翼型与风洞侧壁交接角区分离流动研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分.结果显示,在翼型模型风洞试验时,模型/侧壁拐角区、模型表面、侧壁表面和模型后形成复杂的黏性分离流动和二次分离,对实验结果产生很大的影响.     

多缝道复杂外形粘性绕流计算

使用雷诺平均NS方程、采用Johnson-King紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多缝道的多段翼型绕流。利用嵌合体技术对组合每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格;将J－K模型发展应用于计算缝道流动以及具有边界层、尾迹流交汇的复杂流动。以具有17％相对厚度的GAW－1翼型带30％襟翼翼型及一个三段翼型为例进行了计算,计算结果与实验结果吻合很好,证实该方法可以较好地预示多段翼型上的粘性绕流、多缝道流动与最大升力。     

气动/几何约束条件下翼型优化设计的最优控制理论方法

基于最优控制理论原理和Navier-Stokes方程，研究了气动，几何约束条件下多设计变量的翼型气动优化设计问题．根据给定的目标函数表达形式，在计算坐标下详细推导了相应的共轭方程及边界条件，以及梯度方程的具体数学形式．通过合理数学变换，得到了物理空间上适应于CFD数值求解的共轭方程直观表达形式，并发展了有效数值求解方法．通过将流动方程、共轭方程、目标函数敏感性导数和优化算法相结合，发展了一种新的气动优化设计方法．相关设计算例表明该方法在设计理论、适用性以及时间费用等方面具有显著特色和优点，且设计结果更为可靠．     

一种隐式预处理方法及其在定常和非定常流动数值模拟中的应用

将Choi-Merlde矩阵预处理方法与LU-SGS隐式方法、双时间法以及多重网格方法结合,发展适用于绕飞行器定常和非定常粘性流动的高效隐式预处理计算方法和程序.介绍一种针对定常和非定常流动的LU-SGS隐式预处理方法的统一表述方法.在不改变流动解的前提下,对Navier-Stokes方程的伪时间导数项实施Choi-Merkle矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性,使基于LU-SGS时间推进格式的数值模拟方法同时适用于从极低马赫数到可压缩范围内的数值模拟.对Jameson中心格式的人工粘性进行相应的修改,以提高低速流动的计算精度.翼型、机翼以及翼身组合体绕流的数值模拟研究表明,隐式预处理方法获得了很高的计算效率,可使马赫数0.1左右的低速流动计算时间减少50%以上;通过对现有可压缩计算程序进行小量改动,便可使其均匀覆盖整个低速流动范围,提高CFD程序在飞行器绕流数值模拟中的实用性.     

YLSG 107高升力翼型主动流动控制的数值模拟

数值模拟零质量射流与YLSG 107翼型绕流的干扰流场,探讨零质量射流在高升力翼型失速控制中的控制效果、控制特性及控制机理.数值模拟以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.通过在喷口上施加非定常边界吹/吸边界条件模拟射流对翼型绕流的干扰.采用与风洞实验相同的来流状态和控制参数进行数值模拟,得到与实验相吻合的结果.为进一步研究控制特性和控制规律、提出改进的实验方案,研究不同动量系数、不同射流偏角对控制效果的影响,并对法向射流和近切向射流进行较深入的比较.研究表明,先前的风洞实验对应的射流动量系数(0.000 014)偏小是控制效果不显著的重要原因之一,必须达到0.001以上才有明显控制效果(射流动量系数为0.005时可使该翼型失速迎角增大2°,最大升力提高8.7%);近切向射流在失速控制方面明显优于法向射流.     

旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响的定量计算分析

采用CFD与计算声学相结合的Euler/Kirchhoff方法对UH－1H直升机旋翼跨声速悬停流动的远场噪声进行定量计算,并将计算结果与实验值进行比较,验证了Euler/Kirchhoff方法的正确性,然后以UH－1H直升机旋翼为基准旋翼,定量计算了对桨尖旋翼翼型厚度,旋翼尖削度,后掠角进行变化后的旋翼悬停流场的远场噪声,分析了旋翼桨尖几何形状对噪声的影响,得出结论;降低桨尖翼型厚度,浆尖尖削,浆尘后掠均可以降低噪声峰值。     

嵌套网格技术中的Collar网格和虚拟网格方法

针对嵌套网格技术中的结合部问题，提出了Collar网格和虚拟网格方法。用双曲型微分方程生成的处于结合部的有两个边界分别处于不同固定曲面上的Collar网格，在保证计算网格的生成方便快捷而且网格质量高的前提下，解决了为物体结合部的内外边界点提供有效插值单元的问题，虚拟网格为紧贴物面的面网格，它的作用是将物面边界条件传递给其它网格的边界面，而其本身不作流场计算，计算实践表明，将Collar网格和虚拟网格结合起来应用在嵌套网格技术中能保证几何外形不发生变化，有效地处理各种复杂组合体外形的结合部问题。     

基于涡流发生器的翼型失速流动控制及雷诺数效应影响研究

针对所设计的三角形涡流发生器开展用于翼型失速流动控制的风洞实验研究,重点讨论涡流发生器几何参数、方向角、安装位置及实验雷诺数等因素对翼型失速流动控制的影响。实验结果表明:涡流发生器作用下,在干净翼失速迎角后能够形成一个升力几乎不随迎角变化的相对稳定的高升力状态,抑制了失速流动的发生,与此同时阻力大幅下降;本文所设计的涡流发生器方向角过大时会削弱翼型失速流动控制的效果;同一涡流发生器作用下雷诺数过大其失速流动控制效果会急剧恶化,第一种涡流发生器控制翼型失速的雷诺数有效范围略宽于第二种涡流发生器。     

升力系数不变时跨音速机翼阻力优化设计

基于共扼方程的优化设计理论，应用三维欧拉方程进行了升力系数不变时跨音速机翼阻力优化设计研究，根据给定的目标函数推导了在物理空间上表述的共扼方程及边界条件，研究了共扼方程的数值求解方法及目标函数对设计变量的敏感性导数求解问题，发展了一种跨音速机冀阻力优化设计方法，应用该设计方法进行了跨音速机冀阻力优化设计研究，优化后机冀表面的激波强度减弱很多，有效减少了波阻。