基于余量修正原理的多翼面气动力反设计方法

 将Takanashi 的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题, 形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法, 以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法, 形成了相应的跨音速多翼面设计软件, 并将该软件与国外先进的CFD 分析软件相结合, 形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法, 以鸭式布局为例, 进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。     

新型单方程湍流模型构造及其应用

为了提高雷诺应力本构关系式对于非平衡湍流的预测精度并且兼顾求解效率,发展了一种基于湍动能k的单方程(KDO)湍流模型。其主要思路为:采用平板直接数值模拟(DNS)数据对原始Bradshaw假设进行重新标定,使得当地湍动能和雷诺主应力之比能够根据当地流动条件进行自适应调节;同时,对标准k-ε模型中的湍流耗散率输运方程采用代数形式进行模化,进而形成一种一方程湍流模型。算例结果表明:KDO湍流模型对于对数率能够准确反馈,而在带有激波或部件干扰等流动现象的RAE-2822、ONERA-M6和DLR-F6算例中,KDO湍流模型能够准确控制湍动能的增长和衰减,相比于Spalart-Allmaras和Menter k-ω剪切应力输运(SST)模型,KDO湍流模型的计算结果有了较为明显的改善。     

扩散作用对y-Re优模型转捩预测的影响

Gamma．theta转捩模型是Menter及其合作者提出的一个基于经验关系的转捩模型,其经验关系式和模型参数是通过来流米雷诺数均在150万以下的仍系列平板实验在CFX程序中标定的。首先通过33A平板修正了转捩经验关系式．然后对S＆K平板实验进行了数值模拟,研究了较高雷诺数下模型控制方程扩散项系数以及与数值扩散相关的流向网格尺度对gamma．theta模型转捩预测结果的影响。模拟的结果表明,这些因素对转捩位置都有明显影响,并且gamma方程的扩散项系数还影响转捩完成后全湍区的摩阻值。三种因素对转捩预测影响的趋势分别为：gamma方程的扩散项系数越大,theta方程的扩散项系数越小,流向网格尺度越大,则转捩位置越靠前。     

一种滤波SST方法在翼型深失速模拟中的应用

 为了提高原始剪切应力输运(SST)湍流模型对于分离流动的求解精度,将大涡模拟(LES)中的滤波因子和SST方程相结合构造出一种滤波SST方法,利用湍流尺度对流场求解区域进行划分,近壁面附近的稳态流动由湍流模型控制,远壁面采用LES方法进行模拟。与传统混合RANS/LES方法相比,该方法的特点是:滤波因子的选取不再依赖于网格尺度,可以有效地降低网格诱导分离现象发生的概率。采用该方法对NACA0021翼型深失速特性进行了仿真研究,对比了非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法和SST-DES方法,从仿真结果可以看出滤波SST方法有效地激活了分离区域的脉动,充分展现了分离的三维特性;同时算例求解结果证明该方法的精度高于URANS方法,与试验结果吻合较好,显示其具有一定的工程应用价值。     

基于伴随方程和自由变形技术的跨声速机翼气动设计方法研究

将连续伴随方程法与自由变形技术(Free Form Deform-FFD)相结合开展了跨声速机翼气动外形优化设计方法研究。采用Bernstein基函数建立了空间FFD参数化方法,并应用基于控制理论的连续伴随方程方法建立了目标函数对于待优化几何外形的梯度求解模式,将几何外形参数化方法、连续伴随方法以及CFD数值模拟技术相结合,研究、构建了适合跨声速机翼的气动外形优化设计系统。利用该系统对ONERA M6机翼及某型民用客机机翼进行了气动减阻设计,算例验证表明该方法应用于跨声速机翼气动减阻设计效果明显,并且能较好的保持几何表面连续性和光滑性。     

机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N－S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明，后体在零迎角时存在三种流型：随着流型、分离涡流型和底部分离流型；影响阻力最大的几何参数是后体收缩比，其次是上翘角；收缩比ηA较大时（如ηA≥0．5），会产生很大的底阻；上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小的（即尾部较尖）使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小，从而可实现最小的后体阻力。因此，首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。     

考虑排放影响的飞机多学科优化设计

随着民用航空运输业的发展,飞机对气候环境的影响越来越受到重视。为了满足未来飞机设计中经济性和环保性等指标,有必要在飞机概念设计阶段综合考虑成本和排放的影响。本文使用全球平均温度变化作为衡量飞机排放对气候影响的标准,分析了飞机巡航高度和速度对于排放物的影响。进一步,通过整合气动、重量、成本和排放等学科模型,建立了飞机概念设计阶段的多学科优化框架。基于该优化框架,以机翼平面形状、飞行速度和高度等参数为优化变量,分别以排放最小和成本最低为目标,进行了单目标和多目标优化设计研究。Pareto最优前沿的优化结果显示,单位排放成本的高低会影响成本相对于排放性能的变化趋势。     

高升力与失速特性缓和的翼型设计研究

为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA-K1/BUAA-K2翼型的设计研究.风洞实验结果表明,与配置著名GAW-1/GAW-2翼型的机翼比较,配置BUAA-K1/BUAA-K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了15%和25%,并且实现了同时具有高升力和失速特性缓和的气动特性.     

Navier-Stokes方程积分表达式的有限元解法

本文采用定常不可压Navier-Stokes（NS）方程的积分表达式方法计算粘性流动问题,用线性三角形单元划分计算区域,建立了适当的迭代求解过程。本文改进了压力计算方法,用全变量松驰加快了收敛速度,用矩阵分块计算减小了内存限制,并可以通过对矩阵特性的分析更好地控制迭代过程的稳定性。     

基于谐波平衡法和 V-g 法的高效颤振预测分析

提出了一种高效的颤振预测分析方法,将之应用于跨声速颤振边界分析及结构参数影响研究中。本方法基于频域颤振分析 V-g 方法,为气弹系统提供一定的人工阻尼使之保持简谐运动状态,从而将结构动力学方程转换到频域内。然后通过高效的谐波平衡法得到一系列简谐运动频率下的气动力描述函数矩阵,结合频域结构方程,将气弹系统的稳定性问题转化为广义特征值求解。结果表明：本方法计算得到的颤振边界与高精度的时间推进方法非常吻合,分析效率有了明显的提升,而且当结构参数发生变化后,只需进行若干次广义特征值求解即可得到新的颤振边界,无需像时间推进方法一样开展大量的气动/结构耦合数值模拟。