梯形翼风洞试验模型数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Re_θ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。     

CRM-WB风洞模型高阶精度数值模拟

通过求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程,采用5阶空间离散精度的WCNS和多块对接结构网格技术,开展了CRM翼身组合体风洞试验模型的高阶精度数值模拟,计算构型和计算状态来自AIAA第6届阻力预测研讨会（DPW Ⅵ）。主要目的是采用高阶精度方法,评估静气动弹性变形和模型支撑装置对CRM翼身组合体数值模拟结果的影响。通过与刚性外形的计算结果和NASA NTF风洞试验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明：迎角为3.0°时,静气动弹性变形使得机翼上表面激波位置前移并显著降低了外侧机翼上表面激波位置前的负压;迎角为3.0°时,模型支撑装置使得机翼上表面激波位置进一步前移,并导致翼梢处机翼上表面流动结构发生变化;迎角为4.0°时,计算模型中没有包含模型支撑装置是导致升力系数下降的主要原因;计算模型中包含机翼静气动弹性变形和模型支撑装置的数值模拟结果更加接近试验结果。     

CRM翼身组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼身组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细、极细四套网格,网格规模从"粗网格"的2 578 687个网格点逐渐扩展到"极细网格"的65 464 511个网格点。研究了设计升力系数下,网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响,采用"中等网格"开展了抖振特性的数值模拟研究。通过与二阶精度的计算结果、DPW V统计结果和部分试验结果的对比分析,高阶精度数值模拟结果表明,阻力系数计算结果与DPW V统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响;迎角为4°时,升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。     

CRM翼/身/平尾组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼/身/平尾组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测方面的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细3套网格,对应的y⁺分别为1、2/3和4/9。通过对CRM模型的计算和分析,研究了网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响。通过与DPW4统计结果和部分实验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明,本文的气动特性计算结果与统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼内侧的展向站位压力分布影响较小,对机翼外侧展向压力分布影响较大;网格密度对翼根后缘局部分离区略有影响。     

不同襟翼偏角梯形翼构型气动特性数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Trisonic Platform(TRIP)软件模拟高升力梯形翼不同襟翼偏角引起微小气动特性变化的能力。首先,简要介绍了采用的计算方法;其次,介绍了两种襟翼偏角的梯形翼模型及风洞试验;最后,在网格收敛性研究的基础上,采用全湍流和转捩两种方式模拟了梯形翼构型不同襟翼偏角对气动特性的影响。与试验数据的对比结果表明,采用全湍流和转捩两种方式均可以较好地模拟不同襟翼偏角对气动特性的影响量,采用γ-Reθ转捩模拟方式可以提高梯形翼构型气动特性的模拟精度,失速迎角附近的气动特性模拟需要进一步研究。     

DLR-F6翼身组合体的高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6翼身组合体的高阶精度数值模拟研究。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型的能力。采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动特性、压力分布、表面流态等方面研究了网格密度对DLR-F6翼身组合体气动特性的影响;采用中等网格开展了来流迎角对气动特性的影响研究。通过与试验数据、CFL3D软件和TRIP软件计算结果的对比,表明网格密度主要影响激波位置和压差阻力系数,同时对翼身结合部分离区大小有一定影响;采用高阶精度计算方法显著提高了气动力系数的模拟精度,力矩系数数值模拟结果与试验的差异有待进一步分析。     

DLR-F6/FX2B翼身组合体构型高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6和DLR-F6_FX2B 2种翼身组合体构型的高阶精度数值模拟,计算外形来自AIAA第三届阻力预测研讨会。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型和预测局部构型变化引起的气动特性变化量的能力。在固定升力系数条件下,采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动力系数、压力系数分布、表面流态等方面研究了网格规模对DLR-F6和DLR-F6_FX2B翼身组合体数值模拟结果的影响;采用中等网格开展了来流迎角对2种翼身组合体气动特性的影响研究。通过与National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果对比,表明采用高阶精度计算方法得到了网格收敛的数值模拟结果,较好地模拟了DLR-F6翼身组合体局部修型引起的微小气动特性变化和翼身结合部流动特性的差异。     

湍流模型离散精度对数值模拟影响的计算分析

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS),通过改变物面法向第一层网格间距,开展了剪切应力输运(SST)两方程模型不同离散精度的数值分析。主要目的是为高阶精度格式在复杂外形上的应用提供技术支撑。计算模型包含了低速NLR 7301两段翼型和高速RAE2822翼型,研究内容主要包括湍流模型的二阶精度离散和五阶精度离散两种方式对收敛历程、边界层湍流黏性系数分布、边界层速度分布、压力系数分布以及气动特性的影响。在与试验数据对比的基础上,计算结果表明:对于不同的第一层物面法向网格间距,湍流模型离散精度对低速绕流计算结果有比较明显的影响,对于高速小迎角附着流动计算结果影响不明显;相对于湍流模型二阶精度离散,湍流模型高阶精度离散网格敏感性较弱,具有更高的数值模拟精度,但收敛性略差。     

梯形翼高升力构型的数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用亚跨超声速平台(TRIP3.0),数值模拟了美国国家航空航天局(NASA)梯形翼构型。研究了控制方程、网格密度、流动转捩和初始条件等不同影响因素对气动特性的影响。风洞试验是2002年在NASA Langley 14ft×22ft亚声速风洞中完成的,试验结果包括了基本气动力和力矩、表面压力系数和边界层速度型分布。计算结果与试验数据的比较表明:求解完全的RANS方程,提高了翼梢涡的模拟精度;网格密度主要影响翼梢涡的强度;转捩模型提高了边界层的模拟精度,进而提高了升力系数、俯仰力矩系数的模拟精度;最大升力系数及失速迎角对初始条件具有依赖性。     

网格拓扑对DLR-F6构型数值模拟的影响

基于TRIP3.0软件平台和多块结构网格技术,开展了控制方程和网格拓扑等因素对DLR-F6构型数值模拟的影响研究。数值计算采用与试验相同的参数,采用了RANS/TLNS方程,生成了O型和H型2种拓扑的粗、中、细网格进行模拟。分别从气动特性、压力系数分布曲线和表面流态3个方面对结果进行分析。通过与试验数据的对比表明,在模拟小分离流动时,采用H型拓扑网格和RANS方程模型,获得的计算结果会更为准确。     

火箭级间分离喷流干扰数值模拟与风洞试验研究

针对典型风洞试验状态,采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,数值模拟了给定级间距下火箭级间分离喷流干扰流动情况,获得了清晰的流场结构和有/无喷流干扰时两级气动特性变化规律,并对仅主机喷流和主机与四游机同时喷流的情况进行了计算,数值模拟研究结果为风洞试验方案的设计提供了参考依据。在典型状态数值模拟研究的基础上采用了冷喷流模拟技术对多个状态下火箭级间分离喷流干扰特性进行了风洞试验研究,获得了两级在有/无喷流、同轴变攻角情况下的气动力系数,研究结果表明,级间喷流干扰会对两级气动特性带来较大影响。相同状态下计算得到的两级气动特性变化与试验符合较好,表明了针对风洞试验状态的预先数值模拟对试验方案的设计验证可提供有益的参考。     

汽车理想气动形体数字化模型构建及气动性能试验

以最小气动升力和最小俯仰力矩作为力学约束条件构建了一条理想气动形体的设计特征上凸曲线——"升力面"在汽车纵对称平面上的投影线;以结构布置和乘坐舒适性作为几何约束条件,进而构建了一个具有较低气动阻力的理想形体.通过对该形体的风洞试验验证,其阻力系数为0.145,升力系数为0.0486,俯仰力矩系数为-0.0405.证明该方法具有一定的准确性,可用于汽车车身前期的气动优化.      

导弹适配器数值模拟风洞试验

为了模拟适配器与弹体分离的真实过程,以某箱式导弹垂直发射过程为背景,开展了对利用数值模拟风洞建立完备且准确的适配器气动数据库的方法的研究。仿真过程中采用批处理技术提高了计算效率。研究表明,以风速为10 m/s时得到的气动参数为基准,所有的气动参数误差均可以控制在1.5%以内,计算效率提高了50倍;通过数值模拟风洞得出的气动数据库,仿真得到的适配器脱离导弹的过程与试验结果一致。