基于预处理和网格自适应的风力机翼型气动力计算

用预处理后的Navier-Stokes方程数值模拟低马赫数下风力机翼型的静态和动态绕流流动。为了提高计算的精度,运用了网格自适应技术:初始网格的流场计算收敛后,采用流场速度的紊乱度捕捉湍流区域;采用直接分裂初始父单元的H型网格加密方法对湍流区域进行局部加密。基于初始网格与自适应网格的计算结果与实验结果的对比表明,网格自适应方法提高了计算的精度。     

抛物化Navier-Stokes方程在求解高超声速流动稳定性分析 的基本流中的应用

通过在边界层内部使用边界层上缘的流向压力梯度代替该处的流向压力梯度,对传统抛物化Navier-Stokes(PNS)方程求解中的流向压力梯度的处理方法进行改进,从而使它可以求解用于稳定性分析的高超声速流动的基本流,并分别计算了平板、零攻角钝锥和小攻角钝锥三种典型算例.对于流向没有分离,且横向流动不强的流动,使用PNS方程计算高超声速流动稳定性分析用的基本流是可靠的.特别是改进后的方法求得的基本流的稳定性分析结果与直接求解Navier-Stokes(N-S)方程的结果非常吻合,但计算的时间消耗和空间占用都减少了一个数量级.     

民机翼梢小翼气动特性数值模拟分析研究

针对某民机翼身组合体加装不同翼梢小翼——融合式翼梢小翼和翼尖涡扩散器进行对比分析。用软件ICEM生成原始翼身组合体及加装不同小翼的翼身组合体的点对点对接多块网格技术生成高质量的数值计算网格,运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均N-S方程。对两种不同翼梢小翼在巡航点进行数值模拟,得到合理的翼稍小翼几何参数;对比升阻特性数据,两种翼梢小翼都可以提高升力系数,减少阻力系数。相对原始翼身组合体,融合式翼梢小翼升阻比增加9%,翼尖涡扩散器升阻比增加6%;但翼尖涡扩散器在力矩特性上有较大优势。所得结论对民用飞机翼稍小翼设计工作具有较大的工程应用价值。     

高原机场飞机起飞滑跑距离计算

为了确定飞机在高原机场的起飞滑跑距离,利用飞参软件采样数据计算出真实起飞滑跑距离,通过求解超定线性方程组,得出起飞滑跑距离误差修正系数值,并对结果进行验证。本文研究成果为飞机在高原机场起飞提供一定的理论参考。     

基于 N-S 方程的飞机风挡雨刷气动力计算

风挡雨刷在飞行过程中易出现被气流吹离复位位置、飘起现象,阻碍飞行员视野,严重影响飞行安全。选取某型机风挡雨刷作为优化对象,采用了结构、非结构混合网格的办法,在机身壁面附近生成结构化网格,在雨刷机构表面生成非结构化网格,用 Interface 面将两部分结合生成雨刷最终计算模型。利用 Fluent 软件,基于 N-S 方程和 S-A 湍流模型,采用时间平均法对不可压缩流的参数进行时均化,计算了不同飞行状态下,风挡雨刷在复位位置以不同角度停放及增加扰流板时所受气动力,对风挡雨刷的外形及停放角度进行优化,比较分析了优化前后雨刷所受气动力。仿真计算结果表明,雨刷合理的停放角度、在刷臂上加装扰流板能有效引导风挡雨刷迎风面气流的方向,从而减小雨刷迎风面所受气动力。通过试飞验证了数值计算的可靠性及优化方案的可行性,为风挡雨刷预紧力的设置及复位位置的确定提供依据。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

多面体网格在CFD中的应用

介绍了多面体网格技术在计算流体力学(CFD)中的应用.考虑到粘性计算的需要,将混合网格技术引入多面体网格中,发展了一套多面体网格生成及求解技术,并用于M6机翼、DLR-F6复杂外形的气动特性模拟中.计算结果表明,多面体网格技术具有准确度较高、效率较高及适用性广等优点.     

大迎角振动三角翼跨声速粘性绕流数值分析

本文通过数值求解三维可压缩雷诺平均ＮＳ方程，研究发析了振动三角翼的三维复杂非定常流场，其中对流场项计算格式的空间离散在平行物物理面方向与物面法线方向的空间导数分别采用二阶ＮＮＤ格式和由ＮＮＤ格式高阶插值而得到的三阶迎风格式，时间推进为隐式ＬＵ分解方法，并使用了修正的代数ＢＬ湍流模型模拟高雷诺数的湍流流动。     

CRM-WBPN风洞试验模型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程和多块对接结构网格技术,采用亚跨超CFD软件平台（TRIP 3.0）,研究了共同研究模型（CRM）风洞模型支撑装置对CRM翼/身/架/舱（CRM-WBPN）模型压力分布及气动特性的影响。构造了一个包含小、粗、中、细网格的4套网格,并进行了网格收敛性研究,在升力系数为0.50条件下,开展了固定升力系数下模型支撑对CRM-WBPN模型和CRM-WB模型压力分布及挂架短舱阻力增量的影响,以及不同来流迎角下模型支撑对CRM-WBPN模型气动特性的影响。通过与NASA国家跨声速风洞设备（NTF）试验结果和CRM-WB模型数值模拟结果的对比分析,表明模型支撑对固定升力系数下挂架短舱阻力增量影响较小;在计算构型中考虑模型支撑的影响,引起升力系数和阻力系数下降、俯仰力矩系数增加,数值模拟结果更加接近相应的试验结果。     

共轴双旋翼非定常流场干扰特性

直升机共轴双旋翼相遇过程的非定常气动干扰在其周期性干扰中最为强烈。为了研究该过程中的干扰特征,建立了一个基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,双旋翼的反转运动采用运动嵌套网格进行模拟。为了探究双旋翼相遇时的气动干扰机理,以两个相对运动的双翼型系统来模拟双旋翼特定展向截面的非定常相遇过程。分析了双旋翼和双翼型相遇时的气动特性和流场特征,并对双翼型系统进行了参数影响研究,结果表明:双旋翼上下桨叶相遇时,上下旋翼拉力均会出现先增后减的变化趋势且波动幅值分别为其对应总拉力的30%和22%,双翼型系统的升力波动趋势与之相似;间距增大使上下翼型间的气动干扰减小,且上下翼型升力波动对间距变化的敏感时间不同;翼型相对厚度增大使双翼型升力波动幅值增大,并出现二次波动;有附加来流时,相对来流速度较小的翼型升力波动的幅值与范围更大。