直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

三维S型进气道沿程结冰参数分析方法研究

提出了一种三维进气道沿程结冰参数分析方法。采用欧拉—拉格朗日法计算气液两相流场,得到进气道结冰表面的水滴撞击特性以及水滴运动轨迹。利用用户自定义函数(UDF)对FLUENT进行二次开发,编写了三维进气道结冰参数数值模拟程序。通过对三维S型进气道的数值计算,得到了唇口及沿程管道的水收集率以及水滴分布情况,分析了水滴的质量浓度分布在进气道沿程中的变化情况,发现管道曲率的变化、横截面半径的变化、水滴的撞击是影响水滴浓度在管道中变化的主要因素。三维进气道沿程结冰参数分析方法可以改善目前直接把大气结冰参数直接用于发动机进口部件结冰数值计算的误差。     

三维S形进气道沿程结冰参数分析方法

提出了一种三维进气道沿程结冰参数分析方法。采用欧拉-拉格朗日法计算气液两相流场,得到进气道结冰表面的水滴撞击特性以及水滴运动轨迹。利用用户自定义函数(UDF)对FLUENT进行二次开发,编写了三维进气道结冰参数数值模拟程序。通过对三维S形进气道的数值计算,得到了唇口及沿程管道的水收集率以及水滴分布情况,分析了水滴的质量浓度分布在进气道沿程中的变化情况,发现管道曲率的变化、横截面半径的变化、水滴的撞击是影响水滴浓度在管道中变化的主要因素。三维进气道沿程结冰参数分析方法可以改善目前把大气结冰参数直接用于发动机进口部件结冰数值计算的误差。     

流场分析和设计的并行计算

网络连接机群是一种有效的并行计算工具,讨论了在此环境下流场分析和设计的并行计算问题。流场解中采用了Euler方程作为主控方程,并用有限体积方法和时间隐式方法进行求解。在MPI／PVM环境下用分区方法作了二维翼型和三维机翼绕流的并行计算。数值算例表明流场计算的正确性和并行计算的有效性,并讨论了影响加速比和并行效率的各种因素。用耦合流场解和并行遗传优化算法做了二维翼型和三维机翼的单目标／双目标数值优化。算例表明：使用的适应函数优于传统线性组合法构成的,遗传算法计算三维优化问题时必须并行化。     

基于动态嵌套网格方法的摆动翼型粘性绕流数值模拟

该文根据摆动翼型的流场特性运用动态嵌套网格技术将其划分为不同的子区,在不同的子区中使用不同的流动控制方程,以提高计算效率.对翼型生成一个随其摆动的相对较小较密的贴体网格,在它上面采用Navier Stokes方程;对整个流场生成了一个大的相对较稀的静止背景网格,在它上面采用Euler方程.两个网格间的流场信息交换通过动态嵌套网格技术来实现.通过与单块翼型网格的计算过程和计算结果的对比分析,表明该方法在不损失计算精度的前提下计算非定常问题时具有相对较高的计算效率.     

空气环境中水滴和半空间弹性体撞击力学行为的数值模拟

通过将拉格朗日方法与欧拉方法相耦合,分析了在空气环境中直径为1 mm、速度为150 m/s的球形水滴对半空间弹性体的撞击过程.通过对液固撞击过程的数值模拟,给出了撞击过程中水滴内部的压力分布及其随时间的变化、液固接触边缘射流的形成及其破碎的过程、被撞击固体的变形特点和等效应力及其随时间的变化.结果表明:水滴和被撞击固体的可压缩性对整个撞击过程有重要影响;在撞击的初始阶段,水滴中产生水锤压力并使固体表面产生相对很大的变形和应力,水锤压力的理论值和数值计算的结果具有较好的一致性,验证了耦合数值计算方法的可行性和精确度;射流出现的时间比激波脱体的时间晚,高速射流对不再平坦的固体表面的强烈剪切作用使固体进一步变形,并且液固接触边缘的压力高于内部的压力.     

典型风力机翼型结冰特性分析

针对风力机叶片的结冰会严重影响风电机组的功率输出、危害风电机组的安全运行的情况,采用计算流体力学方法研究了典型的风力机翼型的结冰特性。首先,对攻角分别为0°,4°,8°的NACA0012翼型水滴撞击特性进行了计算,计算结果与文献实验结果吻合良好,表明了计算方法的正确性。在此基础上,对不同风速和不同温度下的典型风力机叶片表面的覆冰进行了模拟研究,得到了水收集系数和结冰厚度随温度和速度的变化趋势。结果表明:风速增加导致叶片表面结冰厚度增加,结冰附着面积增加;温度降低导致叶片表面结冰厚度增加;S801翼型的抗冰效果明显大于S802翼型的抗冰效果。研究结果有利于在低温环境中合理选择翼型,为降低叶片结冰危害程度提供参考。     

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.     

三维最小二乘无网格方法精度与误差分析

为了得到最小二乘无网格方法在求解三维Euler方程时的计算精度及其应用于三维流场求解的准确性,通过数学方法对该无网格方法在正交等间距离散点分布情况下的计算精度进行了论证,给出了基于正交等间距和非正交均匀布点的4个三维验证算例.并将该文计算结果与其他网格方法得到的计算结果和理论结果进行了比较,两种方法得到的计算结果吻合较好,与理论结果的误差在合理范围以内.结果表明将最小二乘无网格方法应用于三维流场的求解是完全可行的.     

轴向间距对二次水滴运动特性及沉积规律的影响

基于有限体积法、计算流体力学研究了某核电大功率汽轮机次末级的二次水滴侵蚀问题,采用Lagrangian方法求解了水滴的离散输运方程,利用Eulerian方法求解了叶栅内蒸汽的流动,并为叶栅通道内的汽相流动与水滴运动建立了数学模型.在定常条件下,通过轴向间距对二次水滴运动特性及沉积规律的影响研究发现:脱离静叶尾缘的水滴在叶栅通道空间中均呈现出向上端壁倾斜的运动趋势,由此获得了叶栅通道中水滴在各固壁面的沉积率;加大轴向间距可以减小二次水滴对动叶片的撞击速度,增大大颗粒水滴抛落到轴向间距上端壁的沉积率.所以,依据大颗粒水滴的集中沉积区域可以确定动叶表面去湿沟槽的适宜位置,该位置应位于吸力面上半部的前缘至中弦区域之间.     

机翼表面结冰数值模拟

分别采用欧拉-拉格朗日模型和多孔介质模型建立了空气绕流机翼流动、空气夹带过冷水滴运动和机翼表面冰层增长的数理模型,并进行了数值求解.获得空气绕流机翼流场、空气夹带的过冷水滴运动轨迹、机翼表面过冷水滴的收集系数分布、冰层厚度分布和冰层质量增长情况,并分析了攻角和过冷水滴直径等因素的影响.结果表明:水滴收集系数随着攻角和水滴平均直径的增大而增大;冰层覆盖整个机翼的前半部上下表面,以驻点附近最为集中,随时间增长而愈严重;随着功角增大,下表面积冰加重;但当攻角为15°时,总体结冰量却较之低攻角时减小.     

基于非结构Cartesian网格的电磁散射场计算

计算流体力学中的网格技术和数值方法对于计算电磁学的应用具有借鉴意义。该文结合计算流体力学中的数值方法,建立了基于非结构Cartesian网格上的时域有限体积法,用于求解电磁散射问题。为保证这种方法在时间和空间上具有二阶精度,在时间离散上采用二步Runge-Kutta方法,空间离散采用非结构的二阶NND格式。通过求解时域中的Maxwell方程组,计算了二维翼型和三维乘波体外形等典型完全导电散射体的雷达截面。计算结果表明:该方法计算精度高,适用于复杂外形的电磁散射问题的求解。     

多层快速多极子分析三维复杂目标的谐振区电磁散射特性

用多层快速多极子方法（MLFMA）和预优的广义最小残差法（GMRES）计算了三维复杂目标的谐振区电磁散射特性。对于在谐振区中5～10个波长目标的电磁散射体,MLMFA比矩量法（MOM）和快速多极子法（FMM）占用内存少很多,计算速度也更快;本文讨论了MLFMA中重要参数多极子数L的优化选取,同时采用了预优的GMRES方法求解MLFMA大规模矩阵方程,这比采用传统的共轭梯度（CG）法具有更大的优越性。最后对某导弹模型和典型隐身飞机模型进行了谐振区散射特性的高效求解分析。     

基于k——ω湍流模型的翼尖涡演化过程数值模拟

为深入研究近场翼尖涡的演化过程,同时给远场尾流的计算提供初始参考,建立了飞机着陆状态仿真模型,采用结构化网格对模型进行网格划分,利用转捩修正的SST k-omega湍流模型,通过求解不可压缩的N-S方程对生成的网格进行数值计算,得到了着陆状态下机翼及近翼流场翼尖涡的连续演化过程。研究结果表明：机翼表面形成的两次共转融合涡与次级尾迹涡共同作用于近翼流场,并于0.5L处形成稳定的翼尖涡;在整个演化过程中,翼尖涡受环境因素影响较大,并伴随着较大的能量转换。     

翼型大攻角的振动对气动性能影响的初步分析

通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。     

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。     

用液滴碰壁模型对波形板汽水分离器的模拟

分析了不同参数的液滴碰壁后各参数的变化，应用液滴碰壁模型对波形分离器内进行了二维数模拟，计算出不同液滴直径在同一入口条件下的分离效率，得出液滴开始发生沉积和完全沉积的临界速度，并计算出发生飞溅的液滴比例，计算结果表明，发生飞溅现象时，液滴的直径已不在波形板内液滴直径分布的主区域内。     

海上湿空气翼型气动性能分析

为显示湿空气条件下的翼型特性及提供可选择的求解方法,采用计算流体力学方法研究湿空气条件下翼型周围流场及气动特性。将湿空气看作干空气和小液滴的混合气体,使用两相离散模型求解Re=2×106和Re=3×106下不可压缩空气流场翼型特性。对比了两种攻角下不同湿度空气和干空气的升阻力系数,结果显示湿空气对翼型气动性能有影响。湿空气升力系数较干空气要小,阻力系数较干空气大。升力系数随湿度增大减小,阻力系数随湿度增大而增大。通过流场及边界层流动分析发现,湿气促使流动提前分离。     

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。     

基于二维非结构网格的全隐式,迎风格式欧拉方程研究

对二维非结构网格进行了网格重构,使用格点格式有限体积法离散流场方程,采用Roe矢通量分裂方法计算通量,时间推进采用Lu-SGS方法.通过对NACA0012翼型和RAE2822翼型的流场模拟,验证了本算法的可行性和高效性.