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.     

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。     

基于CFD仿真的平板非线性气动力系统特征研究

为研究平板气动力系统的非线性特征,基于非定常雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程和SSTk-ω湍流模型,数值模拟了在单位位移激励下平板非定常运动的绕流场,获得了作用在平板上的气动力时程,并基于Volterra理论开展了平板非线性气动力系统识别.研究表明,本文建立的平板非线性气动力模型能对一定频率带宽和一定幅值范围的激励产生合理的响应;在本文研究的强迫运动位移幅值和频率范围内,平板非线性气动力模型响应没有表现出对振动幅值和频率的明显相关性,且其气动力的非线性效应并不明显,因而可以认为小攻角下的平板绕流属于气动力弱非线性系统.本文研究证明了CFD模拟在桥梁主梁气动力系统识别上的明显优势.     

风力机翼型挥舞摆振非定常气动特性分析

参考实际运行状态下的风力机翼型,应用动网格并采用kω-SST湍流模型对NREL S809翼型在Re=1×106情况下的翼型振荡进行了数值模拟,同时分析了挥舞、摆振及二者耦合振动对风力机翼型气动性能的影响.结果表明:相同振幅和频率下,翼型挥舞比摆振引起的气动力波动大得多;翼型未达到失速时,翼型吸力面的流动分离可以使翼型获得额外的升力;挥舞的振幅或频率较大时,翼型会发生失速,且来流攻角越大,挥舞使得翼型更易发生失速;在挥舞-摆振耦合引起的翼型气动力变化中,挥舞起主导作用.     

基于神经网络的跨音速非定常气动力的辨识

利用递归神经网络(RNN)模型具有时间记忆性,且会考虑之前的输入输出对当前输出影响的特点,以递归神经网络方法建立了NACA0012翼型在跨音速阶段的非定常气动力模型;利用CFD计算NACA0012翼型绕其刚心作变频俯仰运动的跨音速气动力系数为训练数据,建立跨音速非定常气动力模型。以建立的跨音速非定常气动力模型预测NACA0012翼型作俯仰简谐振动的气动力系数,并与CFD计算的气动力系数进行对比。结果表明,该模型具备优良的逼近非线性非定常气动力的能力;针对跨音速二维翼型,该模型相比CFD可以更快速地构建,并能迅速且较为准确地预测不同频率下作简谐振动时的气动力。     

非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。     

基于Virtual Boundary方法的钝体绕流数值模拟

为将基于力源拟化边界思想的浸入边界法应用于工程结构空气绕流模拟,如桥梁结构,选定适用于刚性边界的浸入边界算法(Virtual Boundary Method),结合交错网格及时间分步法,重点借助双线性插值实现拉格朗日点与欧拉点之间的数据传递以形成物体边界。分析其浸入边界形成机理和模拟结果,逐次展开对静止方柱、圆柱绕流及有风攻角的方柱绕流的数值模拟,最后完成对桥梁断面的绕流模拟。研究结果表明:在Virtual Boundary算法模型作用下,物体边界形成仅需0.6s,且符合无滑移壁面边界设定;物体内部流体隔绝于外部流动,流动衰减,仅起到光滑函数作用;方柱、圆柱、有风攻角的方柱绕流在该算法模型下所得流动现象与气动力和过往文献相同;对于桥梁断面,升力系数随风攻角增大有显著提升,3°攻角下尾部流场产生扰动出现明显的流场非对称性,攻角的改变并不影响断面尾部的旋涡脱落频率。     

风沙条件下颗粒对翼型流动分离的影响

运用延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)技术对NREL S809三维翼型在洁净空气环境中和在不同直径颗粒环境下进行了数值模拟,由此预测了风沙环境下颗粒对翼型绕流分离的影响.研究结果表明:当攻角为8°时,DDES捕捉到了翼型吸力面的涡脱落现象,并且颗粒的加入显著地改变了翼型吸力面的涡脱规律,使得尾涡范围扩大、耗散更快,然而随着颗粒直径的增大,尾涡也逐渐恢复到接近洁净空气时的状态;当攻角较小(6°)时,翼型表面没有发生流动分离,颗粒的加入对流场的影响很小;当攻角较大(12°)时,颗粒对翼型绕流的影响也很小;不同攻角下颗粒对翼型升力系数有不同程度的影响.分析不同攻角下颗粒对翼型表面流动分离的影响规律表明:S809翼型绕流情况受颗粒影响最严重的攻角在7°~10°.     

高海况机翼波浪地面效应数值模拟与分析

针对三维等直机翼型(NACA0015),采用计算流体动力学(CFD)分析方法,以非定常不可压缩流动N-S方程和2阶RNGk-ε湍流模型,对高海况波浪地面效应进行了数值模拟与分析.首先在二维情况下数值模拟分析了波浪地面效应,讨论了计及当地风速和波浪行进速度的必要性,同时分析了高海况下波浪地面效应翼型气动力系数随飞行高度变化趋势及原因.在此基础上,计算分析了三维情况下,等直机翼在不同航向与风向角时的气动力系数及滚转力矩的变化,并重点对侧风影响下的滚转力矩产生机理及变化特点进行了论述.通过数值模拟,初步探讨了高海况下波浪地面效应对等直机翼气动特性的影响规律,为深入研究高海况对地效飞行器设计的影响提供了依据.     

翼型颤振分析的时域方法

使用全耦合法预测了翼型NLR7301的颤振边界.在流体域的动网格上,通过求解非定常的雷诺平均N-S方程,计算出翼型表面的非定常气动力.在耦合了翼型的结构动力学方程后,得到翼型表面的变形位移,通过变形网格技术对流体域的网格进行更新.在此基础上利用时间推进的方法模拟了翼型的自激振动过程.     

飞机对离散突风的动态响应

本文主要叙述飞机对离散突风的非定常动态响应数值计算法.对两架样机的计算表明,通常飞机设计中选用统一缓和因子的方法是不全面的.使用本方法可以计算出飞机对任意形态离散突风响应过程中的所有非定常气动力参数和飞行状态参数.它不仅能考核已有飞机的抗紊流能力,还可对新飞机的设计提供选择参数的指导性意见.计算还表明,在研究、分析飞机对高频离散紊流的动态响应时,使用本文介绍的非定常气动力技术,也是十分必要的.     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

Functional design of wind turbine airfoils based on roughness sensitivity characteristics

To improve aerodynamic performance of wind turbine airfoils,the shape profile characteristic of the airfoil is investigated.Application of conformal transformation,one functional and integrated expression of wind turbine airfoils is presented.Using the boundary layer theory,the aerodynamic model with roughness of wind turbine airfoils is introduced by studying flow separation around the airfoil.Based on the shape expression and aerodynamic performance of airfoils,the function design of wind turbine airfoils is carried out that the maximum lift-drag ratio and low roughness sensitivity are designed objects.Three wind turbines airfoils with different thickness are gained which are used at tip part of blades.As an example,the aerodynamic performance of one designed airfoil with relative thickness of 15% is simulated in different conditions of clean surface,rough surface,laminar flow and turbulent flow.The comparison of aerodynamic performance between the designed airfoil and one popular NACA airfoil is completed which can verify the better performance of the designed airfoil and reliability of the designed method.     

两种基本阵风构型与组合对多轴汽车操纵稳定性的影响

分析了汽车驶过阵风过程与五种阵风构型,建立了恒值和递增线性两种基本阵风构型对汽车作用模型,由两种基本阵风构型获得了递减线性、递增组合、递减组合三种组合阵风构型对汽车作用模型。通过仿真获得了五种阵风构型对三轴汽车的侧向力、横摆力矩、侧向加速度、横摆角速度、质心侧偏角曲线,分析了阵风对汽车操纵稳定性影响。以恒值阵风为例,模拟出不同阵风强度和车速下消除阵风影响所需的车轮转角变化曲线,有利于驾驶员有效控制阵风影响。     

Simulation of wind gust structure in the atmospheric boundary layer with Lattice Boltzmann Method

Cold fronts occur in northern East Asia during winter and spring.After cold frontal passage,airflow is downward and accompa-nying strong winds fluctuate significantly;this is termed wind gusts.Analysis of observation data shows that wind gust structure has coherent characteristics.This is important for entrainment of spring dust storms into the upper boundary layer,where they are transported great distances.The Lattice Boltzmann Method(LBM) is a computational fluid technique based on the Boltzmann transport equation.The LBM has been used to study complex motion such as turbulence,because it describes motion at the micro level.In this paper,Large eddy simulation is introduced in the LBM,enabling simulation of turbulent flow in the atmospheric boundary layer.The formation and development of wind gusts are simulated,and a coherent structure with a combination of wave and vortex is obtained.This explains the mechanism of soil erosion and sand entrainment by the coherent structure of wind gusts.     

结冰分裂导线舞动短路分析

针对结冰分裂导线舞动短路问题,从功能的角度提出了一种分析方法.在正弦模态的假设下,根据功能关系导出了结冰分裂导线舞动振幅经历一个周期增量的表达式,由此导出了结冰分裂导线舞动短路判据.舞动振幅增量的表达式说明了作用在结冰分裂导线上的气动力的线性项与非线性项在舞动振幅不同阶段的作用.结果显示:当振幅较小时,气动力非线性项对应的功较小,振幅增长较慢;当振幅较大时,气动力非线性项对应的功成为气动力的功的主要部分,振幅增长较快.因此,在舞动短路分析中,必须考虑气动动力非线性.     

动静叶干涉中背压扰动叶栅气动力的降阶模型

现有航空发动机气动力降阶模型的研究主要集中在叶片颤振方向,对动静叶干涉引起叶栅气动力变化的问题没有讨论。其中背压扰动是动静叶干涉影响上游叶栅气动力的重要因素。通过对背压扰动的傅里叶分解,分别计算分解背压扰动所得各谐波引起的叶栅气动力响应,由此建立了基于谐波平衡法的背压扰动叶栅气动力降阶模型。在此基础上,研究了各谐波幅值对气动力降阶模型精度的影响。算例的结果表明:提出的方法能非常好地描述动静叶干涉中背压对上游叶栅气动力的影响;根据幅值大小选择主谐波,可以在不大幅降低气动力降阶模型精度的情况下减少待定参数的个数;利用该方法可准确确定任意时刻动静叶干涉中背压扰动叶栅的气动力。     

高墩大跨刚构桥施工阶段的抗风分析

采用离散涡(DVM)及风洞测力方法,确定主梁静气动力系数.采用抖振时域方法,计算最大双悬臂状态时的抖振响应,与风洞试验结果进行对比分析,计算中阻尼系数由气弹模型实测阻尼比确定;由于气弹模型设计中阻尼比相似不能够实现,故修正计算结果,探讨阻尼比对抖振响应的影响;最后采用两种抗风分析方法——阵风系数法和抖振时域分析法,分别对结构进行分析计算.实例分析的计算结果表明,按阵风系数法得到的横桥向响应偏于保守.     

改进的粒子群算法在翼型优化设计中的应用

建立了多目标风力机翼型型线优化模型,并采用改进的粒子群优化算法对多目标风力机翼型型线进行优化,设计出4种不同厚度的性能较好的风力机翼型。对CQUA18和CQUA21两种新翼型的气动特性与相同厚度典型的风力机翼型进行对比分析,结果表明,该翼型具有良好的气动特性,对翼型的前缘粗糙度不敏感,在主要攻角范围内,光滑和粗糙条件下,新翼型的升力系数和升阻比都要高,其气动特性具有显著的提高。