超音速/高超音速飞行器湍流流场气动光学效应分析

针对高超音速飞行器在大气中流动时所产生的气动光学效应进行定性和定量的分析与计算.通过对高速湍流流场N-S方程的CFD求解,得到在不同飞行参数下,飞行器外围流场的各种参数分布;再运用变折射率流场的光线追迹法,得到红外光在该非均匀变折射率流场中的传输路径;最后应用傅里叶光学理论,结合数值分析方法,计算得到高速湍流流场的气动光学效应传输函数.计算结果表明,气动光学传输函数的幅度响应函数具有低通特征,使得图像发生像模糊;其相位响应函数具有非线性的特点,导致红外成像非线性偏移.本文所得实验结果与理论分析相吻合.     

扑翼飞行器气动力测量技术研究进展与展望

扑翼飞行器是一种仿照鸟类飞行的新概念小型无人飞行器,区别于传统固定翼和旋翼飞行器,它主要通过机翼扑动与空气相互作用来提供飞行动力,从而实现飞行器的姿态变动。扑翼飞行器气动特性测试的实质是揭示在非定常流场环境下,扑翼飞行器气动力的产生机制,以及相关扑翼飞行器设计参数对气动特性的影响。通过气动试验方法为扑翼飞行器飞行控制和结构优化等研制工作提供数据支持,将对新型扑翼飞行器理论研究以及飞控品质的提升起到巨大的推动作用。     

高速飞行器气动光学传输效应的工程计算方法

气动光学传输效应对飞行器光学成像探测系统的性能有着十分重要的影响，它使探测器接受的图像产生偏移、抖动和模糊。文章分析了目标光线通过流场时的光学传输特性，建立了流场光学传输特性的工程计算模型，描述了气动光学传输效应对成像探测系统影响的经验模型。在此基础上，对气动光学传输效应产生的像偏移、抖动和模糊进行了数值仿真，仿真结果表明，气动光学传输效应对成像探测系统的影响与飞行器的飞行参数、成像探测系统参数和探测器积分时间等密切相关。     

桥面典型车辆气动特性及车辆间挡风效应的数值模拟研究

强风不仅是大跨度桥梁设计的控制性因素,同时也会影响到桥上车辆运行的安全,车辆气动特性是研究车辆行驶安全性的前提。基于计算流体动力学（CFD）仿真平台,模拟计算了汽车工业研究协会（MIRA）小车和重型卡车典型车辆在横风作用下的气动特性,分析研究了典型车辆分别位于桥面上不同车道位置时车辆气动力系数随风偏角的变化情况;进一步模拟计算了重型卡车与小车之间的挡风效应,研究了车辆间相对位置对车辆挡风效应的影响。计算结果表明：不同车型以及不同的桥梁车道位置对车辆气动力均有不同程度的影响;重型卡车对MIRA小车有明显的挡风效应,MIRA小车气动力随着车辆间相对位置变化显著,重型卡车气动力也有一定改变。     

仿生扑翼飞行器的气动效率研究

该文主要采用BLU-SGS混合动态网格隐式算法进行时间推进,空间离散采用二阶迎风格式的有限体积法。求解非定常Navier-Stokes方程,完成了二维不可压缩流场的数值模拟。在该基础上,通过积分计算的形式得到整个机翼平面的气动力,研究揭示了不同扑动频率、风速参数、减缩频率、雷诺数与飞行气动效率的关系,表明参数的合理调试对仿生扑翼飞行器的有效飞行起到重要影响。针对不同参数条件,研究分析了气动力以及气动效率结果,为后续气动特性问题的研究提供参考。     

风洞模型棱角制作误差对扁平箱梁气动力和涡脱特性的影响

桥梁节段模型试验研究的顾虑之一,是制作扁平箱梁节段模型时各个棱角制作误差,比如棱角圆化对其气动力和涡脱特性的影响,但至今未见相关报道。该研究采用雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对大带东桥主跨扁平钢箱梁开展了计算流体动力学模拟(CFD)。在节段模型制作误差可能导致的棱角圆化半径范围内,对比了加劲梁绕流形态、平均气动力系数和漩涡脱落S t数。研究表明:扁平箱梁棱角小半径圆化时半径的增大使得局部流动的分离强度减小,但分离点位置不再固定;模型棱角圆化对扁平箱梁平均气动力和漩涡脱落S t数的影响可忽略不计;前缘棱角圆化后加劲梁气动特性的Re效应不明显。研究认为,可不考虑加劲梁风洞试验模型棱角小半径圆化对主梁气动特性的影响,因而CFD模拟时加劲梁风嘴前缘棱角可作小半径圆化处理,以降低网格数量、提高网格质量和减小CFD的计算量。     

扑翼飞行器测力平台设计与振动特性仿真分析

扑翼飞行器是基于鸟类仿生学理论衍生出的新型无人飞行器,主要通过机翼周期性上下扑动来提供飞行器所需的升力和推力,在军用和民用飞行器领域均有广阔的应用前景。扑翼飞行器气动力测量作为样机气动性测试的重要手段,多维气动力的准确测量可为新型扑翼飞行器设计优化和飞控品质的提高提供试验数据支持。本文介绍了一种新型组合式多维小量程测力平台,可实现扑翼飞行器六维气动力和气动力矩的测量。考虑到扑翼飞行器机翼上下扑动过程动态测力需求,应用Ansys Workbench有限元分析软件对测力平台进行了模态分析和频响分析,获得在工作频率下的频率响应,仿真结果表明测力平台的振动特性满足设计要求。     

气动光学效应的数值模拟与预测

介绍了超音速飞行器的气动光学效应 ,并讨论用数值模拟来研究和预测气动光学效应的方法。     

横风作用下考虑车辆运动的车桥系统气动特性的数值模拟研究

车辆和桥梁气动力参数的准确识别是风-车-桥系统耦合振动研究的前提,目前大多数研究中通常忽略了车辆和桥梁间的相对运动。由于采用风洞试验测量手段研究此类问题存在一定困难,因此该文基于CFD数值仿真平台采用动网格技术模拟计算了横风作用下考虑车辆运动的车辆和桥梁气动特性,分析研究了风场的紊流特性、车辆的运动速度以及车桥的相互气动干扰对车辆和桥梁气动特性的影响。计算结果表明：车辆和桥梁的气动力特性受车辆的运动速度和车桥间的相互作用影响较大,风场的紊流特性对车辆和桥梁的气动力也有一定影响。最后通过对比分析单车、桥和车-桥耦合的流场压力和速度云图,探讨了车辆和桥梁气动力的相互作用机理。     

指数脉冲强迫激励CFD模型运动的气动参数识别法

计算流体动力学（CFD）模拟是获得桥梁断面颤振导数的主要方法之一。提出了一种基于CFD计算气动力，建立气动模型并经模型仿真快速识别颤振导数的新方法。该方法采用具有连续频谱分布且位移光滑的指数脉冲序列为CFD模型运动的输入，通过数值模拟得到作用在模型上的气动力。利用已知的输入和气动力建立起反映系统气动力特征的离散时间气动模型。然后利用该模型仿真系统在简谐位移输入的气动力响应，再基于该输入和模型仿真输出识别颤振导数。该方法在竖弯和扭转方向各自仅需一次CFD模拟，无需重复进行CFD计算，能显著减小CFD计算颤振导数的工作量。进行了薄平板颤振导数的识别，研究结果与Theodorsen平板理论解、薄平板风洞试验值的一致性，证明了研究方法的可靠性和有效性。     

大型冷却塔风荷载的数值模拟研究

针对单体和双塔情况下冷却塔的风荷载进行CFD数值模拟计算,获得冷却塔表面的压力系数。单个冷却塔CFD模拟的结果与规范数据比较接近,说明CFD方法的准确性,同时也发现一些偏差,并对偏差产生的原因进行分析。研究了因雷诺数不同而导致的单塔缩尺效应,发现实尺和缩尺模型的计算结果在最大正压和平台区有差别。分析双塔之间的干扰作用,针对不同风向角可分为尾流直接作用、尾流和临近干扰共同作用、临近干扰作用三个区域。     

基于3211多阶跃激励CFD模型的颤振导数识别研究

提出一种通过计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)建立离散时间气动模型并识别颤振导数的方法,该方法通过强迫模型按一种3211多阶跃方式运动,由CFD数值模拟得到作用在模型上的气动力.由于3211多阶跃包含了丰富的频率成份,能激励起气动力系统在这一连续频域范围内的广泛响应,因而可基于3211输入-气动力输出得到定义在某一频率范围的离散时间气动模型.该气动模型能对对应不同折算风速的简谐位移输入快速仿真得到气动力输出,通过这些输入-输出就可快速识别任意折算下的颤振导数,无需对不同折算风速重复进行CFD计算.应用本文方法识别了薄平板的颤振导数,并与薄平板风洞试验结果进行了比较,颤振导数的一致性证明了本文方法的有效性.     

Further aspects of dynamical models for rime-ice and snow accretion on an overhead line conductor

Current three-dimensional, time-dependent mathematical models for (dry) rime-ice and snow accretion on Overhead Line Conductors (OHLC), of finite span and finite torsional stiffness, assume that the airflow past the iced OHLC is given by Attached Potential Flow (APF) and that the effect of aerodynamic moment on the rotation of the OHLC during ice evolution can be neglected. In the present numerical study a CFD code is employed to simulate the turbulent airflow past an iced OHLC and used to validate APF predictions for icing particle impactions, ice evolution and rotation of the OHLC. Comparisons are made for the following: (a) icing particle impaction velocities determined using the CFD code and APF when, for example, the iced surface is fixed at an attitude experiencing lift; (b) the aerodynamic moment, for a chosen ice shape at a range of attitudes, predicted using the CFD code and AFT; (c) the aerodynamic moment, for natural ice shapes, given by APF and measured in wind-tunnel tests; (d) the effect of aerodynamic moment, predicted using the CFD code and APF, on ice evolution during a short period of icing. Finally, on employing aerodynamic moments calculated using APF modified values, the sensitivity of the ice-accretion process, across the span of the OHLC, to conductor rotation and various meteorological and physical data for the icing particles is discussed.     

跨音轴流风扇叶片气弹稳定性研究

基于弱耦合的能量法原理,对近失速工况下NASA 67跨音风扇叶片进行了气弹稳定性分析。本文发展的三维线性插值方法为CSD/CFD数据交换提供了基础。采用FLUENT动网格技术,实现了振动叶片绕流计算。数值模拟了NASA 67叶片前三阶模态振型激励下的非定常气动响应。通过分析叶片表面非定常气动力和振动位移之间的相位差发现：该相位差的存在决定了非定常气动力做功的正、负。由叶片表面非定常压力分析结果得出近失速工况下,叶片的气动弹性稳定性受叶片模态振型和激波的影响较为显著。     

桥梁断面颤振导数的CFD全带宽识别法

由于需要在不同折算风速下重复进行大量试验或CFD(Computational Fluid Dynamics)模拟,现有风洞试验和CFD方法识别桥梁断面颤振导数耗时且效率低。提出一种基于CFD离散时间气动模型,快速识别感兴趣折算风速带宽内任意折算风速下桥梁断面颤振导数的全带宽识别法。该法基于任意拉格朗-欧拉描述的有限体积法和多层网格技术,首先计算作用在桥梁断面上的非定常气动力,CFD模拟时强迫桥梁断面以单自由度竖弯或扭转方式振动,位移模式为定义在感兴趣的频率范围内的指数脉冲时间序列。然后利用得到的气动力和该指数脉冲输入,通过系统识别建立起反映桥梁断面气动力系统特性的离散时间气动模型。随后利用该气动模型仿真桥梁断面在简谐位移激励下的气动力响应,并由该模型的输入和响应通过系统识别得到桥梁断面的颤振导数。该法在竖弯和扭转方向各仅需一次CFD模拟,就可构造离散时间气动模型,使得颤振导数识别的计算量显著降低。开展了三汊矶大桥加劲梁断面颤振导数识别和颤振临界风速计算,研究结果与风洞试验的一致性,证明了方法的可靠性和高效性。     

飞行器机翼气动/结构耦合优化设计研究

基于CFD/CSD耦合数值计算,以升力特性为优化目标,采用响应面算法优化光固化树脂材料的轻质F4风洞模型构型,寻得6个优化解,并采用光固化快速成型技术(SL)制作这6个F4风洞实验模型。实验结果表明：6个模型升力特性与国外静气动弹性修正后的结果较接近(特别是6#模型最为接近机翼弹性变形的三维效果),初步证明该文发展的气动/结构耦合优化设计方法基本可行,既为基于SL技术的轻质模型高速风洞应用提供了支持,又为多气动参数的飞行器气动/结构耦合优化和风洞试验数据静弹性修正建立了工作基础。     

Uncertainty‐based robust aerodynamic optimization of rotor blades

The aerodynamic performance of a compressor is highly sensitive to uncertain working conditions. This paper presents an efficient robust aerodynamic optimization method on the basis of nondeterministic computational fluid dynamic (CFD) simulation and multi‐objective genetic algorithm (MOGA). A nonintrusive polynomial chaos method is used in conjunction with an existing well‐verified CFD module to quantify the uncertainty propagation in the flow field. This method is validated by comparing with a Monte Carlo method through full 3D CFD simulations on an axial compressor (National Aeronautics and Space Administration rotor 37). On the basis of the validation, the nondeterministic CFD is coupled with a surrogate‐based MOGA to search for the Pareto front. A practical engineering application is implemented to the robust aerodynamic optimization of rotor 37 under random outlet static pressure. Two curve angles and two sweep angles at tip and hub are used as design variables. Convergence analysis shows that the surrogate‐based MOGA can obtain the Pareto front properly. Significant improvements of both mean and variance of the efficiency are achieved by the robust optimization. The comparison of the robust optimization results with that of the initial design, and a deterministic optimization demonstrate that the proposed method can be applied to turbomachinery successfully. Copyright © 2012 John Wiley & Sons, Ltd.