跨音速非定常气动力和颤振计算

本文改进了文献」１「跨音速偶极子格网法，且在颤振计算中能自动求颤振点速度，从而较大地提高了计算速度，并有利于该方法在近音速及较大减缩频率中的应用。对Ｆ５机翼，ＬＡＮＮ机翼作了距音速非定常气动力计算，对跨音速民航机机翼的模型ＡＭＰ作了颤振计算，与文献「２」的比较表明，两者结果有较好的一致性。     

翼吊发动机机翼跨声速颤振特性研究

针对现代民用飞机翼吊发动机机翼跨声速颤振问题,建立了带超临界翼型、大展弦比后掠和翼吊一个发动机构型的机翼模型,通过偶极子格网(DLM)气动力修正方法、升力线斜率系数修正方法、ZTAIC方法和高速颤振模型风洞试验方法研究了飞机翼吊发动机跨声速颤振特性。分析了马赫数和阻尼对跨声速颤振特性的影响。结果表明:翼吊发动机机翼具有三种典型颤振,即机翼弯曲扭转耦合模态颤振、机翼面内振动模态颤振和发动机与机翼耦合模态颤振;马赫数对翼吊发动机机翼跨声速颤振会产生不利影响,主要表现在跨声速区域显著降低机翼跨声速临界颤振动压;结构阻尼对机翼-发动机耦合小阻尼颤振模态的影响显著,增大阻尼可以显著提高其颤振动压。     

跨声速偶极子网格法的改进和在颤振计算中的应用

本文改进了跨声速偶极子网格法,且在颤振计算中能自动求颤振点速度,从而较大地提高了计算速度。     

非定常气动跨声速机翼颤振分析

颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。     

两种跨声速气动弹性问题分析研究

在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值.     

一种典型的跨声速区颤振试飞方法

由于受空气压缩性的影响,飞机的颤振速度在跨声速区附近一般会出现较大降低。为解决此问题,简要分析了跨声速区颤振"凹坑"形成的机理,并结合某型飞机的颤振试飞,提出了跨声速区的颤振试飞方法,并给出了数据分析处理结果和结论。     

基于多重网格方法的跨声速颤振数值模拟研究

使用多重网格的方法对二维翼型和三维机翼的跨声速颤振进行了数值求解.流场控制方程为N-S方程,湍流模型采用SA模型网格.计算网格采用结构网格,空间离散采用中心格式,使用双时间法进行时间推进.流场与结构之间的数据通过径向基函数(RBF)插值方法进行交换.通过耦合求解流场控制方程和结构运动方程得到Isogai(case A)机翼模型和Agard445.6机翼的跨声速颤振边界.通过与使用单重网格时得到的结果相比较得出,多重网格方法能够节省计算时间,提高颤振分析计算效率.     

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。     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术,得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程,建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界,分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

基于降阶模型的不同厚度翼型颤振边界预测

为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。     

一种跨音速翼型和机翼设计方法的新进展

 讨论一种基于N-S方程、欧拉和速势方程加混合附面层修正的跨音速流动准确控制方程逆解法，及其在跨音速翼型和机翼设计中的应用。分析了两种紊流模型对分离的适应性，探讨了N-S和欧拉方法的阻力估算精度问题，列举了若干超临界和层流翼型及机翼的设计实例以及软件验证。     

复杂外形下的无网格算法研究

研究了二维、三维复杂外形下的无网格算法。在一种布置点云方法的基础上,发展一种曲面拟合的重构方式构造流场物理量,并应用于AUSM+_up格式计算欧拉方程的数值通量;计算采用了隐式时间推进,并引入当地时间步长和残值光顺等加速收敛措施。通过对某三段翼型低速流动、M6机翼跨音速流动、某全机跨音速流动进行了数值模拟,表明本文发展的无网格算法能有效地模拟复杂外形的无粘绕流。     

跨音速翼型和机翼的反设计计算方法

给出一种跨音速翼型和机翼的反设计计算方法。对所应用的积分方程反方法引入人工粘性项;采用Riegels因子法消除前缘奇性;对强激波问题采用光滑-松弛过程;并将方程中的系数积分成解析形式;对二维翼型反设计计算还提出了一种封闭形式的正则化条件。算例结果表明,该方法对跨音速翼型和机翼设计是一种有效的工具。     

大尖削机翼非定常跨音速绕流的数值解法(英文)

本文给出一种计算飞机机翼上定常和非定常跨音速气动力的数值解法,使用了一种特殊设计的坐标变换,是用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分算法来求解非定常跨音速修正三元小扰动位势方程。给出了F5战斗机机翼的数值结果并与XTRAN3S,ATRAN3S及试验结果进行了比较,表明本方法是有效的和经济的。     

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法

以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略.应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法.采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的...     

现代自然层流翼型的设计方法

本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。     

An inverse code based on a residual-correction method for wing design

A fast, efficient and reliable code for wing design has been developed at INTA coupling a residual-correction method by Bauer, McFadden and Garabedian to an inviscid solver for wing analysis in transonic flow. Smoothing procedures, including Bézier cubic splines, are used to avoid irregularities of the wing surface, as well as the twist distribution. A non-conservative full potential finite differences code is used as the flow solver. The redesign of two wings in transonic flow are presented with promising results. The computing time required to achieve convergence up to a good level of accuracy is less than 1 hour in a Workstation of 300 Mflops. The code is actually a powerful tool for preliminary wing design. Future work will be addressed to the addition of viscous effects and to studies on the optimization of target pressure distributions.     

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法

本文给出一种低超声速来流中机翼跨声速非定常流的计算方法。该方法使用跨声速小扰动理论,正确地计入了沿流向平面流动特征线的压力波的运动边界条件。流动方程是使用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分解法求解。试算了M=1.1的矩形翼和M=1.1、1.34的F5机翼的定常和非定常气动力,并与国外的风洞试验和计算结果作了比较,符合很好。表明本方法是有效的。     

遗传算法在机翼气动优化设计中的应用

把最优化方法与机翼的气动力求解相结合,进行跨音速机翼的气动优化设计。采用最优化方法为遗传算法,机翼的气动力由三维欧拉方程的数值解来提供。与基准机翼相比较,优化设计的机翼其气动性能有较大幅度的提高,表明遗传算法在机翼优化设计中的可行性和有效性