三角翼大迎角流场结构和气动力特性的数值分析研究

采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑情况下的流场结构和气动力特性进行了计算。文中给出了三角翼大迎角纵向情况下气动力、机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律，以及带有横侧小扰动和小侧滑情况下流场结构的非对称性对气动力的影响。计算结果表明与实验结果符合较好。     

三角翼上分离及涡流的数值模拟

综述了三角翼(包括双三角翼,边条-三角翼,近距耦合鸭翼)上分离及涡流问题的数值模拟进展,介绍了用Euler方程、N-S方程的数值方法模拟不同三角翼,在不同攻角、不同来流M数等多种条件下的复杂涡流形态和流动结构,研究了控制方程、网格、湍流模型和计算方法等对计算结果的影响。      

三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究

采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。     

非对称涡流机理的数值研究

基于多重线涡模型(MLVM),本文建立了一种计算机时少、收敛性强的适用于大迎角涡流势流数值模拟的迭代算法,在给定物面上对称或不对称分离线位置条件下,首次得到了迎角大到60°的收敛解,用本文算法对一切拱头体进行的数值实验表明,旋转体在大迎角零侧滑时产生菲对称涡流的机理本质上是粘性的。     

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.     

涡流发生器对细长体侧向力的控制研究

细长体在大攻角情况下会出现很大的侧向力. 在10°半顶角细长旋成体头部安置涡流发生器（微型三角翼）,通过调节涡流发生器相对模型轴线的滚转安装角,实现了对大迎角状态下旋成体侧向力的近似比例控制.研究了涡流发生器半展长、后掠角和攻角等参数对侧向力控制效果的影响. 研究发现半展长为6mm、后掠角为45°的涡流发生器具有较好的控制效果,在一系列攻角下均能够实现侧向力的近似比例控制. 由于该机构非常简单,在工程中具有一定的应用前景.      

跨音速大迎角绕流的Euler方程数值模拟

采用保角变换与代数方法相结合，生成全场统一的贴体、正交Ｏ－Ｈ型网格．采用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，模拟具有歼击机外形的全机及翼身组合体大迎角跨音速绕流．计算表明，法向力系数、气动中心位置及压力分布的计算结果与实验结果吻合良好     

自由面势流问题的域外奇点边界元法及其数值误差分析

讨论了域外奇点边界元法在自由面势流问题计算中的作用，并以连续及离散Fourier分析对该方法(就m阶面元的一般情况)进行数值误差分析，导出了计及面元阶数、奇点至自由面垂向距离、配置点移动、差分格式等因素影响的数值误差一般表达式。从理论上证明了自由面势流问题计算中采用域外奇点法可改善离散产生的数值色散误差并能结合配置点前移(向上游)等方法以数值满足辐射条件。     

三角翼大迎角不可压粘流的数值模拟

研究了人工压缩法拟压缩性系数β的选取，采用函数形式的β有效地加速了收敛过程．采用求解不可压Ｎ－Ｓ方程，对三角翼大迎角绕流进行了数值模拟，得到了与实验吻合很好的结果．分析和讨论了大迎角旋涡流动的复杂物理现象     

具有表面张力的粘性射流的数值计算

本文将流线迭代法应用于求解带有自由表面的粘性不定边界流动问题。並利用这种方法对具有表面张力的粘性轴对称层流射流问题进行了数值计算。计算结果与实验结果基本上符合。     

超声速大攻角旋成体迎风激波数值模拟

旋成弹体在大攻角超声速流动中其迎风面上有时会出现一种迎风激波．采用非定常雷诺平均的NavierStokes方程以及两方程kω—sst和代数B—L湍流模型成功地模拟了该现象,验证了该迎风激波是由于流场主旋涡导致超声速流动偏移造成的涡诱导激波的一部分的结论．     

翼型大攻角状态下表面吸气驻涡增升的数值模拟实验

用数值模拟方法给出了翼型大攻角状态表面吸气后绕翼型流动的某些新现象并对流场的特性进行了机理性研究,其中包括吸气对翼型背风面分离涡的驻涡增升作用;吸气孔位置对流场的影响;不同吸气强度以及间歇式吸气的增升效应。数值模拟的出发方程为N-S方程,差分格式为Beam-Warming格式。数值实验表明:(1)吸气可有效地提高翼型大攻角状态下的升力;(2)在一定吸气强度下吸气可使翼型背风面上涡的非定常脱落现象消失从而起到驻涡作用;(3)吸气孔位置在翼面的中部附近增升效果较好;(4)在一定范围内吸气强度越强其升力越高;(5)间歇式吸气也可提高平均升力,但引起升力的波动。     

应用当地流活塞理论的大攻角升力面颤振气动力表达式

本文应用当地流活塞理论,给出了弹性的夺动翼面的非定常压分分布以及用模态坐标的广义气动力系数表达式。同时提供了配套的当地流参数计算公式和采用样条函数计算广义气动力系数数值积分的表达式。     

基于涡旋识别方法的高速列车尾涡结构的讨论

利用改进型延迟分离涡模拟方法对缩尺比例1:30的高速列车简化模型的绕流流场进行数值计算,主要针对近尾流区的涡旋结构展开具体讨论. 通过不同的涡旋识别方法,发现在尾涡结构中,高涡量的强涡旋主要聚集于尾车附近,而涡量较低但处于相对稳定状态的涡旋分布在大部分尾流空间中. 对此,主要基于最新提出的涡旋定义及其物理意义认为,由于边界层在尾部发生的流动分离,剪切变形以及高涡量的扩散对强涡旋的形成发挥着重要的作用,而涡旋会被较强的剪切旋转拉伸,使得局部复杂的流动表现出突出的湍流特性;另一方面,尽管涡强度明显下降,但是在强剪切应变迅速衰减的情况下,流向涡核中的涡旋涡量是主要的,此时,在较接近地面的情况下,流体微团以涡核为中心的旋转运动使得涡旋与地面之间的相互作用成为主导的流动机制. 虽然涡强度会相对缓慢地衰减,但是从湍流能量产生的角度,该机制对涡旋的自维持发挥重要的作用,从而使尾涡结构能够相对稳定地存在于尾流流动中.      

前体非对称涡高风速烟雾显示技术

通过在细长旋成体模型机身的不同位置设置出烟孔,使用新型发烟装置对模型注入雾化油 滴,采用激光片光法在常规风洞中高风速(60m/s)条件下得到清晰、完整而稳定的截面涡 结构图像. 并通过同状态标定法和等比例网格法发展了简易涡位定量测量技术,为前体非对 称涡Re数效应的研究提供了重要的技术平台.     

非定常流动的快速拉格朗日涡方法数值模拟

采用快速拉格朗日涡方法数值模拟有复杂旋涡运动的非定常流动. 利用离散涡元模拟旋涡的产生、聚集和输送过程. 拉格朗日描述法用来计算离散涡元的移动,而移动速度则利用广义毕奥-萨伐尔公式结合快速多极子展开法计算,修正的涡半径扩散模型用来模拟离散涡元的黏性扩散. 突然起动圆柱和大攻角下突然起动翼型的非定常有涡流动的数值模拟,及其与试验结果的对比验证了方法的有效性. 另外,大攻角下突然起动翼型的计算结果给出了翼型起动后吸力面旋涡的产生、发展,周期性非定常流动的形成,以及尾流旋涡结构等一些重要的流动特征.[关键词] 非定常流有涡流动快速涡方法