基于非结构嵌套网格和逆风格式的旋翼悬停流场数值模拟

为更好地计及桨叶间相互影响,同时捕捉桨尖附近的流场细节,发展了一套非结构运动嵌套网格方法,并针对关键的贡献单元搜寻问题提出了一种高效的搜索方法.为了可方便地扩展到前飞状态的计算,同时为提高旋翼流场涡量的捕捉精度和效率,采用双时间法求解惯性坐标系下的非定常N-S主控方程,空间方向上使用二阶迎风格式,在此基础上,将不同精度格式的计算结果与试验值进行对比,并讨论了桨尖形状变化对旋翼气动特性的影响,结果表明本文建立的CFD方法对旋翼悬停流场的模拟是很有效的.     

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.      

变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析

为了探索可变形飞行器气动、结构和控制关键技术,在可变后掠角及展长的翼身组合体风洞试验模型系统设计与特性分析方面开展了研究。系统设计包括总体方案设计、近似理论分析与计算流体力学(CFD)数值模拟、结构与控制技术集成;特性分析包括结构特性、控制特性、定常与非定常气动特性的测试及其分析。结果表明:大尺度变形能显著改变飞行器的升力、阻力和升阻比等气动特性,进而使可变形飞行器能适应多种环境和任务,因而在全飞行周期中比传统固定外形飞行器具有更优的性能。     

一种适合于旋翼涡流场计算的非结构自适应嵌套网格方法

针对旋翼涡流场的特点,提出了一种新的非结构自适应运动嵌套网格方法。在该运动嵌套网格方法中,贴体网格采用非结构网格,背景网格使用可自适应的笛卡尔网格,以便发挥非结构网格的形状描述能力和笛卡尔网格的空间自适应优势,方便网格生成过程并提高计算精度,同时克服在物体表面附近自适应笛卡尔网格生成工作量大和过程烦琐的不足。在此基础上,使用求解N-S主控方程的方法,分别对旋翼的悬停和前飞流场进行了数值模拟,计算结果表明本文的非结构自适应运动嵌套网格方法对提高旋翼涡流场的细节捕捉能力和计算精度是很有效的。     

火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究

火箭冲压组合循环(RBCC)推进系统工作过程中,来自冲压管道的空气和火箭发动机的排气流进行混合,混合气体通过一个扩压器,在扩压器中与燃料混合并燃烧。本文基于CFD技术,研究了基准掺混段内的掺混过程,N-S方程的计算结果显示,在掺混段出口,截面气流并不均匀,这将会影响整个RBCC推进系统的性能。在此基础上,本文还研究了掺混段长度和掺混段出口静压对掺混性能的影响。     

天窗对轿车内部流场及气动噪声的影响

应用计算流体动力学软件FLUENT的大涡模拟方法,对带天窗简化Golf 1.6轿车内部流场及驾驶员左耳附近接收点处气动噪声进行了数值计算与分析.得到不同天窗形式下轿车内部驾驶员对称面上的速度矢量场、压力场分布情况以及接收点处声压级频域图.分析得出随着天窗后移及加宽,接收点处声压级逐渐减小,且综合考虑速度分布,工况1位置与尺寸较合理.      

航空发动机2 级风扇的数值研究

运用ANSYS CFX 11.0和home-code程序对AI222发动机风扇流路气动参数进行了3维CFD(Computational Fluid Dynamics)计算;通过3维建模,实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比,验证了计算结果,并找出了产生差别的原因,得到了风扇总特性以及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。结果表明:通过运用3维建模计算方法简化了风扇设计过程,缩短了风扇从设计到试验的时间,降低了航空发动机部件的设计成本。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

多块多重网格法及其跨声速转子内流并行模拟

为提高压气机内部复杂流动计算的收敛速度,发展了一种多块多重网格上的可压缩流动并行计算流体动力学(CFD)方法,数值模拟了跨声速转子NASA Rotor 35内部流动及气动性能,重点分析了对接分区方式和内界面通信模式对并行性能的影响。结果表明:对接分区方法和多块多重网格内界面数据处理方法能够保证串、并行CFD方法结果基本一致,且与实验数据吻合良好;并行精度基本不受分区数目和通信模式的影响,并行效率随着相对通信负载的增大而降低。所发展的并行计算方法对跨声速转子气动分析和设计具有一定的可靠性,为开发大型流体机械复杂流动的基础并行算法及软件提供了参考价值。     

战斗机垂尾脉动压力数值模拟

在亚跨超计算流体力学（CFD）软件平台（TRIP）上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术,并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证,针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1,基于全机长度的雷诺数为2×10⁶,模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时,垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。