运输机标模CHN-T1的验证确认计算研究

采用自研的非结构混合网格解算器CARIA-OVERSET对我国第一届航空CFD可信度研讨会提供的运输机标模CHN-T1进行了验证确认计算。重点研究了网格形式、网格尺度、湍流模型等对运输机标模CHN-T1的总体气动特性、局部流场特征、压力分布以及计算收敛性等的影响,并把计算结果与风洞试验数据进行比较分析。分析结果表明,非结构混合网格解算器的计算结果与风洞试验数据吻合度较好。在固定升力条件下,非结构网格的网格尺度误差大于结构网格,湍流模型对迎角和俯仰力矩的影响较大,翼身结合处的分离特性模拟差异较小。带支撑构型的全机升力和低头力矩增加、阻力减小,机翼静气弹变形后升力、阻力和低头力矩均减小。全湍和自由转捩模型的计算结果存在一定差异,差异随着雷诺数的增大而变小。     

雷诺数对飞机气动特性的影响研究

采用CARDC自主开发的基于非结构混合网格技术的大规模并行解算器MFlow,对运输类飞机和战斗机气动特性的雷诺数影响规律进行了研究。通过对不同翼型气动特性的雷诺数影响进行数值模拟研究,探讨了雷诺数对运输类飞机和战斗机气动特性影响不同的原因,得到了翼型厚度和弯度是雷诺数影响气动特性的关键参数的结论。     

采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。     

基于非结构网格求解器的CHN-T1标模气动特性计算研究

高可信度计算流体力学(CFD)技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中,但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模,采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算,并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外,还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响,以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明,TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好,计算结果完全位于试验值误差带内,验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。     

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。     

TSTO级间分离气动特性数值仿真分析

两级入轨（TSTO）重复使用飞行器并联级间分离是一二级飞行器设计必须考虑的关键因素。采用国家数值风洞工程通用CFD软件NNW-FlowStar，基于各向异性非结构混合网格及重叠网格技术，研究了TSTO在侧滑角下的并联级间分离过程。软件通过自主改进的Roe熵修正方法、节点高斯梯度算法实现高超声速流场的精细模拟，运用“物面相交”准则实现多套网格间的并行挖洞。采用双时间步求解非定常分离过程，内迭代计算采用LU-SGS方法。文中首先采用WPFS投放标模验证了软件在常规分离投放方面的数值模拟精度；然后模拟获得TSTO组合体定常气动特性，分析了不同攻角下一二级的气动特性以及可能的安全分离状态；最后数值模拟了TSTO在负攻角、正侧滑角下的并联级间分离过程，与对应的CTS试验结果比较，两级质心位移的计算值和实验值随时间变化具有很好的一致性，偏航角及俯仰角在变化规律和量值上比较吻合，表明软件具备升力体并联级间分离类问题的数值模拟能力。     

应用混合网格分析复杂积冰翼型气动性能

通过发展一种点-点对接的结构/非结构混合网格生成方法,避免了复杂积冰外形难以划分结构化网格的问题,并对复杂积冰翼型的气动性能进行了分析计算.在靠近积冰边界的内层采用了非结构网格以拟合复杂的边界,在非结构网格外采用结构化网格以节省存储空间和计算时间.为了检验网格对选用湍流模型的影响,整个流动区域分别采用SST和SA湍流模型,求解了雷诺平均N-S方程.数值计算结果表明SST模型更适于模拟复杂分离流动,积冰对翼型的气动性能造成了严重的影响.     

DLR-F6翼身组合体数值计算

使用自行研制的混合网格亚跨超声速流场解算器程序MFlow计算了AIAA第三届阻力会议提供的DLR-F6及其带整流装置FX2B情况下的阻力。重点分析了两者的网格收敛特性、阻力极曲线以及压力分布等,并与阻力会议的各个软件的计算结果进行比较。详细分析了DLR-F6翼身结合处后缘附近网格精度对分离气泡计算的影响。计算结果表明,MFlow程序的计算精度与国外软件相近,能够为阻力计算提供比较精确的结果。     

共轴式双旋翼悬停流场和气动力的CFD计算

考虑到共轴式双旋翼流场特征高度复杂、桨叶承受非定常气动载荷的特点,为更好地预测共轴式双旋翼的气动特性,把非结构嵌套网格方法和网格的自适应技术相结合,发展了一套适合于共轴式双旋翼流场数值计算的求解器.在该求解器中,采用非结构嵌套网格方案来模拟桨叶之间存在的相对运动,自适应网格技术用来捕捉尾迹对流场和气动特性的影响,求解惯性坐标系下的非定常N-S主控方程来模拟流场的非定常特性.应用该求解器,首先计算了有试验结果可供对比的一副试验旋翼的诱导速度场分布,在此基础上,计算了共轴式双旋翼的桨尖涡轨迹和拉力分布特性,并与单旋翼的计算结果进行了对比和分析,得到了一些有意义的结论.     

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究

采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下,雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时,雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时,雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时,雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。     

扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。     

航空发动机吞砂试验标准砂与典型沙粒形貌对比分析

航空发动机工作时吸入沙粒会对发动机造成伤害。针对军标中未规定吞砂试验用砂粒的形貌特征问题,提出砂粒形貌特征的统计表述方法——数字图像获取、砂粒圆度(砂粒图片实际面积与其外接圆面积之比)分析、标尺对比与观察统计、振动转换与跟踪、统计指标比较,选取中国南海(海南)、东海(厦门)、腾格里沙漠和塔克拉玛干沙漠等典型地区的沙粒与美国标准砂的形貌特征进行了对比分析。试验表明:利用标准砂进行航空发动机吞砂试验时发动机的损伤最严重,即按照军标要求采用标准砂进行吞砂试验能够保证发动机具有足够的安全裕度。     

硅基防热材料表面流动特性研究

硅基复合防热材料在气动热试验时,表面有大量的熔融物质在气流作用下形成流动的液态层,其表面流动特性直接影响防热材料表面温度、质量损失和线烧蚀量,也间接决定了防热材料的烧蚀性能和隔热性能。本文通过烧蚀机理分析和光学非接触式测量的方法,研究某类硅基材料的流动特性。烧蚀机理分析将熔融物质视为液态边界层,研究其与固体防热材料表面之间的运动特性,同时考虑质量引射效应和液态层蒸发现象,得出液态层流动速度与气流剪切力、液态层厚度和液态层动力黏度的相关公式。光学非接触式测量方法以3D摄影测量为基础,结合PIV增量相关匹配算法和光流法,研究熔融液滴在固体防热材料表面整体的和单一的运动特性。在某一特定的流场状态下,对于表面液态层流动速度,烧蚀机理计算结果为26mm/s,而光学非接触测量结果为10mm/s。两种方法的误差来源主要是理论假设、材料参数和测量区域等方面的不同。研究结果表明,液滴之间具有很强的相互作用且流动速度差距较大,烧蚀机理分析可以做为工程计算方法预估试验结果,而光学非接触测量可以做为烧蚀机理分析的验证手段,并给出防热材料在试验过程中的烧蚀特性。     

粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律研究

为研究表面粗糙度对水滴撞击飞溅特性的影响,在不同温度、不同粗糙度表面条件下开展了水滴撞击飞溅动力学实验。实验通过高速摄像机,观察记录了水滴撞击不同粗糙度表面时,飞溅子液滴的直径、反射角度与速度等信息,由此分析了表面粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律。研究结果表明:在一定撞击参数K范围,子液滴直径主要受粗糙度的影响,表面越粗糙,子液滴平均直径越大;粗糙度对子液滴法向和切向速度的影响呈现出相反的规律;子水滴无量纲角度与粗糙度St呈现正相关,尽管在St>0.1时,温度影响开始出现,但相比粗糙度仍然是小量。     

基于高斯过程回归的连续式风洞马赫数控制

在风洞实验中保持实验段马赫数的稳定对实验的成功具有重要意义。传统的PID控制算法具有一定时滞性,不能满足连续变迎角实验模式下马赫数的控制精度要求。针对这一缺陷,提出了一种基于高斯过程回归的前馈控制策略,结合PID控制器共同完成马赫数控制任务。首先,对原始数据执行了预处理操作,将数据集中的异常数据进行清洗并且对清洗后的数据进行标准化;其次,选取迎角、实时马赫数、实验段截面积作为高斯过程回归模型的输入,压缩机转速作为输出,采用随机划分数据集与分组划分数据集两种策略进行建模,并将高斯过程回归与常用回归模型的预测精度进行了比较;最后,给出了利用高斯过程回归预测结果及预测置信度进行PID反馈控制的方法。实验结果表明高斯过程回归对风洞实验数据具有很好的建模能力,基于高斯过程回归的前馈控制与PID结合的控制策略能够提高连续变迎角模式下的马赫数控制精度。     

三类气动导纳数值识别方法的适应性研究

针对气动导纳函数的数值识别方法,借助于CFD,在简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流下对平板断面和箱梁断面的导纳函数函数进行研究。首先,在无断面存在的空流域内详细研究了简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流的传播特性及其数值计算方法。其次,对有断面存在的情况进行了数值计算。最后,识别得到了平板断面和箱梁断面在三种不同来流下的气动导纳函数。结果表明:对平板断面,三种方法识别得到的气动导纳函数与Sears函数吻合良好,验证了三种数值计算方法的可行性;对箱梁断面,简谐来流和湍流下识别的气动导纳差别不大。相比之下,完全基于线性叠加原理的阶跃来流方法产生了实质性的偏差,表明该法不宜用于钝体断面。计算效率方面,湍流的计算效率适中且对任意断面适用;简谐脉动来流的计算效率最低,适用于气动导纳与风场无关和弱相关的断面;竖向阶跃流方法具有计算时间短的优势,但它仅能用于气动导纳与风场完全无关的断面。     

机翼盒段连接结构疲劳性能影响因素及有限元分析

针对国产某型飞机机翼翼盒典型连接区结构,设计试验件进行疲劳试验,对比分析高锁螺栓不同装配工艺对其疲劳性能的影响。结果表明:对高锁螺栓施加一次拧紧工艺后,再施加适当的二次拧紧力矩,能够有效改善连接结构的疲劳性能。其次,建立连接结构的三维有限元模型,基于正交试验法分别研究螺栓拧紧力矩、板间摩擦系数和螺栓材料弹性模量对基板孔边应力集中系数的影响。研究发现,该3种因素均对孔边应力集中系数有较大影响,其中螺栓拧紧力矩的影响最为显著,表明了适宜的二次定力工艺是提高连接结构疲劳性能的一种有效手段。     

使用深度残差网络的乘波体气动性能预测

本文探究深度学习人工智能技术在飞行器气动外形预测中的应用。以激波装配法乘波体设计为背景,建立气动数据快速生成工具,使用拉丁超立方采样得到海量样本数据。使用深度残差神经网络构建气动外形参数到气动性能数据的代理模型,并与随机森林和双隐层神经网络等普通机器学习模型对比;同时将数据转换为图片,研究基于图片识别的深度学习模型搭建,省略飞行器外形的参数化表达。测试结果说明,深度残差网络作为数据代理模型的精度是随机森林和双隐层神经网络的3倍以上,而基于图片识别的代理模型精度提高有限。研究表明,深度残差网络在乘波体等易于生成大量数据的气动外形的性能预测中效果明显,为深度学习技术在气动外形设计中的应用奠定了基础。     

偏流板对发动机进口温升影响研究

为研究偏流板升起条件下发动机进口温升的变化,采用计算流体动力学的方法,计算了不同的发动机推力状态、偏流板板位角、偏流板与发动机距离对流场和发动机进口温升的影响。结果表明:在偏流板升起时,随着发动机推力状态的升高,发动机进口温升逐渐增大;随着板位角的增大,高温燃气沿甲板向发动机进口方向扩散范围越大,进口温升逐渐增大;在相同发动机推力状态和板位角时,增加偏流板与发动机距离可显著减小发动机进口温升。