角达到20°以上.通过对该喷管流场的数值计算研究,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析,为下一步开展实验研究奠定了基础.     

混合网格方法在栅格翼数值模拟中的应用研究

栅格翼是采用一种蜂房结构设计的升力面和控制面,和传统舵面相比具有铰链力矩小、能在较大攻角下保持升力等特点,并得到了越来越广泛的应用。由于栅格尾翼的特殊结构,网格生成具有很大的难度。本文采用了结构、非结构混合网格的办法,在弹体和栅格翼的物面附近区域,生成适合粘性计算的大长宽比的结构网格,弹体网格和栅格翼网格之间采用非结构网格进行填充,满足非结构网格和结构网格交接面的完全对接。本文基于结构/非结构网格体系采用有限体积方法求解NS方程,对不同舵偏角下的栅格翼构形进行了数值模拟,并通过实验结果对数值方法进行了验证。     

基于Kriging模型的旋翼翼型优化设计研究

以基于进化算法的多目标优化方法为基础,结合多目标优化设计Pareto解的思想和约束处理机制,采用Kriging代理模型和基于B样条的翼型表示方法,建立了旋翼翼型的优化设计系统.代理模型采用均匀设计进行模型采样,在优化过程中根据EI(expected improvement)准则动态增加采样点来调整代理模型的精度.采用B样条方法进行翼型参数化,保证了翼型的光顺性.在翼型的气动性能分析中引入转捩模型提高阻力计算的精度.利用该系统对旋翼翼型进行了优化设计,经风洞试验验证,满足设计要求.     

旋翼翼型气动设计与评估软件HRADesign

HRADesign系统作为通用旋翼翼型气动设计和评估系统,研制目的主要是为工业设计环境提供通用、高效、鲁棒的优化设计架构,应用于各类旋翼翼型族的设计,提高旋翼翼型设计的效率和精度,以满足先进直升机对高性能旋翼翼型的迫切需求.旋翼翼型设计技术是直升机旋翼设计的核心技术,旋翼翼型的优化设计具有多点、多目标、强约束的特点.HRADesign系统针对旋翼翼型设计的特点,发展了多目标进化算法、PCA多目标降维技术、Kriging代理模型、基于CST方法的翼型参数化技术以及高精度CFD等优化设计技术,构建了基于进化算法的多目标优化流程.通过详细介绍平台的系统架构、主要的功能模块以及多目标优化流程,展现了系统架构设计的灵活性和功能模块的完备性.通过ADODG基准测试算例、某厚度旋翼翼型常规多目标优化算例和考虑多目标降维的优化算例进行了系统功能验证,优化结果表明,在满足约束的条件下,优化后的旋翼翼型和基准翼型相比,综合性能都有明显改善,验证了优化设计系统的有效性、可靠性.     

用双时间法数据模拟悬停旋翼流场

酿和改进的双时间法和重叠网格通过求解可压缩的欧拉和Ｎ－Ｓ方程计算了悬停旋翼流场。     

流体推力矢量技术研究综述

流体推力矢量技术不采用机械偏转，以流动控制方式实现推力转向，有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，对以上方法选择具有共性的计算与试验数据，对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.89~10）实现推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法，双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势，不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数，而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术，国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法，对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨，新方法着眼于从喷流出口下游进行控制，对主流的干扰很小，值得深入研究，同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。     

CFD在螺旋桨飞机滑流影响研究中的应用

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，计算了非定常滑流对某飞机巡航构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动，采用了动态重叠网格技术，并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率。将计算结果与试验结果相比较，在线性段，计算得到的升力系数与试验值总体偏差不超过2%，阻力系数相对试验值而言整体偏大，基本控制在8%左右，俯仰力矩系数的计算结果与试验值趋势一致。总结了滑流对螺旋桨飞机宏观气动特性的影响规律，由于滑流在空间发展过程中不断与周围空气相混合，使得滑流边界逐渐"模糊"，因此滑流流管在空间发展过程中的巨大畸变对滑流影响的分析工作带来了难度。针对这种现象，本文将有/无滑流的流场进行对比，通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界，以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释由于滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象，初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点，在螺旋桨飞机非定常滑流影响机理研究方面具有一定的参考价值。     

低速预处理方法在悬停旋翼模拟中的应用

 在可压缩方程的求解当中引入时间导数低速预处理技术，构造了能够同时处理低速和高速流场的统一数值方法，采用该方法对Caradonna-Tung旋翼的亚声速悬停状态进行了模拟，其中方程采用在旋转坐标系下求解,网格采用重叠网格进行模拟。数值结果表明，在加入低速预处理方法以后，流场的收敛速度得到了明显提高，更为适合对下洗速度场等细节的模拟；另外,在加入低速预处理以后，方程的各个特征值都处在同一量级，避开了因特征值差异带来的数值耗散过大的问题，提高了数值计算的精度。     

考虑低温增压真实气体效应的运输机气动特性数值模拟研究

为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用 Aungier-Redlich-Kwongz 方程,发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的 RANS 求解软件。与 NIST 数据的对比表明,该状态方程在5倍大气压下,比热比等参数误差在0.3%以下。同时,标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应：以典型运输机构型 DLRF6为模型,分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明,在低温增压情况下,真实气体效应引起的气动力差异很小,升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下,与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此,以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。