三维可压和不可压缩流动数值模拟的一种预处理多重网格方法研究(英文)

将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 Choi-Merkle 矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景     

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。     

基于运动嵌套网格的前飞旋翼绕流N-S方程数值计算

 通过求解 Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动,采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间上采用中心平均的有限体积法进行离散,时间方向应用含隐式子迭代的双时间法推进求解。为了验证程序的正确性,数值计算了一有升力悬停流场,旋翼桨叶表面压力分布的计算值与实验值吻合很好。     

双时间法求解大迎角翼型绕流非定常N-S方程

本文采用双时间推进法、顶点格式有限体积法求解非定常ＮＳ方程、应用多层网格技术计算了ＮＡＣＡ００１２翼型大迎角振荡绕流,并对伪时间推进收敛精度,物理时间步长,多层网格迭代方式等对计算结果与计算ＣＰＵ时间的影响进行了讨论,另外还讨论了采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ湍流模型时用固定转捩或全湍流模式对计算结果的影响,并与实验结果进行了比较。     

OA212翼型主动流动控制的数值模拟研究

采用数值模拟的方法,探讨了基于零质量射流的主动流动控制技术对OA212旋翼翼型动态失速的控制效果和控制特性.以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.空间离散采用AUSM~+-up格式,时间推进采用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格方法加速收敛.通过在喷口上施加非定常边界条件来模拟射流对翼型绕流的影响.研究了不同类型射流、不同位置射流以及不同控制参数(频率、相位、偏角、动量系数等)对动态失速控制效果的影响.研究表明:零质量射流和传统的定常射流均可减小动态失速迟滞环的回线面积,但在提高最大升力方面零质量射流明显优于定常射流;在12%c和62%c处施加组合零质量射流的控制效果最为明显.     

Gurney襟翼对翼型气动特性影响的风洞实验研究

针对风力机叶片翼型WA251A在Re=3.0×106情况下,安装Gurney襟翼时气动力的变化展开风洞实验研究.对WA251A翼型在干净翼和安装Gurney襟翼情形下的气动力进行对比,重点讨论了Gurney襟翼安装高度、安装角度及安装位置等因素对翼型气动力的影响.实验结果表明:同一安装位置安装高度的增加其增升效应越明显...     

基于涡限制法的旋翼气动噪声计算

在直升机旋翼流动的数值模拟中,流动求解精度对旋翼气动噪声的预测有着重要影响.采用中心格式有限体积法求解可压缩Euler方程数值模拟旋翼绕流,并采用基于Ffowcs Williams- Hawkings( FW-H)方程的声类比方法计算旋翼气动噪声.为了抑制中心格式的数值耗散,保持机翼翼尖以及旋翼桨尖的尾涡结构,引入了涡...     

旋翼翼型多目标多约束气动优化设计

为了克服传统旋翼翼型优化设计方法的不足,发展了一种基于Kriging模型与遗传算法的旋翼翼型多目标多约束气动优化设计方法。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟获得样本翼型气动性能,并建立目标函数和状态函数的Kriging模型,采用遗传算法搜索Kriging模型最小值和相应的EI(Expected Improvement)函数最大值,更新Kriging 模型直至找到满足约束的最优翼型。运用加权目标函数法进行了旋翼翼型的多设计点优化设计。优化结果表明,优化后旋翼翼型在满足约束的同时,与基准旋翼翼型OA209相比:在悬停状态下,阻力系数下降了2.1%;在机动状态下,最大升力系数提高了4.2%;在前飞状态下,阻力系数在不同马赫数下均有所减小。     

面向层流减阻设计的转捩预测方法研究

发展高效可靠的转捩预测方法是飞行器层流减阻设计的关键。本文针对未来飞行器对层流减阻设计的强烈需求,发展了三种工程实用的转捩预测方法,分别为基于线性稳定性理论的双eN方法、基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型和一种基于动模态分解的DMD/eN转捩预测新方法。通过DLR-F4翼身组合体、镰刀形机翼及NLF0416自然层流翼型转捩预测算例的计算值与实验值对比,验证了所发展的转捩预测方法的正确性。以双eN方法为例,将转捩预测方法与优化方法结合,开展了针对中短程民机的跨声速层流机翼优化设计研究。结果表明,优化机翼相对于基准机翼减阻效果明显,证明了本文发展的转捩预测方法有较强的工程应用价值。     

基于代理模型的高效全局低音爆优化设计方法

研究发展高效实用的低音爆优化设计方法,对于新一代低音爆超声速客机的研制具有重要的理论意义和应用价值。目前国内外发展的低音爆优化方法主要包括遗传算法（GA）和基于Adjoint的梯度优化。遗传算法虽然具有较强的全局优化能力,但其优化效率较低,无法很好满足实际应用的需要;而梯度优化虽然优化效率高,但易陷入局部最优。将最新发展的代理优化算法与音爆预测方法相结合,发展了一种具有全局优化能力的高效低音爆优化设计方法。首先,概述了所采用的线性音爆预测方法,并用NASA超声速圆锥体模型进行验证,表明其计算效率高、预测精度可满足飞行器初步设计的需要。其次,对所采用的代理优化（SBO）方法进行了概述,包括试验设计、代理模型建模、优化加点准则和收敛标准等。再次,运用所发展的方法开展了NASA多段圆锥体模型的低音爆优化设计算例研究,并与遗传算法和梯度优化的结果进行了比较,表明其优化效率比遗传算法提高了2个量级以上,且优化结果优于梯度方法。最后,将所发展的方法应用于AIAA音爆预测大会提供的翼身组合体外形（69°后掠三角翼）的低音爆优化设计,将远场音爆N型波峰值减少了27.4%,表明所发展的方法在复杂外形低音爆优化设计中具有很好的应用潜力。