周成刚[1]2002年在《运动机翼流场的欧拉方程求解》文中指出本文运用有限体积法结合双时间推进技术数值求解叁维非定常Euler方程，模拟了机翼在运动状态下的非定常流场，采用双时间推进法求解非定常Euler方程，可以极大的提高非定常流场计算效率。经算例验证，本文计算结果与实验数据吻合良好。 本文的主要工作表现在以下几个方面： 1．运用了运动网格技术。基于无限插值理论，采用广义无限插值生成了绕机翼的O-H型网格，计算结果表明，本文的网格生成方法可行、有效。 2．推导了适合于非定常流场计算的Euler方程，并求解了运动机翼的非定常流场。由于机翼随时间变化而周期性运动，本文在绝对坐标系下求解Euler方程，控制方程中的物理参数是绝对坐标系下的变量，以便于分析。为了提高计算效率，采用了双时间推进法求解运动机翼的非定常流场。 3．本文使用了有限体积法进行空间离散，双时间法进行时间推进，五步Rung-Kutta法进行伪时间的积分来求解运动机翼的非定常流场；使用当地时间步长法、隐式残值光顺等技术加快收敛；针对在机翼运动过程中网格的变形从而引起流场变量的变化，本文还使用了几何守恒法，以保证流场变量守恒。针对以NACA0012和NACA64A010为翼型的机翼叁维非定常计算表明，本文的计算结果与试验结果具有较好的一致性。
郎需巍[2]2016年在《基于数值模拟的飞机机翼积冰研究》文中进行了进一步梳理积冰现象是飞行事故的重要原因之一,而飞机机翼又是飞机容易产生积冰的主要部件。飞机在容易形成积冰的气象条件下飞行时,过冷水滴撞击到飞机机翼迎风表面产生积冰,称之为飞机机翼积冰。机翼积冰改变了机翼气动外形,从而使得飞机飞行时机翼产生的升力降低,阻力增加,严重影响了飞行安全。对飞机机翼积冰主要研究方法有工程估算、试验研究和数值模拟。本文使用数值模拟方法对飞机机翼积冰进行研究,主要包括:1.基于不可压N-S方程求解空气流场;2.采用以Reynolds平均法为理论的S-A湍流模型;3.基于考虑空气黏性的欧拉两相流法建立过冷水滴运动方程来求解过冷水滴运动轨迹和撞击特性;4.在Messinger传统热力学模型的基础上,考虑了积冰表面浅水膜流动,建立了改进型积冰热力学模型;5.积冰表面粗糙度计算模型主要是基于美国国家航空航天局经验公式和数据。本文以NACA0012和NACA0015翼型为例。数值计算了叁种典型温度下NACA0012翼型的积冰,计算结果和实验结果较为吻合。由此也证明了本文建立的数值模拟机翼积冰计算方法是可行、有效的。并且分析了不同积冰参数对NACA0012翼型积冰冰形、水滴收集率和过冷水滴运动轨迹的影响。以NACA0015翼型和两种典型温度下所形成积冰翼型为例,从升阻力特性、压力分布特性和空气绕流流动特性,叁个方面分析了机翼积冰对气动性能的影响。
张艳华[3]2005年在《基于近似边界条件的机翼跨音速欧拉方程数值模拟》文中指出本文研究并推导了一种求解定常和非定常跨音速欧拉方程机翼绕流的高效数值方法。通过薄翼和机翼小变形假设,在机翼的弦平面上满足物面边界条件,同时将物面的一阶近似边界条件引入到欧拉方程中。计算网格使用静止的笛卡尔网格,不需要生成移动的贴体网格,所以该方法应用到非定常流中,不需要因为机翼的运动而重新生成网格,可以很容易的应用到一些复杂的流体结构问题中,同时在网格生成中节省了大量的时间。将采用一阶近似边界条件的欧拉方程计算结果与采用精确边界条件的欧拉方程数值解及实验值进行对比,结果说明本文的方法能够很好的模拟典型厚度的机翼发生小变形的流场计算。 本文的主要工作: 1.生成静止的笛卡尔网格。各个方向应用一维拉伸函数进行布点,前后缘局部加密。 2.推导了二维欧拉方程的近似边界条件。参考二维推导过程,建立了叁维欧拉方程的近似边界条件,并应用数值模拟进行了验证。 3.基于二维近似边界条件,完成了翼型定常和非定常流动的Euler方程数值模拟。算例的计算结果与采用精确边界条件的欧拉方程数值解及实验值符合良好,验证了本文方法的正确性。 4.基于叁维近似边界条件,完成了机翼定常和非定常流动的Euler方程数值模拟。通过对M6机翼、LANN机翼和平直矩形机翼的数值计算,验证了采用近似边界条件的Euler方程在叁维流动数值模拟中的正确性和有效性。 本文使用了格心格式的有限体积法进行空间离散、双时间法进行时间推进、五步Runge-KuRa法进行伪时间的积分来求解非定常流动。采用了当地时间步长、隐式残值光顺等技术加快收敛。
陈颂[4]2016年在《基于梯度的气动外形优化设计方法及应用》文中指出气动外形优化设计是一门研究利用计算机及相应的数值方法对飞行器气动外形进行优化以提高其气动性能的学科,目前已在航空工业界中获得了广泛的应用。气动外形优化设计的关键技术主要包括CFD流场求解、外形参数化、网格变形、优化算法等。其中,优化算法是优化设计的顶层架构,决定了优化设计的基本策略。按照是否需要求解梯度,优化算法可以分为梯度算法和无梯度算法。其中,无梯度优化算法的计算量随设计变量个数基本成二次幂或者更高的趋势增长,在大规模设计变量的气动优化设计问题中应用较为困难。而梯度优化算法的计算量随设计变量个数基本呈线性趋势增长,相比于无梯度算法,其在大规模设计变量问题中效率更高。为了在气动优化中应用大规模设计变量,进行精细化的外形设计,本文针对采用梯度优化算法的气动外形优化设计方法开展研究,构建相应的优化程序,主要进行了以下几个方面的具体工作:1、针对气动优化中涉及的飞行器外流场求解问题,采用一种Newton-Krylov方法实现了定常流场RANS方程的高效求解。编制了一套基于有限体积法的叁维结构网格CFD求解器,其中,采用了二阶中心差分空间离散格式以及Spalart-Allmaras一方程湍流模型。在时间格式方面,分别实现了五步Runge-Kutta显式时间格式、DADI半隐式时间格式以及基于GMRES算法的Newton-Krylov全隐式时间格式。在此基础上,采用了首先以显式或半隐式时间格式进行流场初始化推进,待方程收敛到一定程度之后再启动全隐式时间格式的求解策略,从而形成了一种高效的定常流场求解方法。2、通过多块对接方式提升了FFD自由变形技术的应用能力,在飞行器外形一体化设计中,实现了多部件一体参数化。首先,推导了FFD外形参数化算法,并采用B样条基函数代替原始算法的Berstein基函数以提高局部变形特性。其次,采用了一种直接搜索-牛顿迭代的混合搜索算法对FFD局部参数坐标进行求解。最后,通过发展的多块对接FFD技术实现了飞行器外形设计中多个部件的一体参数化,参数化过程直接对CFD表面网格进行操作,可实现气动外形的连续变化,并保持原有的外形属性及拓扑关系。在此基础上,通过FFD控制体的整体操作,可以在气动优化过程中对平尾进行整体偏转,实现力矩配平约束。3、采用IDW逆距离权重插值算法,构造了空间网格变形模式,实现气动外形优化设计中的空间网格自动更新。该算法同时考虑网格变形中产生的位移和扭转,通过四元数法对扭转变形进行计算,将每一个表面网格单元的变形通过逆距离函数传播到空间。算例证明,该方法具有较好的鲁棒性,在外形发生较大变形情况下,仍能完成空间网格的自动更新,并且保持较好的网格质量,满足CFD计算的要求。4、基于自动微分技术和GMRES算法对RANS方程的离散伴随方程进行构造和求解,进而实现了气动目标函数相对大规模设计变量导数的高效计算,为在气动外形优化设计中应用梯度优化算法建立了技术基础。首先,对于离散的伴随方程进行了推导。进一步,对于离散伴随方程形成的大规模线性方程组,采用了预处理的广义最小残量法GMRES进行求解。其中,对于转置的Jacobian矩阵同向量的乘积,采用了反向模式自动微分方法计算,从而避免了显式的构造并存储大规模矩阵,节省了计算机内存。通过与有限差分方法所得到的导数计算结果进行对比,表明构造的伴随方程所获得的导数具有较好的精度,并且其计算量与设计变量个数基本无关。5、结合RANS方程流场求解、FFD外形参数化、IDW网格变形算法、离散伴随方程与序列二次规划算法SQP,构建了基于梯度的气动外形优化设计程序系统,适用于大规模设计变量的气动外形优化问题。在此基础上,分别针对翼身融合体布局飞行器外形、常规布局宽体客机的机翼-机身-平尾构型,开展了气动外形优化设计研究。优化结果表明,在翼身融合体布局优化设计中可以实现巡航点的自配平,同时显着降低多个设计点的阻力;在民用宽体客机构型优化中,可以显着降低气动阻力,并且在优化设计中自动偏转平尾,以实现优化结果的俯仰力矩配平。6、在非常规布局翼身融合体构型的气动外形优化设计中,研究了力矩配平约束对于展向升力分布和几何扭转分布的影响。在常规布局民用客机机翼-机身-平尾构型的气动外形优化设计研究中,对于有/无平尾配平约束条件及有/无平尾外形设计变量这几种情况下的优化设计结果,进行了比较分析,研究了平尾配平约束以及平尾的外形变化对于减阻优化设计结果的影响。提出了一种计算平尾配平阻力的代理模型方法,通过这种方法可以对无平尾构型进行考虑配平约束的优化设计。
闫锋[5]2005年在《欧拉方程求解静气动弹性问题》文中认为本文的主要工作是利用计算流体力学(CFD)方法,对叁维机翼以及全机的定常流场进行了数值模拟;并在此基础上耦合结构力学方程研究了叁维机翼以及全机的静气动弹性问题。 在网格生成技术方面,在阵面推进法生成叁维非结构网格的基础上,实现了非结构网格变形后网格的重新生成,为定常气动力和静气动弹性问题的研究打下了坚实的基础。 在流场求解技术方面,本文在时间推进上采用全隐式的双时间推进方法,在空间上采用格心格式的有限体积法对Euler方程进行空间离散,用四步Runge—Kutta方法作显式的拟时间推进,同时采用当地时间步长、隐式残值光顺等加速收敛措施;求解了叁维机翼的流场。 在气动弹性问题方面,采用叁维Euler方程为控制方程,计算机翼和全机所受的气动力,再耦合结构力学方程计算机翼和全机的弹性变形,再根据变形后的机翼或全机计算新的气动力,如此反复迭代计算,求解在该飞行状态下机翼和全机结构弹性平衡时的弹性变形及真实形状。以M6机翼、超临界机翼、某全机为算例,分别对其静气动弹性问题作了进一步的研究,对超临界机翼的静气动弹性特性进行了详细分析,得出了一些有意义的结论。
崔宁[6]2016年在《飞机结冰计算中水滴撞击特性研究及实验》文中研究说明随着航空工业的发展,飞机结冰问题越来越受到重视,飞机结冰问题及防除冰系统研究也逐渐深入。目前,研究飞机结冰的方法有飞行试验、冰风洞实验、数值模拟方法,而数值模拟方法由于成本低,速度快等特点成为研究结冰问题的主要方法。本文针对飞机结冰的数值模拟过程,重点研究其中的欧拉法水滴撞击特性计算以及基于动网格的结冰非定常计算方法,并对水滴撞击过程中可能会发生的飞溅、破碎反弹等现象进行了实验研究。本文主要内容分五章,第一章对飞机结冰的危害进行了简要描述,介绍了当前国内外对飞机结冰研究方向以及研究主要方法及成果。第二章描述了飞机结冰数值模拟的基本流程,分别介绍了网格生成、流场计算、水滴轨迹计算及结冰生成计算的方法,重点研究了基于拉格朗日法和欧拉法的水滴撞击特性计算方法,并介绍具体求解过程;基于Messinger模型建立了二维结冰生长模型并给出了求解结冰外形的方法;对典型结冰气象条件下的结冰算例进行计算,通过对比本文计算结果与实验结果及其他软件计算结果,验证了本文水滴轨迹及结冰外形计算方法的正确性。第叁章介绍了数值计算中的叁种动网格模型:Smoothing模型、Layering模型、Remeshing模型,分析了叁种动网格模型的适用范围以及应用于飞机结冰计算的可行性,针对飞机非定常结冰问题提出使用Smoothing模型及Remeshing模型结合对飞机结冰进行模拟的方案,实现飞机结冰计算中结冰边界的动态更新过程;计算了非稳态结冰情况下的结冰外形与稳态结冰计算方法结果进行比较,分析两者差异和产生原因,计算结果表明:非稳态结冰计算可以提高飞机结冰数值模拟的精度。第四章对水滴撞击特性进行了实验研究,通过实验与数值相结合的方法研究了不同入射速度、不同入射角和不同表面粗糙度下水滴的撞击特性,用数值模拟的方法计算了水滴飞溅对水滴撞击特性和结冰冰形的影响。第五章对全文工作进行综合性总结,并对未来工作进行展望。
史忠军[7]2003年在《CFD/CSD耦合接口技术研究》文中研究指明传统计算方法常把飞行器用于刚性体来考虑，而结构的柔韧性对飞行器的性能、机动性和飞行控制等有着直接的影响。柔性体和气动力之间的相互作用导致飞行器气动弹性问题。航空宇航中飞行器结构和流体之间的耦合作用所导致振动、颤振等非定常气动弹性，轻则缩短疲劳寿命，重则毁坏飞行器，因此对飞行器安全飞行状态的预测显得非常重要。 随着计算机速度提高和飞行包迹的扩展，设计现代飞行器要求速度高、重量轻，气动弹性越来越成为飞行器设计中重要的考虑因素。近些年来，人们开始应用计算流体动力学(CFD)来求解气动弹性问题。通过使用非定常的欧拉或Navier-Stokes(N-S)方程的CFD计算技术和计算结构动力学(CSD)的耦合，对飞行器结构的整个气动弹性响应可以初步预测。 本文针对非线性飞行器气动-结构耦合计算进行了较全面研究，主要工作有： 1．发展了一种CFD／CSD耦合计算数据接口技术。主要集中考虑流体和结构网格之间的信息交换问题，基于此，我们引进了一种四面体常体积转换法，并对该方法进行修正。与以往流行的IPS、TPS插值方法进行了对比，发现该技术具有较强的实用性和准确性，并适用于从亚音速到超音速范围的流场以及叁维结构情形。此外，该技术还使用方便并与当前使用的CFD／CSD耦合模块具有兼容性。 2．发展了一种叁维动网格技术。对二维动网格技术进行叁维扩充，以适应叁维运动边界，动网格处理方法是采用由位移插值得到的运动网格方法系统。 3．发展了CFD／CSD耦合计算模块。整个模块包括CFD计算模块、CSD计算模块、CFD／CSD数据交换模块。最后对叁维机翼进行了时间推进格式的计算和测试，通过对流场模块和结构模块的耦合来实现叁维机翼结构响应的时域分析。
胡娅萍[8]2008年在《航空发动机进口部件积冰的数值模拟研究》文中提出航空发动机的进口部件,如支板、整流帽罩等在一定的气象和飞行条件下会出现结冰现象,一旦冰层迅速增厚,将会改变流道的形状,减小流通面积,使发动机性能恶化,结冰严重时会使发动机不能正常工作并危及飞行器的安全。尤其更为严重的是,在某些特殊的气象条件下,机翼等外露部件不会出现结冰,但发动机进口部件仍会发生结冰。为了更好的认识发动机进口部件结冰的影响因素及规律,为设计高效的发动机防冰和除冰系统积累技术储备,本文采用数值模拟的方法对发动机进口部件的结冰现象进行了研究。目前,这方面的工作在国内尚处于起步阶段。本文的研究工作主要有以下几个方面:(1)全面深入地分析了国内外关于飞机和发动机结冰的研究动态。从试验研究和数值模拟两方面详细地介绍了研究状况和进展,着重阐述了数值模拟的研究现状。(2)对求解空气-过冷水滴气液两相流场的欧拉-欧拉法进行了研究。将直角坐标系下空气-过冷水滴两相流动的控制方程推导到了任意曲线坐标系下,研究了结冰表面外两相流场的数值计算方法,包括两相流控制方程的离散、空气相的湍流模拟和壁面函数法的实施、两相流计算域网格的生成方法以及在空气流场计算的基础上求解过冷水滴流场的两相流求解过程,并开发了基于欧拉-欧拉法的空气-过冷水滴两相平面流计算程序。(3)对求解空气-过冷水滴气液两相流场的欧拉-拉格朗日法进行了研究。将圆柱坐标下基于拉格朗日法的颗粒随机轨道模型的过冷水滴流动控制方程推导到了任意曲线坐标系下,研究了过冷水滴流场的数值计算方法。提出了一种基于颗粒随机轨道模型求解过冷水滴流场的结冰表面水收集系数的统计计算方法。该方法通过统计所有进入结冰表面控制体单元的水滴轨道并对轨道上水滴的流量进行求和来确定水收集系数,并开发了相应的计算程序。(4)对结冰模型进行了研究。首先基于Messinger结冰模型(一维,仅考虑能量守恒)的思想建立了一种二维的、同时考虑能量和质量守恒的结冰模型,分别推导了适用于雾凇、明冰和混合冰情况的能量平衡方程式,并研究了基于该模型的结冰计算算法,实现了通过预估矫正来判断结冰类型的功能;在此基础上,引入LEWICE1.6结冰模型的思想,考虑了水滴撞击脱落和表面张力对结冰表面水膜的影响;依据结冰模型及计算方法开发了结冰计算程序。(5)把自主开发的结冰计算程序与两相流场求解程序或模块结合,发展了积冰过程的两种计算方法和程序:(a)基于欧拉-欧拉法两相流场计算的积冰过程二维预测方法和程序;(b)基于欧拉-拉格朗日法的商业软件FLUENT两相流计算的积冰过程预测方法和程序。(6)采用方法和程序(a)对结冰气象条件下发动机进口支板表面水收集系数和积冰生长率以及冰形进行了数值模拟。分析了水滴平均有效直径、来流速度、液态水含量和环境温度等结冰参数对支板表面的水收集系数分布和积冰生长的影响规律。(7)采用方法和程序(b)对结冰气象条件下发动机进口整流帽罩表面水收集系数和积冰生长率以及冰形进行数值模拟。分析了水滴平均有效直径、来流速度、液态水含量、环境温度和旋转速度等参数对帽罩表面的水收集系数分布和积冰生长的影响规律。
张震霖[9]2004年在《外挂物投放技术的数值方法研究》文中研究指明飞机投放外挂物的分离轨迹预测在气动设计领域是一个很重要的课题。本文采用嵌套网格技术，将飞机投放外挂物的模型分成多个计算子域，对飞机投放外挂物的复杂外形进行了分区迭代求解。采用有限体积法求解欧拉方程，计算出各子域流场的解，并通过各流场的耦合迭代得到整个外挂投放流场的解。将整个流场的解与六自由度方程的解进行耦合，最后得到外挂物的分离轨迹。 本文将结构网格、嵌套技术、欧拉方程、六自由度方程等技术结合起来进行外挂投放研究，与AEDC的试验结果对比吻合良好，本文的方法具有一定的研究和应用价值。
陈荣钱[10]2012年在《基于声波传播方程的计算气动声学混合方法研究》文中研究指明基于声波传播方程的计算气动声学混合方法是计算气动声学研究的一个热点和难点。计算气动声学的研究方法有直接方法和混合方法。直接方法如直接数值模拟和大涡模拟方法，由于需要耗费巨大的计算资源，离求解实际工程问题还有一定距离，因此发展了计算气动声学混合方法。混合方法是将声场计算区域分为声源区域和传播区域，考虑到在传播区域声波的传播过程是线性的过程，在传播区域可以采用比声源区域更简化的方法进行计算，因此同直接方法相比，混合方法具有计算量小等优点。传播区域的求解方法主要有基于传统的声学比拟方法和基于声波传播方程方法两类。由于声波传播方程方法可以模拟非均匀流场对声波传播的影响，而传统的声学比拟方法假设背景流场是均匀流动的，因此声波传播方程方法对声波传播的模拟更加准确。本文开展了基于声波传播方程的计算气动声学混合方法研究，并由此发展气动噪声预测程序，用于求解宽频噪声、周期噪声等实际噪声问题。传播区域采用声波传播方程方法，而声源区域采用不同的求解方法与之耦合，可以得到不同的混合方法。本文开展了两种混合方法研究：基于随机模型和声波传播方程耦合求解的混合方法、基于大涡模拟和声波传播方程耦合求解的混合方法。本文首先讨论了声波传播方程以及数值求解方法。声波传播方程包含线化欧拉方程和声波扰动方程，空间离散采用7点4阶DRP格式，时间离散采用低色散低耗散的优化5步龙格-库塔格式，远场采用无反射边界条件。采用上述方法发展了声波传播方程求解程序，通过求解典型数值算例对程序进行了验证。在此基础上，研究了基于随机模型和声波传播方程耦合求解的混合方法，讨论了其具体实施过程。首先求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到时均流场，再将流场信息从流场网格插值到声场网格，然后采用随机模型构造湍流脉动速度得到声学源项，最后求解带源项的声波传播方程得到声场解。本文雷诺平均N-S方程的求解采用格心格式的有限体积法，对流通量计算采用Roe格式，时间离散采用4步龙格-库塔格式，湍流模型采用K湍流模型。提出了基于重迭网格插值思想的从流场网格到声场网格的插值处理技术，大大提高了插值效率。基于块结构网格生成技术，发展出针对块结构网格的高阶有限差分处理方法，使得噪声预测程序能够对较复杂的物体外形进行气动噪声数值模拟。针对基于随机模型和声波传播方程耦合求解方法无法准确模拟的周期噪声问题，本文开展了基于大涡模拟与声波传播方程耦合求解的计算气动声学混合方法研究。大涡模拟控制方程的空间离散采用7点6阶中心差分格式，时间离散采用优化的5步龙格-库塔格式，物面采用无滑移边界条件，远场采用无反射边界条件。声源区域和传播区域的耦合采用声波边界条件法，在声源区域和传播区域的重迭区域，将大涡模拟计算得到的脉动信息直接赋值到传播区域。采用该混合方法求解了时间发展平面混合流的气动声学问题，通过与全场大涡模拟的计算结果进行对比，验证了该混合方法的可行性。最后讨论了耦合过程中网格疏密、时间步长选取等要素对远场噪声预测结果的影响。
参考文献：
[1]. 运动机翼流场的欧拉方程求解[D]. 周成刚. 西北工业大学. 2002
[2]. 基于数值模拟的飞机机翼积冰研究[D]. 郎需巍. 南京航空航天大学. 2016
[3]. 基于近似边界条件的机翼跨音速欧拉方程数值模拟[D]. 张艳华. 西北工业大学. 2005
[4]. 基于梯度的气动外形优化设计方法及应用[D]. 陈颂. 西北工业大学. 2016
[5]. 欧拉方程求解静气动弹性问题[D]. 闫锋. 西北工业大学. 2005
[6]. 飞机结冰计算中水滴撞击特性研究及实验[D]. 崔宁. 南京航空航天大学. 2016
[7]. CFD/CSD耦合接口技术研究[D]. 史忠军. 西北工业大学. 2003
[8]. 航空发动机进口部件积冰的数值模拟研究[D]. 胡娅萍. 南京航空航天大学. 2008
[9]. 外挂物投放技术的数值方法研究[D]. 张震霖. 西北工业大学. 2004
[10]. 基于声波传播方程的计算气动声学混合方法研究[D]. 陈荣钱. 南京航空航天大学. 2012
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