基于响应面法的跨声速翼型气动优化设计

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计。流场计算采用雷诺平均N-S方程。响应面模型采用二次多项式来构造，试验点的选取满足D优化准则。设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计，设计质量较高，有较大的工程应用价值。     

不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔 斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好。     

基于目标压力分布的旋翼先进气动外形反设计分析方法

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程、运动嵌套网格、目标压力分布及余量修正方法,构建了一套直升机旋翼桨叶先进气动外形反设计方法。为避免由桨叶气动外形变化导致的网格畸变,发展了一套基于Poisson方程求解的旋翼桨叶结构化贴体正交网格的快速、自动化生成方法,为提高运动嵌套网格的生成质量和通用性,采用剖面间网格插值与桨尖翻折相结合的方法,同时建立了基于“Top Map”和“Inverse Map”相结合的洞边界划定和贡献单元搜寻的新方法。基于Navier-Stokes方程和双时间法建立了旋翼非定常流场模拟方法,通量求解采用Roe-MUSCL格式,并使用低速预处理法来克服前飞旋翼流场收敛中遇到的刚性问题。在计算流体力学（CFD）方法基础上,基于旋翼翼型压力系数余量联立各方位角处的反设计MGM（Modified Garabedia-McFadden）超定方程组,并依据激波分离、失速等约束设置了各方位角处的反设计权重系数,创建了基于MGM超定方程组最小二乘解的旋翼气动外形（翼型）设计方法。应用所建立的方法,分别针对多目标、多状态和前飞时的旋翼（翼型）气动外形进行反设计分析,验证了本文方法的有效性。最后,将该方法拓展应用到旋翼桨尖气动外形设计中,设计得到与UH-60A直升机旋翼气动特性相似的矩形桨叶外形。     

高阶精度DG/FV混合方法在二维粘性流动模拟中的推广

DG/FV混合方法因其具有紧致性、易于推广至高阶及相比同阶DGM计算量、存储量小等优点,已成功应用于一维/二维标量方程和Euler方程的求解。在此基础上,将该方法推广于二维三角形/矩形混合网格上的NavierStokes方程数值模拟,将格式形式精度提高至4~5阶。物理量的空间重构及离散使用DG/FV混合重构方法;无粘通量计算采用Roe格式;粘性通量计算采用BR2格式;时间方向离散采用高阶显式R-K方法或隐式方法。利用该方法计算了有解析解的Couette流动问题以验证几种格式的数值精度阶,并计算了层流平板流动和定常、非定常圆柱绕流问题等经典算例。计算结果表明DG/FV混合方法达到了设计的精度阶,在较粗的网格上亦能得到高精度的计算结果;定性分析和数值结果表明相比同阶DG方法单步计算量减少约40%。     

Aerodynamic design optimization of nacelle/pylon position on an aircraft

The arbitrary space-shape free form deformation (FFD) method developed in this paper is based on non-uniform rational B-splines (NURBS) basis function and used for the integral parameterization of nacelle-pylon geometry. The multi-block structured grid deformation technique is established by Delaunay graph mapping method. The optimization objects of aerodynamic characteristics are evaluated by solving NavierStokes equations on the basis of multi-block structured grid. The advanced particle swarm optimization (PSO) is utilized as search algorithm, which com-bines the Kriging model as surrogate model during optimization. The optimization system is used for optimizing the nacelle location of DLR-F6 wing-body-pylon-nacelle. The results indicate that the aerodynamic interference between the parts is significantly reduced. The optimization design system established in this paper has extensive applications and engineering value.     

双级风扇三维粘性非定常流动的数值解

针对一台双级跨音速轴流风扇动静叶片排相互干扰的三维非定常流动,进行了N-S方程的数值求解。首先计算风扇定常流场,以定常流收敛结果为起始场计算非定常流动。计算结果表明,非定常流动对各叶片排进口气流角有较大的影响,其中静叶的变化大于动叶,与定常流结果相比,非定常的瞬态攻角增大的量大于减少的量,最多时增大近10°左右。静子叶片受到的非定常气动力变化幅度也大于转子叶片,叶片排所处的轴向位置不同,非定常流动的影响会有较大的差别。      

槽道流动中湍斑的数值模拟

采用Navier-Stokes方程直接数值模拟槽道流动中湍斑的形成和发展.建立高精度、高分辨率的三维耦合中心差分格式,并和时间分裂法、高阶迎风差分格式一起组成高效的高阶紧致差分方法;克服一般高阶中心差分格式不适用于边界邻域的困难,可用于包括边界邻域在内的整个计算区域;在边界上满足Navier-Stokes方程的无反射和压力条件,保证了格式的精度和一致性.通过模拟槽道流动中从壁面脉冲到湍斑的演化过程,显示出湍斑内雷诺应力和速度、压力脉动等湍流的基本特征,表明了湍斑的生成与壁面脉冲的强度和Re数大小直接相关.     

前缘对进气道性能影响的数值模拟

应用质量平均的N-S方程和B-L代数湍流模型，在不同压缩面前缘半径条件下，以高超声速进气道的流场进行了数值模拟，对比研究了进气道压前缘半径对流场结构及性能的影响，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散。     

环流喷管的轴对称湍流流场计算

对火箭发动机环流喷管进行了二维数值仿真,用数值方法求解Navier－Stokes方程,数值格式为显格式时间推进格式,湍流模型选择可靠性较好的两层代数湍流模型。由于所研究的流场边界形状复杂,计算中采用了分区的方法。通过多个算例的对比,确定了使环形喷管推力效率较高的几何形状。画出了环流喷管内部的计算网格图、速度矢量图、等马赫线图、等压线图及喷管上壁面及轴线的压力分布图。     

数值模拟二维跨音速叶栅可压粘性流动

用有限体积法数值模拟了任意回转流面跨音速压气机叶栅中的粘性流动，四步龙格－库塔法用于N－S方程的时间推进。给出了一种抑制叶栅计算中“数值失速”的方法，并采用隐式残差光顺技术加速收敛。用所发展的方法计算了三种叶栅在宽广来流Ma数条件下的流动，计算结果与实验结果吻合良好，流场激波具有较高的分辨率。