翼型阻力计算方法的数值模拟研究

翼型阻力是评定翼型气动特性的重要气动参数之一,翼型测压实验时主要用动量法测量阻力,也就是根据尾迹区某截面的动量损失来计算翼型阻力。本文首先用数值模拟方法获得翼型流场全部信息,然后分别用翼面压力、粘性力积分和尾迹动量损失积分两种方法获得阻力,并对它们的结果进行比较分析,以确定在使用尾迹积分法计算阻力系数时的最佳积分截面和尾迹排架的最佳安装位置。     

翼型远场、中场阻力计算方法对比研究

本文研究应用了远场阻力计算方法,以及基于翼型阻力分解策略的中场积分计算阻力的方法。远场阻力计算方法是利用动量定理推导得出的,该方法较传统的表面积分方法,具有不受物体表面的影响,对于复杂外形也适用的特点;中场积分方法是近年来提出的一种新的计算阻力的方法,该方法将流场分为三个不同的区域：波阻区、型阻区、数值耗散区,通过对不同区域进行积分将阻力分解为波阻、型阻、数值耗散阻力。计算结果表明中场积分方法与传统的表面积分方法和远场积分方法相比,不仅可以将阻力分解成不同部分以便于进一步分析阻力产生机理,而且在计算中对网格量的要求较低,即使在网格量较小的情况下也能得到较精确的结果。     

多段翼型襟翼滑动非定常粘性流数值模拟

运用动态嵌套网格技术和双时间推进算法,对多段翼型襟翼滑动的非定常粘性流进行数值模拟和研究.计算定常情况下的压力分布,并与实验数据进行对比,验证数值方法的实用性.同时对非定常情况进行数值研究,分析襟翼在不同的滑动速度下,幅度和频率对多段翼型的阻力、升力和力矩产生的影响.得到的结果对襟翼运动形式的设计具有一定的借鉴意义.     

基于熵产方法的跨音速翼型减阻优化设计

将熵产方法引入跨音速翼型气动优化设计中,采用涡黏性模型对翼型流场熵产进行计算,进而阐述熵产对翼型阻力的影响.通过类别形状函数(CST)方法和径向基函数(RBFs)网格变形方法完成翼型参数化建模与网格变形,并将改进的NSGA2多目标遗传算法与CFD计算耦合起来实现了翼型自动优化设计,用此方法进行了跨音速翼型的气动优化设计,目标函数为来流马赫数为0.73、攻角为2.54°时升阻比最大,熵产最小.设计结果表明:优化方法在小种群下有很好的全局收敛性,得到的非支配解集分布均匀,质量较高.与参考翼型相比,优化翼型通过降低流场熵产,有效地减少了翼型阻力,大幅度提高了翼型升阻比,消除或减弱了翼型上表面激波,有效提高了翼型的气动性能.     

基于尾迹积分法的机翼阻力计算研究

为了计算亚音速和跨音速三维机翼阻力，文中利用尾迹积分法对空气产生的阻力进行了数值计算研究。结果表明，尾迹积分法相对于物体表面积分，可以把亚音速时有粘流中机翼的总阻力分解为黏性阻力和诱导阻力，跨音速时有粘流中总阻力分解为黏性阻力、诱导阻力和激波阻力，是一种可行的阻力预测方法。     

基于本征正交分解方法的多段翼型流动分析

对多段翼型流动结构的深入刻画和理解对于多段翼型的外形设计来说十分重要.在数值模拟的基础上,运用本征正交分解（proper orthogonal decomposition,POD）方法对多段翼型的数值结果进行重构和分析,对迎角变化情况下流动中的主要模态进行提取,并得到权函数随迎角变化的规律.针对嵌套网格的数值模拟流场的特点,通过对参与快照技术处理的数据进行筛选和还原,来避免无效数值对分析结果的影响.研究发现,流动中脉动流场所占的总能量比例相对较小,其整体POD能量谱收敛呈先快后慢的格局,大尺度的流动结构与流场中绝大部分的能量分布直接相关,且都包含在低阶模态中,而高阶模态则代表了复杂的脉动结构.     

欧拉两相流法在翼型积冰中的应用

应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行对比,结果吻合良好,说明该方法是有效的.同时对积冰翼型的气动特性进行了分析,并比较了不同冰形对升、阻力的影响,计算结果显示明冰对气动特性的破坏最大.     

大涡模拟二维平面尾迹湍流拟序结构

首先采用大涡模拟方法对二维平面尾迹流进行了数值模拟,分别分析了整个流场的流动特点和近壁处展向大涡结构的形成、发展、脱落和破碎过程.然后定量计算了流场下游不同断面上流向时均速度分布、流向时均湍流强度分布以及流向相均速度的分布情况,并与Yang等最近所做的实验进行了对比分析.数值结果表明大涡模拟方法可以较好地模拟二维平面尾迹流.     

涡量控制对自主推进俯仰振荡翼型推进效率的影响

用自适应多重网格法和浸没边界法对俯仰振荡翼型的自主推进进行了数值模拟.在研究翼型原地摆动和自主推进的基础上,提出了一种确定俯仰振荡翼型推力的新方法,在得到推进效率与斯特劳哈尔(Strouhal)数关系的同时,还得到了斯特劳哈尔数与雷诺数之间的关系.通过分析不同推进效率下涡量场的演化规律发现,当尾迹中有正负涡抵消时,推进效率就会降低;反之,若出现同号涡的合并时,推进效率就会提高,从而说明涡量控制过程对推进效率的影响起着决定性的作用.     

多段翼型流动非定常性计算研究

用基于SA湍流模型的DES计算方法对30P-30N多段翼型绕流的非定常性进行数值模拟。通过将非定常计算的气动特性平均值和定常实验结果比较验证了计算方法的可靠性,并对基于SA湍流模型的DES方法非定常数值模拟的结果进行分析。结果表明,所述方法正确地模拟了多段翼型流动的非定常性。缝翼下表面具有一定的涡量变化,而襟翼上表面后缘有明显的周期性的涡脱落。初步揭示了多段翼型噪声辐射的根本原因。研究结果对减小多段翼型噪声的方法研究具有一定的意义。     

飞机机翼积冰的数值模拟研究

针对机翼结冰问题,提出了一种翼型结冰的数值模拟方法。介绍了适用于本方法的翼型网格划分及流场求解方法;提出了一种适用于CFD的水滴收集系数计算方法;利用Fluent软件的离散项模型(DPM)及用户自定义函数功能(UDF),计算求解了翼型表面的局部水滴收集系数;介绍了积冰过程中的质量守恒和能量守恒过程;基于积冰垂直生长假设,介绍了积冰生长模型;最后利用本文提出的方法预测了翼型的结冰情况。将用本文提出的方法计算得到的三种典型积冰类型同国外冰风洞实验结果做了对比,证明了本文方法的正确性和准确性。     

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。     

基于分离涡方法的标准CAARC模型流固耦合风致响应分析

为了研究流固耦合效应对高层建筑结构的风致响应影响,以标准CAARC高层建筑模型为研究对象,基于CAARC模型的物理特性建立了气弹性模型,用一种新的湍流脉动流场产生方法(DSRFG)生成入口湍流,采用分离涡方法对该建筑进行了单、双向流固耦合数值风洞模拟。将模拟结果与风洞试验结果进行对比,结果表明：结构的气弹特性与风洞吻合,分离涡方法在模拟非定常风场有较强的适用性和准确性。考虑了流固耦合的双向有限元模型与未考虑流同耦合的单向有限元模型,在流场和风致响应方面均有较大差异,流场方面,双向模型比单向模型有着更广泛的近尾流区域;响应方面,除阻力系数外,双向模型较单向模型响应有减小趋势,其中结构顺风向也更易受流固耦合效应影响。在较低的结构阻尼下,耦合效应产生的气动阻尼对结构响应影响较大,高层建筑流固耦合效应不可忽略。     

平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性的影响

提出了一种用于超音速抛撒平头子弹药的飘带伞结构的新型超音速伞,研究弹体超音速尾流对伞气动特性的影响.在风洞试验结果验证的基础上,通过建立多套分块结构化网格模型,采用有限体积法和SST湍流模型对单独弹和伞弹分别进行超音速数值模拟,用数值纹影法显示弹体尾流场并进行了分析,得到了平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性影响的变化规律.结果表明,弹体尾流对伞气动特性的影响随马赫数的增加而变大,随弹伞间距与弹径比和伞弹径比的增加而变小,随飘带宽度与弹径比的增加先基本保持不变后变大.     

基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验

等离子体流动控制技术具有结构简单、响应迅速等特点，已成为流动控制领域的研究热点。为减小飞机的湍流摩擦阻力， 提出了一种基于方格网状等离子体激励器的新型湍流减阻方法，研究了其放电特性与诱导流动特性，并在风洞中获得该激励器减小NACA0012翼型湍流摩擦阻力的参数规律。结果表明，静止条件下，方格网状激励诱导的射流速度与占空比成正比，而随脉冲频率的增大先增加后减小，诱导射流的最大瞬时速度为1.75 m/s。来流速度为15 m/s时，激励能使翼型湍流摩擦阻力减小3.5%。方格网状激励诱导产生的射流使近壁面流体整体抬升，破坏近壁面涡结构，进而抑制湍流生成，实现摩擦减阻。     

伞弹间距对飘带伞弹阻力系数的影响规律研究

在风洞试验结果验证的基础上,通过建立多面体网格,采用有限体积法和SST湍流模型对超音速条件下单独弹体和不同伞弹间距的飘带伞弹进行了数值计算,得到了伞弹间距对飘带伞弹系统阻力系数的影响规律,并根据流场结构对影响机理进行了讨论. 结果表明,伞弹间距存在一个临界距离,对飘带伞弹的阻力系数和流场结构有重要影响,这个临界距离可以通过尾流中湍动能的变化梯度确定.     

基于代理方法的带小翼翼型气动模型

为满足带后缘小翼智能旋翼气动弹性分析的需求,建立一种基于代理方法的后缘小翼翼型气动力计算模型。模型从小翼偏转后的翼型实际形状出发,对带偏转小翼的翼型流场划分C型网格,基于二维黏性N-S方程求解流场计算翼型气动力。为方便气动弹性集成分析,节约求解非定常翼型气动力的时间成本,以RBF模型代理翼型CFD方法计算非定常翼型的环量气动力,以薄翼型理论计算气动力的非环量部分。以对称的NACA 0012翼型和非对称的NACA 23012翼型风洞试验数据和模型的计算结果对比,充分验证了模型计算常规翼型和带小翼翼型气动力的精度,同时证实了模型对不同翼型形状的适应性。     

近地鱼形钝体气动阻力特性研究

采用数值模拟与风洞试验两种方法,研究以粒突箱鲀为仿生原型的近地鱼形钝体气动阻力特性.结果表明,近地鱼形钝体确为气动低阻形体,其尾部大收缩角的形态特征及尾迹区相对简单的流场结构共同决定了该形体的气动低阻特性;从气动阻力系数、表面压力系数及尾迹区流场结构三方面对比分析,SST湍流模型的预测值与试验值较为接近.     

双缝襟翼缝道参数气动影响敏感度研究与设计

针对后缘双缝襟翼,采取先后缝再前缝的缝道参数设计方法,通过数值计算分析和风洞试验验证研究了襟翼偏角、缝道宽度、重叠量对增升效率的影响规律。采用点对点链接多块结构网格技术,通过求解RANS方程对缝道流场进行数值计算,结果表明:后缝道宽度对升力系数、阻力系数影响较缝道重叠量大,为更敏感参数;前缝道重叠量对升力系数、阻力系数影响较缝道宽度大,属更敏感参数。结合上述设计方法与数值计算工具,高效、准确地确定了较优的二维襟翼剖面参数,且襟翼效率计算结果与风洞试验结果吻合较佳,可为同类飞机增升装置设计提供参考和借鉴。