高升力系统外形的数值模拟计算

分析和讨论了高升力系统外形无黏和黏性流动的物理特征,表明了流动现象的复杂性和求解的艰难性。深入研究了二维和三维高升力外形空气动力数值模拟计算的雷诺平均N-S(RANS)方程方法、计算结果、以及它们和实验数据的比较。二维结果表明压强分布、速度型等计算值和实验值吻合很好,但最大升力系数两者仍有差异。三维计算最大升力系数的结果与二维类似。还分析了影响计算结果的各种因素,包括计算网格、湍流模型、外形的几何模拟的逼真度等。特别指出了转捩模型研究对提高计算准确度的重要性。文中解释了研究高升力系统外型的数值模拟方法,以及同时发展能估算C_Lmax的工程半经验方法的重要性和迫切性。     

HyperFLOW亚跨声速流动验证

主要介绍了结构/非结构混合CFD软件HyperFLOW的设计开发与验证.HyperFLOW软件在结构网格上采用结构算法,在非结构网格上采用非结构算法,以充分利用两种网格及解算器的优点.首先介绍了软件的体系结构和基本算法,然后采用NASA Trap-Wing高升力外形和DLR-F6翼身组合体,对软件的结构解算器和非结构解算器进行了验证.结果表明,该软件的结构解算器和非结构解算器均有较好的网格收敛性,计算结果与其他参考结果和试验数据均符合较好,具有可接受的可信度.     

带反馈控制的基本带翼外形的耦合气动/运动数值模拟研究

介绍了一种先进的、时间精度的多学科数值模拟平台的开发和应用,该平台可用于预测飞行器机动过程中的非定常气动特性和飞行力学特性.通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体动力学方程及控制律,对基本带翼外形进行了虚拟飞行数值模拟研究.求解器采用基于结构网格的有限体积法,时间方法采用双时间步方法.使用反馈控制器获得舵偏控制指令,重叠网格方法用来模拟物体间的相对运动.模拟结果显示控制器的增益必须正确选择才能获得正确的响应.仿真结果表明本文发展的虚拟飞行数值模拟方法能够预测包含动边界的复杂非定常流动,具有较强的工程适用性.     

一种高升力系统卡位信号的算法设计

提出了一种高升力系统卡位信号的算法。用于将襟/缝翼控制手柄上的传感器信号转换成高升力系统计算机的命令卡位信号。本算法相较于传统的算法有两处改进,第一处是在手柄卡位信号的计算中增加了信号有效性的确认环节,可以避免当手柄短暂通过手柄卡位信号无效的区域时,产生无效的卡位信号,继而对后续的命令卡位信号计算造成影响。第二处是在命令卡位信号的计算中加入将两个计算机设为主-备关系,并进行表决计算的算法环节,避免了传统算法中由于信号传输延时导致不同通道间输出的命令卡位不一致,从而导致襟/缝翼半速运动的现象发生。本算法可以使最终输出的四个通道的命令卡位信号正确且一致,并已通过实验验证其鲁棒性较强,对民用飞机高升力系统设计有一定的指导作用。     

民机高升力系统操作试验的符合性验证和设计方法研究

民机高升力系统在飞机适航审定阶段,需要表明满足CCAR25.683条款要求。针对该条款,采用何种验证方法,是适航当局和飞机设计者普遍关注的问题。通过对CCAR25.683.条款的分析,提出了将实验室验证与分析/计算相结合的符合性验证方法。实验室验证在飞机地面模拟试验台上进行高升力系统操作试验验证,分析/计算通过对设计数据和静力试验机变形数据的计算,比较理论变形差值与实测补偿量;并提出了设计阶段考虑传动线系适应机翼变形的设计补偿思路,对高升力系统的试航验证及设计具有一定的参考价值。     

襟翼高升力系统和结构部件飞机维修手册程序验证研究

目前,我国民用飞机维修手册验证工作尚无相关标准和规范,亟需开展相关研究工作,争取早日建立完备的手册验证体系。在国产某型客机试飞阶段,结合试飞改装工作进行大批量维修手册操作验证工作,提出手册验证操作的技术要求、操作流程和实施要点;以襟翼高升力系统和结构部件的飞机维修手册验证程序为例,从实际操作可行性和省时性角度出发,开展手册验证计划编排和验证实施方法设计,总结维修操作难度较大的襟翼拆装程序编写实施要点、注意事项、常见维修性问题及改进方法,为后续验证工作提出建议。     

大型 CFD 软件自动化测试平台的初步设计与实现

针对大型通用 CFD 软件研制的需求,为了提升 CFD 软件的开发效率,初步设计与开发了一个 CFD 软件自动化测试平台。该平台基于 MySQL 数据库,通过前台界面和远程集群后台管理程序的网络信息交互,实现了自主研发的通用 CFD 软件平台(HyperFLOW)的自动测试及验证与确认。根据需要适当修改前置处理接口,该平台亦可推广应用于其他 CFD 软件的自动测试。本文重点介绍了平台的基本框架和总体设计思路、平台的数据库和前台管理 GUI 设计、网络交互和后台管理等,并利用典型算例对计算结果的验证与确认过程进行了简要介绍,最后对平台构建的后续工作进行了展望。     

共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

基于襟缝翼吹气技术的短距起降飞行器增升策略的数值模拟研究

边界层吹气是增加飞行器升力的有效措施.针对普通陆基起降飞行器,根据总体参数对其实现舰载起降的气动力特性需求进行分析并提出五组初步方案;同时对襟/缝翼定常吹气的增升潜力进行数值模拟研究.结果表明:襟/缝翼吹气能够使升力系数显著增加;襟翼和缝翼吹气存在相互干扰,升力增量的变化率随吹气动量系数的增加而减小;当吹气动量系数不大于6％时,襟/缝翼吹气最大升力系数最大可达1.85左右,α=15°时升力系数最大可达1.40左右,可满足所提五组气动力特性需求方案中的三组方案的舰载起降需求.     

民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究北大核心CSCD

静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。     

基于SCADE的飞控软件的适航验证与确认

中国民用航空规章第25部对机载软件提出了适航要求,DO178B是对适航要求的符合性方法,但其中一些验证和确认目标并不适用于基于SCADE的软件验证。为此,分析了飞控软件的适航要求和符合性方法,并对基于SCADE的飞控软件的开发流程和传统的开发流程进行了分析对比,对基于SCADE的飞控软件的适航验证与确认工作提出了建议。     

基于广义Richardson外插方法的阻力预测精度分析

利用计算流体力学(CFD)方法预测阻力是飞行器气动设计中的关键环节。采用广义Richardson外插方法分别对数值方法预测二维简单构型的压差阻力、摩擦阻力和三维复杂构型的总阻力的精度进行了分析。在NACA 0012翼型无黏绕流和平板湍流边界层两个算例中验证了NSAWET程序和广义Richardson外插方法,分别得到数值算法预测压差阻力和摩擦阻力能达到的名义精度。进而模拟三维通用研究模型(CRM)翼身组合体绕流,得到的阻力名义精确值在DPW 5的统计误差带范围之内;综合DPW 5的计算结果来看,不同CFD解算器的结果之间存在一定差别,阻力预测精度总体上不符合二阶。可见,标准Richardson方法采用的二阶精度假设难以普遍适用,有必要采用广义Richardson外插方法得到名义精度。针对不合理的名义精度,采用Roache建议的方法加以限制。广义Richardson外插方法有助于提高误差分析的合理性,可以进一步降低网格对阻力预测的影响。     

基于闭环控制的带翼导弹虚拟飞行数值模拟

通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体六自由度（6DOF）运动方程及舵偏控制律,发展了一套虚拟飞行数值模拟平台,对基本带翼导弹外形进行了虚拟飞行数值模拟研究。流场求解采用基于结构网格的有限体积法,时间推进采用双时间步法,使用刚性重叠动网格技术模拟舵与弹身的相对运动,采用四阶Runger-Kutta方法求解运动方程组,舵偏控制律采用基于比例-积分-微分（PID）的反馈控制。模拟结果表明：发展的虚拟飞行数值模拟平台能够处理包含复杂运动边界的非定常运动问题,可以为非定常气动力建模提供数据、预示飞行器稳定性及检验飞行控制律,该模拟平台具备一定的工程应用价值。     

陷窝诱导涡结构数值模拟分析北大核心CSCD

为了澄清陷窝诱导涡结构及其对尾流的扰动方式,针对布置深宽比0.2陷窝的两平板间充分发展流动进行了稳态数值模拟。应用张涵信的旋涡沿轴线的非线性分叉理论分析表明陷窝内涡结构为失稳破裂的半涡环,总结了陷窝对尾流的扰动方式。研究发现,陷窝诱导的旋涡分离为螺旋点/鞍点/螺旋点分离。物面的分离螺旋点形成,在空间演化为垂直物面发展的对称类龙卷风涡结构。对称类龙卷风涡在对称面闭合形成半涡环。半涡环经历了从稳定升起、沿流向随着涡粘性扩散和涡粘性耗散下变得不稳定、到最后在强逆压梯度下泡型涡破裂的过程。半涡环涡破裂涡量散开诱导形成陷窝尾流的弱纵向涡和陷窝尖后缘绕流产生的边涡旋转同向,加强了陷窝后流场的对流强度。     

高精度IPDG湍流模拟及通量格式数值特性北大核心CSCD

为更高精度数值求解复杂湍流问题,在内罚间断伽辽金(internal penalty discontinuous Galerkin,IPDG)方法框架内发展了基于SST k-ω模型的湍流模拟方法,通过对亚/跨/超声速工况下流场的数值计算与湍流特征捕捉,验证了方法的适用性,进而系统分析了AUSM、Lax-F、HLL和Roe 4种通量格式在IPDG湍流模拟中的数值特性。结果表明:AUSM格式在超声速工况下脱体激波面“褶皱”现象明显;Lax-F格式和HLL格式数值耗散大,在激波解析方面精度较低,且Lax-F格式在激波脚后诱导产生流动分离;Roe格式具备宽速域适用性,计算精度较高且能精确解析激波结构。     

基于嵌套网格的CHN-T1标模数值模拟

为响应第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1),对CHN-T1标模翼身-尾翼组合体构型采用两种RANS求解器进行了基于结构化嵌套网格的网格收敛性研究和抖振特性计算,并与对接网格结果进行了对比分析。参考AeCW-1网格生成指南自主研发了一族以约3.3倍规模增长的稀-中等-密-特密嵌套网格系列。相比于分区点对接网格,融合了贴体网格和笛卡尔网格优势的嵌套网格从根本上降低了网格生成难度,单块网格拓扑形式更为合理且正交性较好,同时能够有效地平衡近场和远场的网格量。对于跨音速运输机构型,同等规模下嵌套网格的物面网格密度较对接网格更大,能够对激波和分离等复杂流动进行更理想的预测。对比计算过程中,自研求解器OFS3D表现出了较高的嵌套网格计算效率和可靠性,而NASA CFL3D求解器的嵌套网格计算能力有待进一步挖掘和验证。计算还发现,不同湍流模型得到的表面压力分布、分离区大小以及最大升力系数存在差别,而风洞模型支撑和机翼静气弹变形对飞行器力矩特性预测影响较大。     

基于边界造波法的波浪数值模拟

<正>海上风力机塔架的波浪力计算是一项比较复杂的工作,其与风力机安装点的波浪、水深、及塔架的几何形状等密切相关。研究近海风力机在波浪作用下的载荷分析模型,并通过适当的计算方法得到正确的波浪载荷,是进行海上风力机载荷分析的前提。传统的物理实验和理论分析一直是这类问题的主要研究手段,随着计算流体力学的发展,数值仿真越来越多地应用于海上风力机风波联合作用下载荷计算。波浪的数值模拟是分析波浪与塔架相互     

环帆伞稳降阶段织物透气性影响数值模拟北大核心CSCD

为研究织物透气性对降落伞气动性能的影响,将织物的透气性能用Ergun公式描述,建立了含织物透气性能附加源项影响的新型流场动量控制方程,对上述方程进行了数值求解,并和无织物透气性影响的传统模型的数值结果进行了对比。数值结果表明,新型流场动量方程能够得到织物透流速度,该速度明显低于周围有孔出流速度和绕流速度。伞衣尾部存在紧贴伞衣织物的第一尾涡区和尾部中心旋涡对组成的第二尾涡区,织物透气性使第一尾涡区变长,螺旋点增多,旋涡分布更均匀对称,而第二尾涡区尺寸则变小,整个尾涡区变短变窄,提高了伞衣的稳定性。其次,织物透气性使伞衣内侧压力有所降低,外侧负压有所升高,沿伞衣径向压差系数减小,阻力系数小于非透气性伞衣,更接近空投试验结果,该模型可以提高透气性伞衣流场计算的准确性。     

模型驱动的软件构件研制保证水平验证方法

在机载软件架构设计阶段,人们将安全性研制保证水平分配到具体的构件中,确保产品质量。鉴于现代航空软件系统极其复杂,如何从系统角度,检验分配给构件的安全性等级符合系统的一致性目标,是设计阶段需要解决的重要问题。首先,分析了分布式和综合式机载软件系统的架构特点,得出了在安全性分析工作中需要考虑冗余等架构设计的影响的结论。其次,使用系统建模语言(SysML)块图建立带有安全性等级属性的系统静态结构模型,利用矩阵对模型进行精确的形式化转换;制定验证规则,在此基础上给出了验证方法,以验证安全性等级分配的合理性。在验证过程中,将关键信息存储在XML文档中,可为适航性审查提供证据。最后,通过实例分析,验证了该方法的可行性。