飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。     

叶片掠对跨声转子进口流动的影响

选择NASA Rotor 37跨声转子作为原型叶片,在叶片90%展高以上通过移动叶型基元的弦向位置构造叶尖掠特征,共有包括原型转子、2个前掠转子和2个后掠转子等5种不同叶型几何的算例.利用数值模拟软件计算得到5种转子的总体特性并获得三维流场.结果表明:叶尖前掠减小了叶片尖部进口的平均攻角,而后掠则使攻角增大.引入周向平均无黏动量方程,计算出由周向平均所产生的周向不均匀源项及径向平衡方程的各项数值,并对比其在5个转子进口的分布规律及其与攻角变化之间的关联.通过改变进口的流动平衡,叶尖前掠使轴向速度增大、周向速度减小,进而使得攻角减小;后掠则在叶尖起到了相反的效应.采用这种准三维方法研究了叶片掠对叶片进口流场的影响.      

二维气动问题中Kriging代理模型精度影响因素

以二维跨声速临界翼型的阻力特性为对象,探讨样本点数目、Kriging代理模型参数及其类型等对模型精度的影响.阻力系数采用计算流体力学（CFD）方法得到.模型精度的验证采用交叉验证方法,采用平均误差、最大误差和标准交叉验证残差来衡量Kriging代理模型的精度.研究结果表明:①Kriging代理模型预测气动阻力效果较好.②模型精度随样本点的增多而提高,剔除与样本点响应趋势不相符的“奇异点”后,模型精度显著提高,平均误差减小5%~38%,最大误差减小13%~77%.③核函数类型对模型精度的影响最大,相关参数次之,回归模型的影响最小.采用高斯相关函数、2阶多项式回归模型,以及合适的相关参数值时,Kriging代理模型的精度最高.      

具有分流叶片跨声速离心叶轮激波及能量损失分析

对具有分流叶片跨声速离心叶轮,采用激波基本关系式对数值信息进行分析和判定,理论证实了叶轮流道中激波的存在,并确定流道内高速气流易在主叶片前缘、分流叶片前缘以及主叶片的吸力面与分流叶片的压力面通道位置形成激波.进一步对比分析了叶顶间隙和运行工况对激波位置分布特征的影响及引起的能量损失.结果表明:固定叶顶间隙下,随着流量减小,激波位置向流道上游移动;叶顶间隙导致激波线位置向流道下游偏移;分流叶片前缘处有最强激波并引起较明显能量损失.      

基于POD和DMD方法的跨声速抖振模态分析

跨声速抖振现象是由于非定常跨声速流动中激波的自激振荡而引起的结构强迫振荡,这种现象在跨声速飞行器中普遍存在,对飞机的结构强度和疲劳寿命有不利影响。基于模态分解的分析方法是进一步发展抖振控制手段的有效工具。本文通过两类典型模态分析方法（本征正交分解（POD）和动态模态分解（DMD））对OAT15A翼型的跨声速抖振现象进行分析,通过对模态频率、翼面压力分布、流场重构误差等方面的研究,将两种模态分解方法进行对比。发现基于频率特征的DMD方法能够准确捕捉抖振的临界稳定特征和抖振主频的典型模态,同时能够更准确反映流场变量在激波间断附近随时间的变化过程;而POD方法尽管在流场重构时具有较小的总体误差,但对激波附近压强随时间的变化历程拟合较差。     

消除小展弦比尾舵大舵偏非对称流动现象的方法研究

在前期的风洞试验结果中已经证实,跨声速条件下,俯仰舵偏角增大到一定程度时,呈开口布局的一对尾舵形成的翼尖涡会相互干扰,使得两侧的翼尖涡强度不同,形成非对称流动现象,进而使全弹产生较大的横侧向气动力,对尾舵的控制能力提出了挑战,需要开展消除非对称流动的方法研究。本文基于数值模拟方法对非对称流场随舵偏角的变化进行了研究,并对该非对称流动现象产生的机理进行了分析,基于此,在保持舵面效率不降低的情况下开展了消除非对称流动现象的方法研究。研究结果表明,随着舵偏角的增加,呈开口布局一对尾舵的翼尖涡距离逐渐减小,翼尖涡由弱的不对称性,逐渐发展直到其中的一侧翼尖涡消失,研究结果还表明通过尾舵前缘局部切角和降低尾舵根弦长的方法在保持尾舵效率不降低的情况下,能够有效消除非对称流动现象,对类似布局设计具有指导意义。     

低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.      

分级型进化算法及其在翼型跨声速气动优化中的应用

提出了变精度模型的分级型进化算法并对初始翼型为NACA0012的二维翼型进行了跨声速流动下的形状增升优化。借鉴自然进化中不同进化阶段个体适应度评估环境不同的机理，构造了分级精度模型以加速优化过程。对翼型进行了给定气动条件下的形状增升优化，给出了优化结果，并与传统基因算法及单精度模型算法结果进行了对比。     

一种CFD/CSD耦合计算方法

针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦合计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,α=5.06°时CFD/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。     

基于响应面法的跨声速机翼气动优化设计

响应面法由于其高效、实用的特点,近年来在优化设计领域受到越来越多的重视。本文将响应面法引入到气动数值优化设计中,完成了跨声速机翼单、多目标多约束气动优化设计。该方法采用D优化准则在设计空间内选择一系列样本点,通过求解三维Euler方程进行气动数值试验,来建立二次多项式响应面模型,并在此基础上得到优化的气动外形。以M6机翼为原始机翼的单、多目标多约束优化设计算例表明:采用的响应面法能够较好的捕捉在跨声速流动中目标函数的非线性特征和消除流动中的高频噪声;响应面模型精度满足设计要求,计算误差均小于3%,因而保证了设计方法的实用有效。对于单目标机翼阻力优化设计,阻力系数减少了19%左右。