基于N-S方程的翼型双设计点双目标优化设计

在使用N-S方程和尾迹面积分技术较精确地计算翼型气动阻力的基础上,对翼型进行参数化建模,应用Powell和目标组合方法讨论了翼型的双设计点双目标优化设计,并与单设计点单目标优化和单设计点双目标优化进行了对比.在给定设计条件下,2种翼型:RAE2822和"类全球鹰"翼型的计算结果表明,针对翼型设计状态,合理选择目标优化函数是必要和重要的;所采用的双设计点双目标设计方法可以兼顾多种设计状态,其优化翼型相对原始翼型具有更好的压强分布,有效提高了升力系数和降低了阻力系数;相对单设计点单目标优化和单设计点双目标优化翼型也具有更高的综合气动性能.      

飞行器气动/飞行/控制一体化耦合模拟技术

基于非结构重叠网格技术和全局亚迭方法,发展了一种气动、飞行和控制一体化耦合的非定常求解策略,用于飞行器闭环控制的数值虚拟飞行研究。高超声速飞行器按照设计控制律,采用升降舵偏转进行连续变攻角操纵和静不稳定布局稳定控制;数值虚拟飞行逼真显现了上述非定常流动、运动与控制的时序演化过程。数值虚拟飞行与基于气动数据库插值的飞行仿真比较,控制过程和反馈效果十分吻合。     

基于RANS-LES混合方法的翼型大迎角非定常分离流动研究

使用雷诺平均Navier-Stokes方程-大涡模拟（RANS-LES）混合方法中的延迟分离涡模拟（DDES）方法,模拟了NACA 0015翼型在大迎角下的静态绕流和强迫振荡运动并与实验值进行了比较。在大迎角静态翼型大分离流动模拟中,DDES方法捕获了非定常RANS计算未能获得的机翼背风面的涡脱落现象。在所采用的RANS和DDES模型中,基于剪切应力输运（SST）湍流模型的SST-DDES混合方法给出的时均压力系数分布与实验吻合得最好。在大迎角强迫振荡翼型绕流模拟中,DDES方法得到的非定常气动载荷与实验值吻合得很好,正确地反映了最大迎角处阻力和俯仰力矩的阶跃性突变,而非定常RANS计算则给出了完全错误的趋势。     

非对称转捩对横向偏离稳定的影响

为研究非对称转捩对横向偏离稳定的影响,采用指定位置的强制转捩方法,对典型升力体外形进行非对称转捩的的数值模拟,包含全层流、全湍流及斜线转捩情况的计算与分析,得到非对称转捩对横向偏离稳定性影响的结论。结果表明：极端转捩会使飞行器航向稳定性变差,斜线转捩甚至会使飞行器航向稳定性的极性发生改变。     

高超声速黏性干扰相关性参数的修正

为了更精确地将黏性干扰相关性理论应用到实际工程上,基于高超声速平板黏性干扰相关性理论和斜激波理论,针对当前广泛采用的黏性干扰相关性参数(∨)∞进行了修正,建立了气动力关联性更好的参数(∨)∞.采用计算流体力学(CFD)数值方法模拟了航天飞机轨道器外形OV-102在典型状态下的黏性干扰效应,考察了修正后黏性干扰相关性参数(∨)∞对于气动力数据的关联特性.验证结果表明:修正后的黏性干扰相关性参数(∨)∞对于黏性诱导的各气动力数据均有良好的关联特性,并且相比未修正的黏性干扰相关性参数(∨)∞更加有效.     

高超声速激波/边界层干扰流动数值模拟研究

在基于Roe格式的全Navier-Stokes方程计算流体力学(CFD)代码中,发展了一种局部熵修正方法,克服了传统熵修正方法在边界层流动模拟中耗散过大的缺点,可用于更加准确的模拟激波/边界层干扰的复杂高超声速流动。对典型高超声速双锥边界层分离与激波干扰的复杂流动进行了模拟,研究了网格密度和熵修正方法耗散性对计算结果的影响。研究表明:高超声速双锥边界层分离与激波干扰流动的数值模拟结果对网格具有很强的敏感性,过稀的网格将产生严重的分离流动预测偏差;低耗散性的局部熵修正方法能更加准确地模拟复杂的高超声速激波与边界层分离流动干扰现象。     

基于时间谱方法的飞行器动导数高效计算技术

针对动导数计算工程应用亟需的高效、高精度发展目标,提出求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的时间谱方法(TSM)的全隐格式,以改善采样点数较大时的数值稳定性,并将TSM离散推广到Menter剪切应力输运(SST)湍流模型,以提高TSM的工程实用性。将TSM应用于数值模拟NACA0015强迫振荡,所得计算结果与试验数据和双时间步(DTS)方法的计算结果均能较好地吻合,验证了TSM对周期运动的模拟能力。采用发展的TSM对高超声速HBS标模和超声速Finner标模进行计算,并分析研究攻角和马赫数对动导数的影响规律。结果表明:对于周期运动,具有与DTS方法相当的计算精度,但TSM的计算效率会随来流马赫数的增大而提高,其效率优势在高超声速范围时可达一个量级以上。     

翼身组合弹箭马格努斯效应数值模拟研究

为研究翼身组合弹箭马格努斯特性及产生机理,采用完全时间相关的非定常N-S方程,对带翼弹箭在高速旋转状态下的绕流场进行数值模拟,得到马格努斯力和力矩系数随攻角变化的规律,所得结果与阿诺德工程发展中心（AEDC）试验及陆军研究实验室（ARL）计算结果吻合很好。分析表明压力差是产生马格努斯力的主因,切应力产生的马格努斯力只占压力产生马格努斯力的1%;弹身马格努斯力除α40°外皆为负,舵马格努斯力始终为正;α5°~30°每个舵的马格努斯力不是正弦变化规律,但合力呈现正弦变化规律。     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法，实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。