基于润滑理论的二维积冰数值模拟

将基于润滑理论的水膜-冰层模型推广到在任意二维截面上建立的正交曲线坐标系,得到描述二维型线表面水膜流动和积冰的偏微分控制方程.采用一种隐式-显式有限差分格式建立控制方程组的代数形式,给出求解非稳态控制方程组的数值方法.为验证模型和数值解法的有效性,在典型的航空积冰和传输线积冰环境下对翼型和传输线表面的积冰算例进行数值模拟.将水膜-冰层模型的冰形计算结果与传统Messinger模型的模拟结果以及冰风洞试验结果进行对比,低温明冰条件下采用当前方法计算的翼型表面冰形接近于Messinger模型的模拟冰形曲线;相对高温条件下的计算结果比传统Messinger模型更为精确.低速积冰环境下Messinger模型难以模拟的传输线表面积冰同样可以采用水膜-冰层模型进行有效 预测.     

积冰对飞机飞行性能的影响

针对飞机飞行过程中出现的积冰所带来的不利影响,提出一种求解积冰条件下飞行性能的思路.基于二维有限基本解法对翼型前缘的积冰形状进行预测;在计算飞行性能时,利用数值模拟的方法求解RNG(Renormalization Group) k-ε湍流模型下的雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程,对飞机全机流场进行解算,从而得出积冰状态下飞机的升力、阻力特性.最终结果表明:积冰严重影响着飞机的飞行性能,这与由相关实验得出的结论一致.该方法可应用于工程领域,对积冰条件下飞机的飞行性能进行快捷、有效地求解,为研究飞机防冰技术、提高飞行性能提供参考.      

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

跨音速翼型的气动最优化设计方法

将计算流体动力学(CFD)与最优化技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出了数值模拟.再利用几何、流动和最优化控制方程,反复迭代求得在一定约束条件下气动性能最优的翼型.本文以NACA0012为原始翼型,选取两种设计工况,都取得了满意的结果.     

用GAO-YONG湍流模式对翼型跨音粘流的数值模拟

应用GAO-YONG可压缩湍流模式,数值模拟了NACA0012,RAE2822翼型的定常跨音速粘流算例.对流项采用三阶ROE格式,扩散项采用二阶中心格式,用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果很好地预测了翼型表面的压力系数的分布、激波的位置、马赫数等值线的分布等情况,并且对翼型表面激波与边界层相互干扰以及层流向湍流的转捩问题进行了分析计算.计算结果与实验值符合很好,表明GAO-YONG可压缩湍流模式应用合适的计算方法能够高精度模拟翼型跨音粘性流动问题,并且基于GAO-YONG可压缩湍流模式各向异性湍流粘性的机理,提供了一种预测转捩起始位置的判别方法.      

二维非结构网格的生成及其Euler方程解

 采用推进阵面法生成三角形非结构网格,用多重网格技术求解泊桑方程以取得结构背景网格.提出了一种高效的边界剖分法,并用它来生成初始阵面.另外,还提出了一种新颖的数据结构——数组链接表,用它来存贮网格数据.用有限体积法在非结构网格中求解了二维可压缩Euler方程,给出了单段翼型和多段翼型的算例,并与实验结果进行了比较和分析.     

过冷大水滴动力学行为对翼型结冰的影响分析

过冷大水滴（SLD）是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与NASA实验结果进行了对比验证方法可信。结果表明：SLD动力学行为对结冰和冰形影响较大。其中,变形破碎改变了水滴运动轨迹和撞击范围,降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小2.83%、2.13%;飞溅降低了驻点附近水滴收集率,导致前缘积冰量减少8.09%;反弹显著降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小30.69%、20.01%;撞击后飞溅反弹二次水滴再入流场使得上下结冰极限增加6.14%、3.71%。同时,与干净翼型相比带冰翼型空气动力学性能严重退化,在相同迎角下,升力更小、阻力更大、气动效率更低。     

联合射流控制技术的增升效果和机理

数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离.     

基于分段常值推力的水滴悬停构型控制策略

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题,采用最小二乘法来求解;分析了一段常值推力可行性。然后,以连续常值小推力控制方程为基础,推导了小邻域定理,分析了近距离相对运动条件下两段常值推力控制的可行性;针对可能出现求解精度差的问题,提出了小推力增量方程来修正精度,并证明在靠近理想解的情况下多次迭代可以趋近于理想解。最后,通过数值仿真实现常值小推力控制下的水滴悬停相对运动。数值仿真结果表明常值小推力控制策略可行,研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。      

基于欧拉法模拟旋转帽罩水滴撞击特性

基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟。通过引入耗散函数求解水滴相无黏欧拉方程,实现了欧拉法求解三维旋转帽罩的水滴撞击特性。分析了旋转帽罩转速对水滴撞击特性的影响。发现旋转帽罩转速越大,其表面水滴撞击极限稍有减小。在典型飞行条件与气象条件下,离心力对水滴运动轨迹的影响远小于惯性力对其的影响,旋转帽罩转速对水滴撞击特性影响较小。     

结构/非结构网格中的数值优化计算

非结构网格因其在处理外形方面所具有的特殊优越性而倍受关注.在结构/非结构网格中做了粘性流动的数值优化计算,优化计算包括单目标和双目标气动优化,以及反设计计算,即从初始翼型不断修型而实现给定翼型的外形及压力分布的目标.算例及其结果分析证明了该方法用于翼型的修型和设计计算的有效性.      

二维非结构网格的可压缩Euler方程流场解

讨论了非结构网格的生成方法,用Delaunay三角化方法和推进阵面法相结合的方法生成了非结构网格,提高了生成非结构网格的自动化程度和网格的质量.用有限体积法在非结构网格中求解了二维可压缩Euler方程,给出了单段翼形和两段翼型的算例,并与实验结果进行了比较和分析.     

改进SA模型对翼型分离流动的数值模拟

采用(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件Fluent,选取(SA,Spalart-Allmaras)模型,对风力机翼型S825进行了二维数值模拟,并与实验数据进行比较.针对SA模型不能准确预测翼型尾部流动分离的情况,分析了分离区域内湍流的强非平衡输运特性.研究表明,SA模型中系数C_b1与湍流的非平衡输运特性密切相关,进而提出了修正模型系数C_b1改进SA模型的方法,结果表明该方法能够更准确地模拟风力机翼型分离流动.     

飞机旋转表面结冰数值模拟

在Shallow-Water结冰热力学模型的基础上,搭建了一套适用于三维旋转表面的非稳态结冰模型,采用Jacobi迭代法和Gauss-Seidel迭代法对表面结冰进行非稳态迭代求解。用所提模型对简化后的旋转桨叶模型进行计算,并与FENSAP软件结果进行对比,验证了所提模型的准确性,分析了转速、水滴直径和液态水含量等因素对旋转表面结冰冰形和水膜流动的影响。结果表明：随着转速的增加,结冰范围和水膜覆盖范围偏移愈加明显;结冰范围和水膜覆盖范围随水滴直径增长逐渐增加,水膜厚度也逐渐增大;结冰厚度和水膜厚度随液态水含量增长而相应增加,水膜覆盖范围也明显变大。     

使用GAO-YONG湍流方程组 对顶盖驱动方腔流的计算

运用SIMPLER方法、QUICK格式及交错网格技术求解GAO-YONG湍流方程组,对二维顶盖驱动方腔流进行数值模拟,得到方腔内的涡量分布和方腔中心水平剖线上的速度变化曲线,并与DNS(Directly Numerical Simulation)结果进行定性对比,有较好的一致性.结果表明,GAO-YONG湍流方程组中与湍流多尺度现象相对应的机械能方程对此湍流方程组能够合理地模拟出顶盖驱动方腔流中复杂的湍流粘性分布以及湍流能量逆转现象起到了关键作用.研究进一步证明了GAO-YONG湍流方程组能够得到复杂流动的真实粘性场.