压缩拐角激波/边界层干扰的可压缩湍流模型研究

为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题,抓住可压缩流动中的密度变化特性,利用构造的可压缩Von Karman尺度,基于KDO(Kinetic Dependent Only)湍流模型,发展出可压缩湍流模型CKDO(Compressible Kinetic Dependent Only)。通过对8°,16°,20°和24°压缩拐角算例的数值模拟,测试了其对可压缩、激波/边界层干扰这一湍流难题的求解能力。计算结果表明,总体上CKDO模型对壁面压力和壁面摩擦阻力系数的捕捉能力优于其它模型,并且随着压缩拐角角度的增大,其描述该流动的能力更加突出。CKDO模型在24°压缩拐角处计算的分离区大小仅比实验大10%左右,明显比其它模型结果好。这表明CKDO模型在模拟激波/边界层干扰这一类流动中有较好的适用性。     

考虑放宽静稳定度的民用客机气动优化设计

为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。     

考虑动力影响的民用飞机静气动弹性分析方法

采用了一种基于多块网格的N-S方程和结构柔度影响系数法,考虑气动、结构非线性的基于RBF插值和RBFDelaunay动网格变形技术的静气动弹性分析方法对喷流对弹性机翼的气动力影响进行了研究。利用DLR F6翼身组合体构型对静气动弹性方法进行验证,保证了计算的可信性。采用该方法对比分析了某民用飞机无喷流/有喷流构型的静气动弹性特性,表明发动机喷流会给机翼带来一个正的扭转效应,抵消一部分机翼后掠效应的影响,使机翼前后缘挠度均会有所增大,弹性变形引起的多数剖面的附加扭转角有所减小。研究表明:喷流影响会使刚性机翼表面的压力分布发生变化,升力系数有所损失;考虑喷流的机翼静气动弹性变形是一个耦合效应,发动机喷流区主要受喷流影响,外翼段主要受弹性变形影响。数值模拟结果表明:无喷流影响时机翼的弹性变形使升力系数下降约16%,升阻比下降8.4%,考虑喷流影响时,升力系数下降达到18%,升阻比下降36%。因此,对于大展弦比机翼,考虑喷流影响的静气动弹性分析十分必要。     

γ-Reθt转捩模型的改进和验证

针对γ-Re_θt转捩模型应用在航空外流转捩模拟中存在的湍流区摩擦力系数二次异常跃升问题进行了研究和改进.研究发现前者的原因是边界层指示函数失效.通过以涡量与应变率的比值修正指示因子,改进了边界层范围的估计和转捩临界动量厚度雷诺数的求解,消除了湍流区摩擦力系数异常跃升现象.消除摩擦力系数异常跃升现象后,湍流区摩擦力系数偏小.为此,Langtry曾引入黏性底层指示函数进行修正,但这一修正的作用范围可能溢出边界层,扰乱间歇因子求解.为解决这一问题,构造了基于黏性比、间歇因子和边界层指示函数的限制因子.通过平板Aerospatiale A翼型和雷诺数为2.1×10⁷的NACA 64₂A015有限翼展直机翼算例的验证,证明上述修正改善了γ-Re_θt转捩模型对边界层和黏性底层范围的捕捉,提高了摩擦力系数分布预测的准确度.     

考虑螺旋桨滑流影响的机翼气动优化设计

涡桨飞机的机翼、短舱等部件在滑流作用下周围的流场特性与无滑流状态下截然不同。所以,应该在涡桨飞机的机翼气动设计过程中考虑螺旋桨滑流的影响,从而使得机翼在真实飞行时滑流作用下表现出更好的气动特性。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的多重参考坐标系(MRF)方法对螺旋桨滑流进行高精度准定常数值模拟,通过自由变形(FFD)技术实现螺旋桨飞机机翼的参数化构建,应用径向基函数(RBF)插值的动网格技术进行网格自动生成,获得样本机翼在滑流影响下的气动数据后,建立目标函数和状态函数的Kriging代理模型,结合随机权重粒子群优化(PSO)算法、Kriging代理模型和对应的EI(Expected Improvement)函数加点准则进行加样本点以及代理模型重建,从而建立滑流影响下机翼气动优化设计系统。使用该系统对某型螺旋桨飞机进行了滑流影响下的优化设计,结果表明,优化后的构型机翼和短舱在巡航状态下减阻达3.98counts,升阻比提高了3.325%。因此,建立的考虑滑流影响下的机翼优化设计方法是可行的。     

非结构动网格在三维可动边界问题中的应用研究

对用于非结构动网格生成的弹簧近似方法进行了研究。通过采用顶点弹簧方法,分析研究了弹簧倔强系数的取值,同时通过引入挤压倔强系数和边界修正,对标准弹簧近似方法进行了改进。改进后的方法可以大大提高网格变形能力和网格质量。应用本文发展的非结构动网格生成方法并通过耦合求解基于(Arb itrary Lagrangian-Eu lerian ALE)描述的Eu ler方程,模拟了做谐和振动的刚性无后掠机翼及柔性M6机翼的跨音速绕流,计算结果与实验结果吻合良好。     

Gamma-Theta经验转捩模型在DES中的应用

与RANS湍流模型相比,DES湍流模型的边界层外自由流部分存在LES区,该区域的涡粘性会有所降低。为了研究了这一特征对γ-Reθt转捩模型的影响,以平板实验为算例,选取基于k-w SST湍流模型的DES模型和DDES模型,检验γ-Reθt转捩模型在DES模型和DDES模型中的表现。结果表明：DES模型和DDES模型使转捩位置推迟,SST—DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST—DDES模型使转捩位置后移较少;DDES模型比DES模型更适合γ-Reθt转捩模型;转捩经验关系需要进行修正后才能将γ-Reθt应用于DDES模型。     

直接操作FFD技术在翼型气动优化设计中的应用

几何外形参数化技术在飞行器的气动外形优化设计以及多学科优化设计中是影响其结果和效率的重要因素之一。针对自由变形技术(FFD)无法直接操纵几何外形表面指定点位移的局限性,开展了直接操作FFD技术在翼型参数化及翼型气动优化设计中的应用研究。建立了由翼型表面控制点的位移反求各个FFD控制点位移的求解模式,有效地降低了高阶FFD控制体进行翼型参数化的参数个数,并且具备直接操纵翼型几何外形的能力,更具物理直观性。运用该技术对于跨音速翼型进行了气动减阻设计,显著减小了设计状态下翼型的阻力。     

基于能量观点的混合层流优化设计

为了合理地在混合层流设计中减小阻力,降低能量消耗,利用吸气控制功率消耗与阻力、吸气速度的关系式,建立了考虑以吸气功率最小为优化目标的优化设计方法。该优化设计方法采用了自由变形（FFD）参数化方法,紧支型的径向基函数（RBF）动网格技术,改进的微分进化（DE）算法,以及耦合基于eN转捩预测的RANS流场高精度求解器。针对25°后掠角的跨声速无限展长后掠翼,进行了以阻力最小为优化目标的均匀吸气和以功率消耗最小为优化目标的分布式吸气的混合层流优化设计。优化结果表明,基于能量观点的优化结果在雷诺数10×106下可以达到均匀吸气的阻力收益,相比初始构型,阻力降低了29.1%,上下翼面转捩位置分别推迟了18%和15%弦长,功耗降低了1.7%;而在雷诺数20×106状态下,相比初始构型,阻力减小了41.3%,比均匀吸气阻力优化结果提高了4.5%,上下翼面转捩位置分别推迟了52%和14%弦长,功耗降低了8.14%。优化结果表明,建立的基于能量观点的混合层流优化方法是可行的。      

平角旋转机构约束的管射无人机二次折叠翼气动优化设计

机翼分段折叠的二次折叠翼可有效增加管射无人机的展弦比,提升管射无人机的巡航效能。但连接分段机翼的第二展开机构使得内、外机翼过渡段包络面相对厚度增大,气动性能降低,恶化了二次折叠翼的巡航性能。因此,建立二次折叠翼气动设计方法具有重要意义。开展了考虑第二展开机构几何约束的二次折叠翼气动优化设计研究。首先,采用自由变形(FFD)技术对二次折叠机翼进行参数化建模。其次,结合CFD求解器和遗传算法搭建了气动优化设计系统。最后,在具体优化设计工作中,将第二展开机构几何约束转化为关键剖面的绝对厚度约束,通过求解FFD控制点影响因子将绝对厚度约束转化为控制点设计变量变化范围约束。应用该优化系统对二次折叠机翼在升力系数0.68设计工况下开展考虑机构约束的优化设计工作,结果表明,在满足机构约束的前提下,机翼气动阻力减幅达到9.3%,有效地改善了二次折叠机翼气动特性。