基于广义Richardson外插方法的颤振模拟耦合时间精度研究

为更准确地评估颤振问题时域模拟在实际计算中表现出的时间精度,采用不同精度的耦合方法对Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing的颤振问题进行时域模拟.参照网格收敛性分析方法,提出了基于广义Richardson外插方法的颤振问题时域模拟耦合时间精度分析方法,分析时域计算结果的时间步长收敛性,计算数值模拟结果...     

面向非结构混合网格高精度阻力预测的梯度求解方法

针对非结构混合网格的特点,通过改进传统的Green-Gauss梯度求解方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的节点型Green-Gauss梯度求解方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析。改进后的梯度求解方法残差收敛更好,下降量级更多,阻力系数和试验吻合更好,激波区域压力分布和分离区域流场细节的模拟更精确,说明改进后的梯度求解方法有效提高了程序的鲁棒性和阻力预测精度,验证了方法的有效性。采用改进后的方法对第5届AIAA阻力预测研讨会的通用研究模型（CRM）进行了详细的模拟分析,结果表明：改进的梯度求解方法更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

基于非结构平台的DLR－F6标模阻力预测

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第三届阻力会议提供的DLR－F6翼身组合体的阻力计算验证。重点分析了模型的网格收敛特性、升阻力曲线以及压力分布等,并把计算结果与阻力预测会议上各个软件的计算结果以及试验数据进行比较,在此基础上分析计算结果。分析结果显示,非结构混合网格解算器的计算结果与各个软件的计算结果以及风洞试验数据吻合度较好,一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法

Roe通量差分分裂格式具有耗散小、分辨率高等特点,在亚跨超声速流场模拟中得到广泛应用,但空间离散时需要对Roe平均矩阵的特征值进行熵修正,使用熵修正会增大耗散,影响阻力的求解精度。本文针对非结构混合网格中Roe格式熵修正的特点,通过改进传统的Roe格式Harten-Yee熵修正方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的Harten-Yee熵修正改进方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析,改进后的熵修正方法残差收敛特性与原始Harten-Yee熵修正一致,计算精度提高,计算结果和无熵修正时基本一致,说明改进后的熵修正方法既保留了使用熵修正带来的程序鲁棒性等优点,同时把熵修正对阻力预测精度的影响降到了最低,验证了方法的有效性。采用改进后方法对第3届AIAA阻力会议的计算模型DLR-F6翼身组合体进行了详细的模拟,分析了网格收敛性和雷诺数的影响。结果表明：改进的Harten-Yee熵修正,更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测

本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。     

基于eN-数据库方法复杂构型飞机转捩预测

为探索边界层转捩对大型运输机在起降条件和有较大层流区的巡航条件下的气动力精确计算问题,通过在三维RANS求解器中引入eN-数据库方法来预测飞行器表面的转捩位置,并探索转捩对气动力的影响规律。方法与目前流行的基于间歇因子控制方程的转捩预测方法相比,具有计算效率高、易于工程应用、且考虑TS不稳定性转捩因素的特点。在此基础上,通过计算NASA梯形翼来分析起降构型条件下气动力受转捩影响的规律,并通过计算DLR－F6翼身组合体来探索三维构型在巡航条件下的气动力精度。使用eN-数据库转捩判断方法的计算结果与实验值吻合较好,验证了所构建的基于RANS求解器的eN-数据库转捩预测方法的有效性,并为大型运输机气动力精确计算提供了分析工具。     

基于网格缩小的非结构网格梯度重构及制造解精度测试与验证

网格收敛性研究是验证与确认中的重要手段,本文针对一般非结构网格难以自相似加密的问题,实现了基于网格缩小的精度测试方法。在典型的各向同性和各向异性拉伸网格上,利用网格缩小精度测试方法分别考察了梯度重构精度以及制造解流动模拟精度,将网格缩小精度测试结果与传统的网格加密精度测试结果以及理论分析结果进行对比,验证了网格缩小精度测试方法与网格加密精度测试方法及理论分析的一致性。最后将网格缩小精度测试方法应用到各向异性拉伸网格粘性制造解精度测试中,得到了预期中的结果,并初步考察了梯度重构方法、网格类型对数值模拟精度的影响,显示出网格缩小精度测试方法在一般非结构网格精度测试上的优势,具有一定应用前景。     

数值模拟方法对NASA CRM模型阻力预测的影响

在复杂工程外形的数值模拟中,网格类型、规模和分布、湍流模型、数值格式等都会不同程度影响模拟结果。如何评估这些模拟方法对模拟结果的影响,并识别对模拟结果影响较显著的因素,对于CFD的发展方向有积极的借鉴指导意义。为了综合研究不同因素对商用运输机外形阻力预测的影响,以AIAA第六届阻力预测会议外形NASA CRM为研究对象,同时考虑了网格、湍流模型、无黏通量格式和体心梯度求解方法等因素对阻力预测的影响。分析中采用枚举法和正交试验设计两种方法,并使用了基于聚类分析的定性敏感性分析方法和基于Mckay主影响分析的定量方法,识别出对阻力预测影响较大的因素,这为数值模拟方法的发展指明了方向。     

基于HyperFLOW平台的客机标模CHN-T1气动性能预测及可信度研究

近年来,针对实际飞行器外形的CFD气动性能预测及可信度研究逐步得到重视,国内也召开了第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1)。本文首先基于自主研发的CFD软件平台HyperFLOW对NACA0012翼型低速绕流进行了网格收敛性研究,验证了软件对简单湍流问题的模拟能力且具备良好的网格收敛性。其次,针对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1,选用其中的两个算例:(1)定升力系数的网格收敛性研究;(2)考虑模型支撑和模型静气动弹性变形的抖振特性研究,研究了计算结果的网格收敛性及模型支撑、静气动弹性变形和湍流模型等对气动特性预测精度的影响。结果表明:观测精度阶和网格收敛性指数显示数值结果具有良好的网格收敛性和可信度;是否考虑模型支撑对力矩的预测精度影响较大,引入尾撑和弹性变形后,数值结果与实验结果吻合较好;对于CHN-T1标模,采用QCR关系式对原始SA模型进行修正对标模力矩特性有一定影响。     

基于隐式嵌套重叠网格技术的阻力预测

 采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之间的流场信息传递关系时,基于网格单元切割准则选择"最优"重叠单元而无需人工设定插值边界。对美国AIAA委员会召开的第4届阻力预测研讨会(DPW-4)提供的CRM WBT组合体生成4种不同密度的结构化多层多块嵌套重叠网格,并采用计算流体力学(CFD)方法进行数值计算和阻力预测,计算结果与CFL3D和OVERFLOW的结果进行了对比。数值模拟结果表明:计算得到的压力分布和极曲线与CFL3D和OVERFLOW的结果几乎相同,说明了隐式嵌套重叠网格技术的有效性,同时也验证了流场求解方法与程序的可靠性。当迎角增大到3°左右时,在机身与机翼、尾翼连接处出现明显的分离涡,影响CRM WBT组合体的气动特性。在阻力预测方面,增加网格密度能够提高阻力预测的精度。采用不同的湍流模型会导致升、阻力系数的计算结果存在一定的差异,因此,湍流模型的选择也是阻力预测需要考虑的因素。     

基于Richardson插值法的CFD验证和确认方法的研究

针对典型高超声速流动问题(T2-97模型),利用Richardson插值法,研究了多套连续变化网格下数值解的空间离散误差、收敛性。通过网格收敛性研究,完成了CFD的验证过程。利用不确定度分析方法,结合实验数据,开展了该问题的确认。研究表明:针对所选问题,在现有实验数据及计算条件下,该问题的CFD得到了验证与确认。     

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 CFD 和推阻分解技术的全机溢流阻力预测与分析

飞机在飞行过程中,根据性能需求,需要不断调整发动机活门流量系数,因此发动机短舱唇口的压力分布形态会发生很大变化,前方外流作用于进气道内流管上的合力也将改变,从而引起溢流阻力变化。本文基于某型号飞机,结合 CFD 动力模拟和推阻分解方法,获得不同流量系数下的溢流阻力,并分析流量系数、马赫数、高度、迎角对溢流阻力的影响。溢流阻力预测方法和影响研究可为飞机/涡扇发动机一体化设计、大涵道比短舱设计和气动力预测提供参考。     

一种基于动模态分解的翼型流动转捩预测新方法

考虑自由转捩的定常/非定常流动Navier-Stokes方程数值求解,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的精确预测均具有十分重要的意义。采用动模态分解(DMD)方法进行流动稳定性分析,再结合e N方法,提出了一套适用于翼型绕流的转捩预测新方法,称为DMD/e N方法。相比于传统的线性稳定性分析方法,DMD方法不需要求解附面层方程和线性稳定性方程,也没有引入平行流假设,具有更好的理论适用性和算法鲁棒性。开展了NLF0416、S809和SD7003等翼型的转捩预测数值验证研究,通过与实验结果以及与传统的基于线性稳定性分析的e N方法的比较,验证了本文所发展的转捩预测新方法在预测翼型的定常流动和非定常流动转捩方面的正确性,也表明了该方法具有解决含层流分离泡的翼型绕流转捩预测的能力。     

基于扇翼机翼升推力机理的吹气机翼研究

基于对扇翼飞行器升推力产生机理的数值计算与分析,提出了一种扇翼飞行器机翼的替代方案——吹气机翼。分析了扇翼机翼升推力的产生机理并在扇翼机翼翼型的基础上构建了吹气机翼翼型。建立了两种机翼翼型的数值计算方法,通过对比相对静压分布曲线、速度云图和压力云图,证明了吹气机翼具有与扇翼机翼一样的升推力产生方式,即涡致升推力的形成机制。通过将横流风扇加速后气流流速定义为吹气机翼吹气速度,对比了两种机翼升推力随来流速度和迎角的变化关系。结果表明:两种机翼的升推力变化趋势基本一致,仅在迎角大于20°时,吹气机翼推力值相较扇翼机翼损失了近5倍。总体而言,在常规飞行状态下,吹气机翼能够替代扇翼机翼,为相关飞行器的增升和优化设计提供了一种思路。      

基于高阶谐波平衡的跨声速颤振高效预测方法

跨声速流场激波及其诱导的附面层分离等非线性因素导致跨声速颤振边界很难被准确预测,尤其是目前工程常用的偶极子格网法,在跨声速时该方法的预测精度大幅下降。在雷诺平均Navier-Stokes方程流场求解器的框架内,利用结构模态建立广义结构运动方程,利用径向基函数建立模态振型的插值方法,结合径向基函数和无限插值两种网格变形方法的优点实现高效高鲁棒性网格变形方法,从而实现颤振时间推进分析流程,利用国际颤振标模AGARD445.6机翼验证程序在跨声速颤振边界预测中的可靠性。然而,时域方法在气动/结构反复迭代,需要耗费大量的计算资源和时间。为了提高颤振预测效率,基于高阶谐波平衡（HOHB）方法快速获得广义力影响系数矩阵,利用该矩阵建立频域模态位移和气动力之间的关系,实现高效颤振频域分析方法。通过二维翼型和三维机翼算例进行验证,结果表明：在不对计算精度产生明显影响的前提下,HOHB方法能够提高颤振预测效率约6倍。     

CFD/CSD方法分析动力效应对民机气动特性影响

基于Reynolds average Navier-Stockes(RANS)的三维Navier-Stokes流场控制方程耦合结构静力学方程时域分析方法,研究了带有发动机的民用飞机其动力效应对全机气动性能的影响。首先采用数值方法对发动机进排气边界条件进行了模拟,分析了带动力的涡扇发动机模型的流场,并将计算结果与实验进行比较,验证边界条件处理的准确性;以此为基础,考虑结构弹性变形,采用计算流体动力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的方法,分别对通气和带动力的翼吊发动机全机的气动性能进行了研究。结果表明:基于通气构型预测的升阻力系数,气动载荷和压心位置与考虑动力效应后的计算结果存在明显不同。弹性变形又会加剧这一差异,使得全机的升阻比下降约12.6%,升力系数下降约8.9%,压心位置后移。数值算例显示,在靠近发动机区域气动载荷受动力效应影响显著,远离该区域,弹性变形效应占主要影响因素,因此在进行带动力效应的民机气动性能分析时,考虑弹性变形的影响是十分必要的。