二维翼型跨音速绕流的数值模拟

本文结合高精度TVD格式的数值通量和时间进展多步法给出了一种求解定常流问题的数值方法。同时给出一些特殊处理来加快数值解的收敛速度。本文用以上方法计算了翼型跨音速绕流问题,结果表明此方法具有分辨率高,收敛速度较快之性质。     

带有结构非线性的跨音速翼型颤振特性研究

以非定常N-S方程为主管方程,采用时间推进的方法,计算翼型振荡的瞬态非定常气动力,并与带有结构非线性的颤振方程耦合求解,计算了带有结构刚度非线性(间隙型,三次型刚度非线性)和结构阻尼非线性(三次型阻尼非线性)的结构响应特性和颤振特性.计算研究表明,由于同时具有结构和气动非线性,振荡极限环和气动力极为复杂.     

跨音速自然层流翼型多目标优化设计

应用多目标优化方法在推迟翼型转捩位置的同时,优化激波控制鼓包的位置和外形来减小波阻.经过优化得到多目标问题的Pareto阵面解,通过对其上翼型的气动性能分析发现:优化后翼型的层流区域及激波强度较初始翼型均有改善.结果表明本文方法可以有效地解决层流翼型设计过程中转捩位置和激波强度之间的矛盾.     

跨音速轴流风扇转子叶顶泄漏流的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同间隙,不同流量工况下叶顶泄漏流非定常流动特征,发现在研究的三个间隙中,只有当间隙大于或等于设计间隙时,流动才会出现非定常性.随着流量的减小,泄漏涡轨迹前移,当泄漏涡轨迹到达相邻叶片压力面时,影响压力面压力分布,打破流场静态平衡,引起叶顶流场及激波位置、强度发生非定常波动.     

不确定时变混沌系统的一种自适应无抖振变结构控制

混沌系统的一般变结构控制方法存在高频抖振和需要事先已知系统不确定项的上界等不足，针对这些不足，以一类不确定时变混沌系统为例，提出了自适应无抖振变结构控制（ACFVSC）方法，以控制混沌系统到任意设定轨道.该方法不仅能消除滑模面附近的抖振现象，实现渐近跟踪，而且不需要“不确定项的上界已知”的先验知识.ACFVSC的渐近跟踪分析与仿真结果都表明，只要选择合适的控制器参数，就能在有限时间内达到任意的设定跟踪精度. 关键词： 不确定时变混沌系统 变结构控制 无抖振     

翼型绕流的洛伦兹力控制机理

在翼型上翼面壁面附近流场中形成的流向洛伦兹力,可提升翼型的升力减小阻力,然而制约其推广应用的主要瓶颈是极为低下的控制效率,为提高洛伦兹力的控制效率,需研究其控制机理.以翼型绕流的洛伦兹力控制为例,利用双时间步Roe格式及水槽对其进行数值及实验研究.结果表明:洛伦兹力的控制效果随着来流速度的增加而下降,升力增幅和阻力减幅与来流速度大小呈反比关系,但升力增加和阻力减小的规律不变,都是升力先急剧增加随后缓慢增加,而阻力先急剧减小然后再缓慢增加,基本原因为升力和阻力先受洛伦兹力推力的影响而分别增加和减小,随后洛伦兹力作用增加翼面壁面摩擦力,导致升力减小和阻力增加,流向洛伦兹力还导致翼型壁面压力下降,增加翼型升力和压差阻力;壁面摩擦力导致的升力降幅比壁面压力变化导致的升力增幅小,壁面压力变化起主导作用;洛伦兹力推力对阻力的降幅比压差阻力的增幅大,洛伦兹力推力起主导作用,因此阻力减小.     

多目标优化设计方法在翼型气动优化中的应用研究

本文将粘性流场分析与数值优化方法结合起来,由粘性流场分析得到升力、阻力等气动参数作为样本训练神经网络,并用训练好的神经网络来预测优化目标函数,分别采用了多日标遗传算法与多目标粒子群算法,对一种跨音速翼型的气动性能进行了多目标优化设计,并采用模糊偏好信息的多属性决策方法对多个优化解进行评价选优.算例研究表明,两种多目标优化算法都能得到有限多个多目标优化解,通过多属性决策方法评价选优的优化翼型气动性能有明显提高.     

不同喷流对激波/边界层干扰控制特性对比

采用数值模拟的方法对比研究了定常、方波脉冲、正弦脉冲这3种喷流对Ma=2流动激波/边界层干扰的控制效果, 分析了不同喷流方式对受控流动流场结构、压力分布的影响. 结果表明, 不同喷流方式都能够实现对受控流动的有效控制, 可以增大激波距离, 减弱激波强度, 减小激波发生器壁面压力. 在控制效果方面, 定常喷流效果最佳, 方波脉冲喷流效果次之, 但定常喷流所需要的质量流量也最大, 方波脉冲质量流量次之. 3种喷流的控制效果与所需质量流量的关系表明, 控制收益的增加随着质量流率的增大而减小.      

振荡翼型非定常气动特性数值模拟

本文采用URANS方法对NACA0012翼型在不同振荡方式下的非定常气动特性进行了数值模拟,并与实验和文献中DNS计算结果进行对比,结果显示:URANS方法较好地显示出翼型的俯仰振荡气动特性和近壁面速度随攻角变化规律,但未能模拟出前缘分离泡的生成和发展;对于沉浮振荡翼型,URANS方法能够模拟出尾涡的结构和尾涡间的相互作用。文中还对低频和高频振荡翼型的气动特性进行了分析。     

机翼跨声速非定常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流I_A型反命题变分原理为基础,构建求解I_A型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状,跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件,新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法,根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解I_A型反命题,得到了NACA64A010翼型的几何形状,计算结果令人满意。     

绕翼型加速流动的数值模拟-加速度的影响

对绕30°攻角NACA 0015翼型的不可压缩加速流动进行了二维数值模拟,采用有限体积法计算了水道中4种不同加速度下绕翼型的非定常流动,最终稳定的流速都为100 mm/s,对应雷诺数为8000.给出了详细的瞬态流动结构、升力系数以及流动的演化过程,重点分析了加速度对流动结构的影响.计算结果表明启动过程和完成启动后的绕翼型流动结构复杂,其流动分离现象也明显区别于稳态过程自生和自维持的分离流动,具有明显的瞬态效应,并且启动加速度大小对流动结构和发展、漩涡强度等都有直接影响.     

多段翼型粘性绕流多块网格数值模拟

采用多块结构网格和分区求解技术对多段翼型绕流进行雷诺平均NS方程数值模拟,并将计算的压力分布与实验进行了比较.     

向前台阶分离流的数值模拟

本文利用文献[1~3]中提出的差分格式,数值求解了二维向前台阶分离流的问题。着重研究了流体粘性和流体可压缩性对流动的影响。给出M=0.2,0.8,2.3,Re=720和M=2.3,Re=72,720,7220的流动结果。在M=0.8,Re=720流动中计算结果给出了台阶后有一个小分离泡的现象。所得M=2.3,Re=7220的计算结果和文献[5]中的实验结果进行了比较。     

1.5级跨音速压气机内部流场数值分析

本文以正在建设的1.5级跨音压气机试验台所采用的压气机为研究对象,利用NUMECA软件计算了该压气机在不同转速下的特性曲线,并在设计转速下,对其内部流场进行了分析研究.研究表明:激波位置和强度随压气机运行工况的变化而变化;在近失速工况和堵塞工况时,压气机内部流动出现分离;在设计工况时,压气机内部流动状况良好.上述结论,可以为试验台建设中,探头位置的确定和激光测窗位置的选取等提供指导和帮助.此外,该算例作为一盲解,将来同实验结果对比后,可以用来检验和校准CFD程序,为国内F级燃机设计平台的建设打下良好的基础.     

一先进跨音速离心压气机叶轮内部粘性流动数值模拟

随着计算机和计算技术的发展，三元粘性数值计算被广泛地应用于叶轮机械内部流场分析，本文使用三元Ｎ－Ｓ方程对这一先进跨音速离心压气机叶轮内部流场进行数值模拟，一是对这一成功设计进行分析验证。二是使用数值方法进行内部流场细节的模拟掌握其内部粘性流动特点，为今后设计和改进高压比跨音速离心压气机提供经验。     

翼型大攻角低速分离流动的数值模拟

应用高收敛率、高精度和高分辨率的数值计算方法,通过求解非定常、可压缩雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ-ω低雷诺数双方程湍流模型,数值预测了Ｓ８０９翼型在０－７０°攻角范围内大尺度分离与失速流场的流动与损失特性。     

两种TVD格式在跨音透平叶栅流场计算中的应用

两种ＴＶＤ格式在跨音透平叶栅流场计算中的应用黄伟光，刘建军（中国科学院工程热物理研究所北京１０００８０）关键词跨音速透平，Ｅｕｌｅｒ方程，ＴＶＤ格式１引言现代高负荷透平大都工作在跨音范围，研究发展能准确预测跨音速透平叶栅内部流场的激波位置与强度以及叶...