基于本征正交分解和代理模型的流场预测方法

 为了实现流场的快速求解,基于本征正交分解(POD)与代理模型提出了一种全新的流场预测方法。其基本原理为:首先采用本征正交分解将一定数量的样本流场分解为同等数量的基模态流场;然后用少数包含了绝大部分样本流场特征的基模态流场拟合所有的样本流场;最后用代理模型建立起决定样本流场的输入参数与拟合系数之间的近似函数关系。针对几何外形不同的二维翼型定常流场预测结果表明:在亚声速情况下,预测误差收敛的模态数量不超过20个,继续增加模态的使用数量不能明显提高预测精度;在跨声速情况下,预测误差收敛的模态数量为26个,当使用的模态数量达到前10个时,继续增加模态的使用数量能提高绝大部分流场区域的预测精度,但同时会在激波附近引入"噪声"激波特征而降低该区域的局部预测精度。在这两种情况下,预测流场所需时间均不到高精度计算流体力学(CFD)方法的1/200。     

改进型Gappy POD翼型反设计方法

 为了提高基本Gappy本征正交分解(POD)翼型反设计方法的精度,在原始方法快照采样过程中,调整参数化方法,并用已产生翼型中压力分布最接近目标压力分布的翼型替换基础扰动翼型,形成最优快照替换采样法。在迭代求解阶段,根据迭代产生的压力分布与迭代产生的翼型实际压力分布之间的误差,引入校正快照,并据此调整目标压力分布,形成校正迭代法。实际算例表明,最优快照替换采样法所采集快照张成的空间较原始采样法更接近设计目标。而校正迭代法较原始迭代法能明显提高反设计精度。但最佳模态数量的选择对于Gappy POD翼型反设计方法仍然是一个难点。     

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果.结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区.在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能.主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围.但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能.     

翼吊发动机短舱对增升装置气动特性影响研究

增升装置的气动效率对于全机整体性能有重要影响,而当代大多数跨音速运输类飞机均采用翼吊发动机布局。通过对有、无翼吊短舱的两个三维增升装置的数值模拟,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响。结果表明,翼吊发动机短舱会严重恶化增升装置的气动性能。流动机理分析表明,短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流是造成增升装置气动性能恶化的两个主要原因。     

大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析

对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。      

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。      

复杂几何细节对增升装置气动性能影响研究

 采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气动性能显著恶化,而将大部分翼根整流包切割到前缘缝翼上,能破坏低能量分离涡的产生;大迎角下,短舱上表面、挂架表面及缝翼与挂架之间的间隙产生的分离气流会直接流到主翼上表面,形成大范围的死水区,因此,大尺寸的翼吊发动机短舱会造成增升装置失速迎角及最大升力系数的大幅减小,但安装在短舱适当位置、适当形状的涡流片产生的强漩涡能消除大部分的死水区,挽回部分气动性能损失;缝翼滑轨产生的低能量尾迹会混入主翼附面层,使其能量降低造成升力系数减小,极端情况下缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离,造成增升装置气动性能的显著恶化;襟翼滑轨舱因其较大的几何尺寸会减小襟翼缝道的面积使得襟翼缝道射流加速,有利于吹走襟翼表面的物面分离。     

分布式电推进系统中涵道风扇耦合效应的试验与数值研究

基于分布式电驱动涵道风扇推进系统在气动性能、推进效率和鲁棒性方面具有极大应用潜力,系统中复杂的耦合效应缺乏深入研究和理解。本文应用试验与数值模拟相结合的方式研究了某分布式涵道风扇系统中推进器之间的耦合效应,分析了推进器之间耦合干涉作用的规律与机理,为推动分布式电驱动涵道风扇的飞行器工程应用提供理论基础。研究结果表明：相较于风扇的孤立型布局,分布式布局风扇进口存在速度畸变影响涵道风扇性能,导致推力降低4%;分布式布局中风扇之间的耦合效应等效于风扇两侧存在虚拟且无黏的壁面结构,该虚拟壁面结构会诱发风扇两侧的两对流向涡;机翼-风扇之间的耦合效应表现为机翼的有黏壁面结构,会诱发风扇唇口上方的流动分离以及近机翼侧的一对流向涡;在分布式布局中涵道风扇出现转速下降或失效时,仅会对邻近风扇的性能造成影响,由于边缘风扇失效只有一个邻近风扇摄取失效风扇上游的流量,而中间风扇失效有两个邻近风扇用于摄取流量,边缘风扇失效对流动的影响高于中间风扇。     

基于伴随理论的大型客机气动优化设计研究进展

大型民用客机的气动设计具有巡航马赫数高、部件间流动干扰复杂、外形精细化修形难度大等特点，完全依靠人工试凑法进行气动设计工作量巨大。基于高可信度数值模拟的优化设计技术可以对该类问题进行自动寻优设计，给设计师提供有力参考，因此在大型民用客机气动设计中发挥着越来越显著的作用。首先，以大型民用客机为背景，总结了民机气动设计中的关键科学问题，指出了梯度优化设计方法在民用客机不同优化设计问题中的适用性，并进一步对梯度求解中的伴随方法理论进行了详细介绍。然后，分析了基于伴随理论的气动优化设计方法以及气动结构多学科优化设计方法在民用客机设计中的研究进展，其中气动优化设计方面着重突出了复杂全机多部件气动外形优化设计方法以及飞机/发动机一体化优化设计方法。最后，对基于伴随理论的气动优化设计方法在大型民机中的应用进展进行了提炼，对未来发展趋势进行了展望与建议。     

民用运输机短舱涡流片设计研究

采用已通过风洞试验验证的CFD流场数值模拟方法,从流动机理出发分析空间涡量的变化,研究了翼吊发动机短舱涡流片的安装位置对着陆构型升力特性的影响。数值模拟的结果表明:由于发动机短舱以及挂架的影响,缝翼下偏后会在主翼上留下的台阶以及缝翼的端面等,大迎角时诱导出许多空间涡系,容易引发主翼上表面的分离。短舱涡流片诱导的空间涡能够有效地抑制这些空间涡系和低速区,提高失速迎角和最大升力系数,对于文中着陆构型,失速迎角提高2°,最大升力系数提高0.15。短舱涡流片后移或者下移均会引起空间涡的下移,有利于抑制大迎角下主翼中段低速气流。但下移涡流片的同时会降低空间涡的强度,使其抑制作用减弱。因此,为了提高失速迎角和最大升力系数,在设计过程中需综合考虑短舱涡流片所诱导空间涡的强度和位置。针对某型民用运输机着陆构型中短舱涡流片因几何约束需对其位置进行重新设计的问题,根据上述研究结论,综合权衡空间涡的强度及位置,重新设计了短舱涡流片的位置。计算结果表明,重新设计涡流片的位置后,几何约束得到了满足,着陆构型的最大升力系数仅损失0.015,仍然能够满足设计指标。