高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究

高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言，除了保证高超声速的性能外，还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析，总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则，然后采用RANS方程流动求解器，结合基于Kriging模型的代理优化算法，开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先，以NACA64A-204翼型为基准翼型，采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究，得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后，以优化得到的新翼型为原始翼型，开展多目标优化设计，获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.      

大型风力机翼型族的设计与实验北大核心CSCD

翼型是构成风力机叶片的基本要素,是风力机叶片设计的基础.发展适用于大型风力机叶片的高性能翼型,对于提高其风能捕获能力、减少重量以节约制造和运输成本、减轻惯性载荷和阵风载荷等具有重要意义.首先,回顾了上个世纪90年代以来风力机翼型族研究的发展历程,介绍了国外发展的S系列、DU系列、RIS系列、FFA系列等翼型族.其次,针对兆瓦级大型风力机翼型设计的技术要求,介绍了西北工业大学NPU-WA翼型族的设计、风洞实验及改进.最后,给出了多兆瓦级风力机翼型族的研究展望.     

一种数据驱动的翼型流动转捩预测方法

研究翼型绕流的转捩预测方法,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的准确计算以及精细化设计均具有十分重要的意义.采用动模态分解（dynamic mode decomposition,DMD）代替线性稳定性理论（linear stability theory,LST）与eN方法结合,不需要求解稳定性方程,成为一种数据驱动的翼型边界层转捩预测新方法,称为DMD/eN方法.在原有方法的基础上,改进了DMD网格线生成方法和扰动放大N因子的积分策略,并将RANS求解器与改进的DMD/eN方法进行耦合,实现了翼型定常绕流转捩预测自动化.采用该方法对LSC72613跨声速自然层流翼型以及NLF0416低速自然层流翼型在不同攻角下的绕流进行转捩预测,转捩点计算结果均与实验值和LST/eN方法吻合良好.该方法计算得到的N值增长曲线与LST/eN方法的包络线也较为吻合,进一步验证了积分策略的正确性.改进的DMD/eN方法可作为自然层流翼型设计的新的有力工具.      

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-Merkle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、浆尖后掠均可以降低噪声峰值.