空气动力学学报

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2015, 33(5): 581-587. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0041

[摘要](535) PDF(8941)

摘要:
综合比较了现有的非平衡热环境工程计算方法,发现采用不同方法给出的计算结果相互之间差别较大。本文基于边界层中的原子复合反应主要发生在靠近壁面薄层内的特点,将边界层中的气相反应等价到表面上,建立了同时考虑边界层内非平衡反应和表面催化特性的非平衡边界层气动加热工程计算新方法。计算结果表明,非平衡效应主要集中在飞行器头部区域,下游边界层热流逐渐趋于平衡值。本文工程方法计算结果与有关飞行测量结果吻合较好。

小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究

苏继川, 黄勇, 李永红, 钟世东, 单继祥

2015, 33(3): 289-295. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0042

[摘要](217) PDF(620)

摘要:
通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性, 分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰, 并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时, 远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%, 升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时, 阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%, 迎角18°时, 远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时, 远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用, 在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02, 迎角减小约0.1°, 马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。

吸气式内外流一体化飞行器动导数数值模拟

刘绪, 刘伟, 周云龙, 柴振霞

2015, 33(2): 147-155. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0020

[摘要](413) PDF(1324)

摘要:
动导数是飞行器轨道及姿态控制系统设计时的重要参数,对飞行器开环系统受到扰动时振荡的敛散特性起重要作用。在标模验证的基础上开展吸气式内外流一体化飞行器WR-A动态特性分析,采用N-S方程模拟强迫简谐振动的非定常流场,获得了飞行器的直接阻尼导数、加速度导数和旋转导数,并对WR-A外形大振幅振动时的进气道性能参数进行了分析。研究表明,在某些情况下反映流动时滞效应的加速度导数占直接阻尼导数的比例最高可以达到40%以上,而在某些情况与直接阻尼导数符号相反。此外,在动导数研究基础上,采用参数化的动导数概念初步开展了非定常气动参数建模研究。针对WR-A大振幅强迫振动的研究显示,采用所建立的模型预测的气动参数与完全非定常计算吻合较好。

飞行器气动/飞行/控制一体化耦合模拟技术

李锋, 杨云军, 刘周, 豆国辉, 周伟江

2015, 33(2): 156-161. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0097

[摘要](279) PDF(1034)

摘要:
基于非结构重叠网格技术和全局亚迭方法,发展了一种气动、飞行和控制一体化耦合的非定常求解策略,用于飞行器闭环控制的数值虚拟飞行研究。高超声速飞行器按照设计控制律,采用升降舵偏转进行连续变攻角操纵和静不稳定布局稳定控制;数值虚拟飞行逼真显现了上述非定常流动、运动与控制的时序演化过程。数值虚拟飞行与基于气动数据库插值的飞行仿真比较,控制过程和反馈效果十分吻合。

高阶加权非线性格式的拟线性频谱分析方法研究

毛枚良, 燕振国, 刘化勇, 朱华君, 邓小刚

2015, 33(1): 1-9. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0115

[摘要](341) PDF(1217)

摘要:
拟线性频谱特性分析方法,能够更加准确地给出非线性空间离散格式的频谱特性,已成为非线性格式性能评估的重要手段,但时间离散方法和计算点数等因素严重影响了该方法的预估精度和使用的方便性。为了剔除这些因素的影响,首先,通过理论推导获得了与时间离散无关的频谱表达式,解释了该式中各项的物理含义,并给出了推进时间步长对频谱计算结果的影响;其次,基于时间离散无关的拟线性频谱分析方法,分析了格式频谱特性曲线在某些点发生跳跃的主要原因是选取了不恰当的计算点数,并给出了一种计算点数选取方法,当计算点数超过某整数后,该方法可以有效地消除计算点数和初始相位变化对格式频谱特性所带来的影响。在此基础上,基于两个三阶精度WCNS格式,开展了它们的频谱特性和典型算例的数值模拟研究,结果表明,所发展的方法得到的拟线性频谱特性在定性上能够正确评价非线性空间离散格式特性,但定量上仍显不足。

基于非结构动网格的非定常激波装配法

刘君, 邹东阳, 徐春光

2015, 33(1): 10-16. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0109

[摘要](354) PDF(1452)

摘要:
从ALE方程出发,通过修正体积的新思路构建离散几何守恒律,基于非结构动网格的信息传递方法得到网格重构以后新网格的流场参数,采用一阶格式捕捉法得到的流场确定装配法的初始激波位置,成功地把激波装配法应用到非定常流动的模拟。模拟超声速飞行环境下整流罩分离的非定常流固耦合过程,在马赫数6条件下装配法和捕捉法的计算结果完全一致,随着马赫数增加,二阶精度格式的捕捉法需要进行调整限制器参数、时间步长等人工干预,但是装配法直到马赫数20计算过程没有出现异常。该基于非结构动网格技术的激波装配方法,与传统的激波装配方法相比,能够用于复杂外形产生的非规则形状激波和非定常流动产生的运动激波,解决二阶精度有限体积法用于高马赫数飞行条件下多体分离过程的流动模拟时遇到的稳定性问题。

高阶精度方法下的湍流生成项对跨声速流动数值模拟的影响研究

王运涛, 孙岩, 李松, 李伟

2015, 33(1): 25-30. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0082

[摘要](248) PDF(939)

摘要:
利用五阶空间离散精度的WCNS格式和多块结构网格技术,通过求解雷诺平均NS方程,开展了SST两方程模型不同湍流生成项组合方式对跨声速流动数值模拟影响的计算分析。研究的主要目的是为高阶精度格式在复杂外形上的工程应用提供技术支撑。计算模型采用了RAE2822超临界翼型和DLR-F6翼身组合体构型。研究内容主要包括不同湍流生成项对残差收敛历程、边界层湍流粘性系数分布、边界层速度分布、压力系数分布以及模型整体气动力特性的影响。不同湍流生成项组合方式的流场计算结果还与风洞试验数据进行了对比。研究结果表明:对于小迎角不存在明显分离的跨声速流动,不同湍流生成项对流场的高精度计算结果的影响很小,可以不用考虑。

抛物化Navier-Stokes方程(PNS)和高氏PNS理论及其应用的评述

于勇

2015, 33(1): 54-65. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0062

[摘要](271) PDF(528)

摘要:
抛物化NS方程得到广泛应用,已经成为工业标准气动计算的基础。现有的八种抛物化NS方程有不同的名称,方程中粘性项的形式略有不同,其中的PNS和薄层(TL)NS方程应用最多。但是这些方程都具有类似的数学性质,例如,当流向方向上马赫数大于1时,他们都是抛物型方程,可以采用空间推进算法(SMA)进行求解。与采用时间推进算法求解的NS方程或雷诺平均(RA)NS方程相比,PNS-SMA计算降低了空间的维数,节省了大量的存储空间和CPU计算时间。PNS-SMA算法也获得了巨大的进展。但是,早期PNS研究在理论上是相当模糊的,高智在1990年提出的粘性/无粘干扰剪切流理论(ISF)弥补了这一不足。ISF理论概括了PNS方程所能描述的基本流动,提出了其流动的运动规律及数学定义式,所导出的ISF方程组也属于PNS方程的一种。为了不增加新的名称,我们将ISF方程组也称为高氏PNS理论和方程组。这一理论在NS方程和RANS方程的计算中均有重要的应用。例如,计算最优坐标系的选择以减少伪扩散,网格尺度选择及局部网格加密设计以捕捉高超声速流动中物体表面热流等的急剧变化,壁面压力边界条件的选择以及由高PNS导出的壁面判据来进行NS和RANS近壁数值解可信度评估。本文评述了一些初步的应用,进一步的应用和综合PNS-SMA,RANS-SMA以及PSE-SMA计算值得深入研究,这里PSE指抛物化稳定性方程。

旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD模拟及参数分析

赵国庆, 招启军, 王清

2015, 33(1): 72-81. doi: 10.7638/kqdlxxb-2013.0010

[摘要](311) PDF(1384)

摘要:
构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩RANS方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的CFD方法。首先,发展了基于Poisson方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于RANS方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的S-A湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时L-B半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于Pletcher-Chen低速预处理方法、FAS多重网格法和隐式LU-SGS方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。

柔性扑翼气动结构耦合特性数值研究

陈利丽, 宋笔锋, 宋文萍, 杨文青

2015, 33(1): 125-133. doi: 10.7638/kqdlxxb-2012.0210

[摘要](296) PDF(1269)

摘要:
微型扑翼体积小、重量轻,其柔性变形对气动特性有显著的影响。通过求解雷诺平均N-S方程(Reynolds-Averaged Navier-Stokes,RANS)和结构动力学方程,对微型柔性扑翼飞行器的气动结构耦合特性进行了数值模拟研究。针对微型扑翼的大幅运动,发展了适用于扑翼的气动结构耦合数值计算方法,研究了微型扑翼的气动结构耦合特性。通过求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程得到微型扑翼的非定常气动特性;利用哈密顿原理(Hamilton Principle)推导了扑翼的结构动力学方程,采用结构有限元方法对该动力学方程进行离散并求解,得到扑翼的动态结构特性;采用松耦合方法进行迭代。计算结果与风洞实验结果相比吻合良好,验证了所发展方法的有效性。在此基础上研究了惯性力和关键运动参数对柔性扑翼气动及结构特性的影响规律,有助于比较详细、全面地了解微型扑翼的气动机理,为柔性扑翼的设计提供了参考依据。

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