基于SNGR方法研究增升装置缝翼噪声的抑制效果

耦合湍流速度生成模型与声传播方程,形成了一套具备模拟声源在非均匀流场中传播的CAA混合预测方法,即SNGR方法。针对SNGR方法的可靠性验证,选用了30P30N标模的缝翼噪声传播算例,对比分析缝翼后缘某监测点的声压频谱曲线及辐射噪声指向性云图,其计算结果与参考文献结果吻合度较好。在此基础上,设计了几种不同几何形状的缝翼构型,研究其对气动噪声的抑制效果。采用SNGR方法对比分析了各构型的声压分布云图、噪声指向性云图,并通过LES/FWH方法对噪声抑制效果进行了验证分析,结果表明:通过延长前缘缝翼长度可有效增强剪切层的稳定性,降低剪切层与缝翼背风区壁面碰撞的强度,从而达到抑制噪声的效果;SNGR方法能有效应用到二维增升装置的噪声预测及抑制问题中。     

一种求解定常无黏流场的混合延拓方法

定常流场的求解在现代飞行器气动设计中有着广泛的应用,流场求解效率对飞行器优化的效率有着重要影响。提出了一种将拉普拉斯(Laplace)算子与伪时间推进法相结合的混合方程延拓方法,用于求解定常无黏流动问题。在定常流动问题中,流场通常被初始化为均匀来流条件,然后再开始迭代求解。这就导致初始残差仅在靠近边界的网格处不为零。针对这一特点,通过拉普拉斯算子作为额外耗散措施,加速非线性迭代在求解初期的收敛速度。在非线性迭代的后期,为避免拉普拉斯算子的过度耗散,混合延拓方法逐步过渡为由伪时间项主导。为构造完整的非线性迭代策略,同时给出了延拓系数的初始化、递推和终止方法。最后,将所构造的方法应用于有限元欧拉方程求解器中,分别通过GAMM鼓包内流算例和NACA0012外流算例,在亚声速和跨声速条件下对计算效率进行了验证。数值实验结果表明,混合延拓方法在跨声速算例中可以比单纯拉普拉斯延拓提高1/3~1/4收敛速度,相对于单纯时间推进法的效率提升更为显著。     

考虑初始迎角影响的二维翼型跨声速颤振边界预测

目前大多数颤振问题研究主要采用零迎角条件,并未对迎角影响加以考虑,但是来流迎角对跨声速流场和气动力有一定影响。因此,基于非定常雷诺平均N-S方程(Reynolds-averaged NavierStokes,RANS)耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。对采用零度条件和考虑迎角影响的Isogai案例A模型的跨声速颤振边界进行研究。对跨声速颤振边界预测的结果表明:当0.73≤Ma≤0.76时,随着初始迎角增加,颤振速度减小,最大可减小12.5%;来流初始迎角增加使得跨声速凹坑程度较零度时有所削弱,凹坑范围扩大,自由来流为6°时,跨声速凹坑最低点的颤振速度较0°时增加了124%。因此,在对翼型开展颤振分析时,必须考虑初始迎角影响,从而准确分析颤振边界。同时,增加初始迎角可以作为一种延迟颤振的控制系统。     

用CFD/FW-H混合方法计算圆柱/翼型的气动噪声

气动噪声预测的关键在于提高流场的预测精度,特别是对涡流扰动的细节描述。文章采用的是计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过2个步骤模拟流动的声学远场。第1步,在包含所有声源的近场区域内,通过使用DES方法获得控制面处的非定常流场参数;第2步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,具有计算量小,计算精确,易于工程实现,可以计算非线性噪声。文中对比了URANS和DES 2种方法所算的气动噪声结果。在频域上计算了观测点处的声压级随斯托劳哈数和频率的变化,其结果与国外试验结果对比取得了较好的一致性。     

剪切层形态对开式空腔气动噪声的抑制

如何抑制开式空腔内的气动噪声是航空研究领域的一个研究热点。采用非线性扰动方程和基于雷诺平均NS方程的湍流人工重构方法对空腔标模进行数值模拟,通过与风洞试验数据的对比,验证了该计算方法的可靠性。基于此,在空腔前缘上方采用不同几何形状的栅板措施,以此来改变空腔前缘的剪切层形态,对比分析其对空腔湍动能、速度型、声源、声压级分布及压力脉动频谱特性的影响,分析可得:仅改变剪切层的方向和强度并不能降低空腔中的声源强度,还需通过改变剪切层的稳定性来影响空腔中声源的分布及强弱,这样才能有效降低流激振荡效果。研究结果表明:采用被动控制措施改变剪切层形态能有效抑制空腔中的气动噪声,其具备一定的工程应用价值。     

基于分布式遗传算法的多段翼型优化设计

为了提高采用遗传算法的气动外型优化设计的效率，文中探讨了将分布式计算引入到优化设计过程中，实现了基于分布式遗传算法的多段翼型优化设计，进行了多段翼型的缝隙、重叠量和偏转角度等量的优化设计。设计实践表明，该方法是可行的。     

分离流动诱发的失速颤振和锁频现象研究

采用非定常雷诺平均N-S方程(Unsteady Reynold Averaged Navier-Stockes,URANS)模拟失速颤振中的非定常气动力,通过耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。首先对动态失速气动力响应和锁频区域的预测精度进行验证,确保求解器适用于模拟失速颤振。其次,采用该气动弹性分析方法对NACA23012翼型的颤振边界进行数值模拟,结果表明,预测得到的颤振速度边界和实验结果吻合较好。通过对失速颤振中的结构运动响应和流动特性进行分析,发现在失速颤振中前缘漩涡的产生和尾涡脱落是一种能量转换和注入机制,用以维持翼型的等幅振荡;同时失速颤振中出现的锁频现象是导致翼型在初始攻角为15°、16°和17°时颤振频率突然降低的主要原因。     

基于非结构动网格的跨音速颤振研究

采用流固耦合的方法对跨音速颤振进行了数值模拟.流体方面在改进的非结构动网格的基础上应用中心格式的有限体积法求解了Euler方程.结构方面则在Euler方程的基础上求解了后掠机翼典型剖面的结构方程.用时间推进的方法计算了结构响应特性.最后计算了NACA64A006翼型剖面的跨音速颤振边界,与相关实验结果吻合的比较好.     

基于Stochastic Kriging模型的不确定性序贯试验设计方法

不确定性研究中需要计算大量重复样本,这无疑对计算量较大的数值模拟提出了巨大的挑战.通过试验设计方法可以有效地减少不确定性研究中的计算量,然而,目前考虑不确定性的试验设计方法研究大多仍专注于传统试验设计方法.针对这一问题,为了通过更为合理的计算资源分配得到更精准的不确定性评估,基于有限样本的Stochastic Kriging模型提出了针对不确定性问题的三阶段序贯试验设计方法.首先,通过特定位置的采样对IMSE进行简化,构建了预选步进信息选取策略,通过预选增量样本总个数以及各取样位置处的分布信息,达到随机代理模型目标精度要求;同时,基于IMSE构建了基于步进信息的单轮选点试验设计准则,以同时考虑设计变量的取样位置及其分布信息.由算例与传统方法的对比分析可知,所建立方法通过等量的采样得到了精度更高的随机代理模型,验证了其在不确定性问题中的可行性和优势.     

气动弹性及并行化求解研究

使用流固数值计算程序代码耦合的方法,将CFD与CSD耦合研究气动弹性的颤振现象.非定常气动力的CFD解法是基于非结构动网格上的ALE描述的三维Euler方程的有限体积法,结构颤振的CSD解法是基于有限元的线性模式叠加原理的机翼三维振动方程的求解.对用于非结构运动网格生成的标准弹簧近似方法进行了改进,提高了网格变形能力和网格质量.在CFD求解中,使用MPI 并行编程方法进行了网格区域分解并行化计算.针对AGARD445.6机翼的案例,进行了试验与计算数据之间的比对,并在运行中通过并行化编程,对耦合解算器的加速比以及并行效率进行了研究.