可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方法

在可压缩流动问题的数值模拟领域,激波的高分辨率计算已取得重要进展.但是包含物质界面的可压缩多介质流动的数值模拟还存在诸多数值挑战,主要表现为界面处数值耗散过大和非物理振荡等问题.界面处流体性质的不连续性是造成可压缩多介质流动问题物理建模与数值方法困难的主要原因.为了建立一套高效的可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方案...     

扫频式射流对涡轮叶栅间隙泄漏流动影响的数值研究

为控制涡轮叶栅中叶顶间隙泄漏流动和改善涡轮气动性能,将扫频式射流器(SJA)作为一种主动流动控制方法应用在涡轮叶栅的研究中。通过非定常数值计算,分析了SJA对涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用过程以及作用机理,并且研究了不同工况下SJA对涡轮叶顶流场改善效果以及不同频率的SJA对叶顶流场的影响。结果表明:通过在涡轮叶栅上端壁增加单个SJA装置,可以有效地延迟上端壁的流动分离,其中最佳方案射流流量仅为进口总流量的0.35%,涡轮叶栅出口截面总压损失系数减少了11.48%。存在着最佳的频率284Hz,使SJA装置对流场的作用效果最佳,有效地改善了涡轮叶栅内的间隙流动。     

纳秒脉冲表面介质阻挡放电激励改善飞翼力矩特性的实验研究

针对飞翼布局力矩控制问题,采用纳秒脉冲表面介质阻挡放电（NS-DBD）激励,在来流风速30 m/s时,开展飞翼等离子体流动控制风洞试验,研究了不同激励参数和位置对飞翼升阻特性和力矩特性的影响。结果表明,NS-DBD激励能够有效改善飞翼大迎角气动特性。激励频率对飞翼升阻特性影响较大,激励频率为0.2 kHz时,增升效果最好,最大升力系数提高14.5%,失速迎角推迟5°。随着激励频率的增加,增升效果逐渐变差,减阻效果变好。单侧施加激励时,能够实现大迎角下飞翼模型的力矩控制,随着激励频率的增加,滚转力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均滚转力矩系数变化为ΔMX=0.005691;偏航力矩的控制效果增大,激励频率为1kHz时,平均偏航力矩系数变化为ΔMY=-0.001571;俯仰力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均俯仰力矩系数变化为ΔMZ=-0.002576。在中翼段和内翼段施加激励,破坏了飞翼的俯仰力矩特性,在外翼段和机翼右侧施加激励,能够显著改善飞翼的俯仰力矩特性。流场测量结果表明：等离子体激励对飞翼气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和控制横向流动来实现的。NS-DBD激励为改善飞翼布局稳定性和操纵性提供一种潜在的技术手段。     

高超声速流动稳定性及转捩工程应用若干研究进展

流动稳定性及转捩是高超声速流动研究的热点和难点,近年来在理论基础研究方面取得了很大进展,但在工程应用方面还存在明显的不足。本文回顾了近年来高超声速流动稳定性及转捩在工程应用研究的若干进展,介绍了流动稳定性在复杂外形流、非平行流、局部突变流、强三维流方面的工程化拓展研究,总结了转捩预测e~N方法在感受性、积分方法、转捩判据、软件开发方面的工程化研究进展;结合风洞试验、弹道靶试验、飞行试验,对零迎角锥、椭圆锥、小迎角锥和大迎角锥的典型案例进行了应用;展望了高超声速流动稳定性和转捩在工程应用的未来。     

带反馈控制的基本带翼外形的耦合气动/运动数值模拟研究

介绍了一种先进的、时间精度的多学科数值模拟平台的开发和应用,该平台可用于预测飞行器机动过程中的非定常气动特性和飞行力学特性.通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体动力学方程及控制律,对基本带翼外形进行了虚拟飞行数值模拟研究.求解器采用基于结构网格的有限体积法,时间方法采用双时间步方法.使用反馈控制器获得舵偏控制指令,重叠网格方法用来模拟物体间的相对运动.模拟结果显示控制器的增益必须正确选择才能获得正确的响应.仿真结果表明本文发展的虚拟飞行数值模拟方法能够预测包含动边界的复杂非定常流动,具有较强的工程适用性.     

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

应用基于k-ωSST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究.通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析.同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象.     

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。     

基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术

增升和减阻是民用飞机设计的永恒目标。本文对民用飞机减阻技术最新进展及未来发展进行综述,在此基础上,报道了计算所团队通过数值优化设计及主动流动控制实现减阻的研究进展。为此,发展了基于壁面模化大涡模拟(WMLES)准确模拟湍流边界层的先进数值方法,以及利用伴随方程方法实现气动外形快速数值优化的技术。在具体实践中,通过组合基于自由变形(FFD)的几何参数化模块、基于线弹性体法的网格变形模块,以及基于伴随方程方法和序列二次规划(SQP)的优化算法模块,搭建了面向工程、适于超大规模变量优化设计的整机气动优化设计平台,在NASACRM模型上实现了设计变量超过600的大变量、跨声速气动数值优化设计,在合理的工程约束条件下,有效削弱了机翼表面激波,总体减阻率达到2%以上;通过对湍流平板边界层外层结构进行射流非定常控制,在中等雷诺数Reτ=4700条件下,实现了5%～6%的当地减阻率。研究证实,数值优化设计和基于外层射流控制的主动流动控制技术将是大型民用飞机减阻中非常有前景和值得重视的两种方法。     

考虑空腔的高超声速多流动区域同步数值模拟

先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明,由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下,封闭圆环的前缘温度在35s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环,其孔壁周边温度在0.5s内能够超过外流前缘驻点温度。     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。