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跨音速翼型反设计的一种大范围收敛方法

力学学报 2005年第2期37卷 157-163页

作者：崔凯杨国伟马小亮陈大伟中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室北京100080

求解跨音速翼型的反设计问题时,传统的梯度型方法一般均为局部收敛.为增大求解的收敛范围,依据同伦方法的思想,通过构造不动点同伦,将原问题的求解转化为其同伦函数的求解,并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率,进而构造出一... 详细信息

求解跨音速翼型的反设计问题时,传统的梯度型方法一般均为局部收敛.为增大求解的收敛范围,依据同伦方法的思想,通过构造不动点同伦,将原问题的求解转化为其同伦函数的求解,并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率,进而构造出一种具有较高计算效率的大范围收敛反设计方法.数值算例以RAE2822翼型的表面压力分布为拟合目标,分别采用B样条方法,PARSEC方法及正交形函数方法等3种不同的参数化方法,并分别以NACA0012,OAF139及VR15翼型为初始翼型进行迭代计算.计算结果证明,该方法适用于多种参数化方法,且具有较好的计算效率,从多个不同的初始翼型出发,经较少次数迭代后,均能与目标翼型很好地拟合,是一种高效的大范围收敛方法.

关键词：同伦方法跨音速翼型反设计参数化雷诺平均N-S方程

跨音速翼型杂交问题的赝势函数变域变分有限元法

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水动力学研究与进展（A辑） 2005年第4期20卷 513-517页

作者：李孝伟刘高联上海大学上海市应用数学和力学研究所上海200072

本文运用赝势函数变域变分有限元方法进行了跨音速翼型设计。赝势函数的引入既保留了势函数模型在求解方面的优越性,同时又是势函数对有旋流动的一个自然的、物理上相容、数学上求解简便的推广;变域变分是一种处理未知界面的独特工具,... 详细信息

本文运用赝势函数变域变分有限元方法进行了跨音速翼型设计。赝势函数的引入既保留了势函数模型在求解方面的优越性,同时又是势函数对有旋流动的一个自然的、物理上相容、数学上求解简便的推广;变域变分是一种处理未知界面的独特工具,极适合于气动外形的设计求解。跨音速翼型设计的实例表明,本文方法是有旋流动翼型设计的有效工具。

关键词：跨音速翼型变域变分有限元赝势函数

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适定的跨音速翼型反设计方法研究

国防科技大学学报 1992年第4期14卷 1-6页

作者：夏智勋朱自强国防科学技术大学北京航空航天大学

从不可压流反问题的Lightll准确解中可知,翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定。这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件,否则,反设计问题就是不适定的。对于可压缩流动,同样应该存在类似的约束条件。本文在这方... 详细信息

从不可压流反问题的Lightll准确解中可知,翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定。这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件,否则,反设计问题就是不适定的。对于可压缩流动,同样应该存在类似的约束条件。本文在这方面做了初步探索,给出了一种满足这种约束条件的跨音速翼型反设计方法。在此方法中,目标压强分布包含一个自由参数,在计算中可调整此参数使压强分布满足本文推导出的正则化条件。

关键词：空气动力学跨音速翼型反设计

跨音速翼型分离绕流的粘性/无粘干扰迭代计算

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空气动力学学报 1988年第1期 38-44页

作者：张慧骝曹起鹏南京航空学院

本文用有粘/无粘干扰迭代的概念计算了跨音速任意翼型的绕流问题。位流的速位方程用AF2格式求解,而边界层微分方程用C-S盒式法求解,逆算法的引用可以克服边界层方程在分离点处的奇性问题,对分离区湍流代数模型的修正可以得到与实验更吻... 详细信息

本文用有粘/无粘干扰迭代的概念计算了跨音速任意翼型的绕流问题。位流的速位方程用AF2格式求解,而边界层微分方程用C-S盒式法求解,逆算法的引用可以克服边界层方程在分离点处的奇性问题,对分离区湍流代数模型的修正可以得到与实验更吻合的结果。计算结果表明有粘/无粘干扰迭代概念在小分离泡的情况下也是适用的。

关键词：跨音速翼型分离流湍流模型

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跨音速翼型风洞缝壁开度选择初探

航空学报 1987年第1期 103-109页

作者：王利霞罗时钧苏跃西陈志敏西北工业大学

对跨音速风洞洞壁干扰问题的研究由来已久。经典的洞壁干扰理论是以考虑压缩性影响的线化亚音速理论为基础的。将此线性理论用于跨音速风洞,存在着根本缺陷。另一方面,由于人们缺乏对透气壁流体流动及粘性损失特性的足够了解,过去的干... 详细信息

对跨音速风洞洞壁干扰问题的研究由来已久。经典的洞壁干扰理论是以考虑压缩性影响的线化亚音速理论为基础的。将此线性理论用于跨音速风洞,存在着根本缺陷。另一方面,由于人们缺乏对透气壁流体流动及粘性损失特性的足够了解,过去的干扰修正理论都只能基于半经验的均匀线化边界条件。随着计算流体力学的迅速发展,出现直接求解跨音速非线性方程确定洞壁干扰的方法,但这类方法,由于使用均匀线化边界条件,其适用性仍十分有限。

关键词：跨音速翼型压轨翼面反轨风洞开闭比洞壁干扰开度初探

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跨音速翼型绕流有粘-无粘迭代计算

空气动力学学报 1986年第1期 81-87页

作者：张慧骝南京航空学院

本文提出一种新的跨音速有粘-无粘干扰迭代的算法。外流计算利用文献[1]提出的一种快速算法。粘流(附面层)用Cebeci-Smith盒式法,湍流用简单的代数旋涡粘性模型描述。跨音速有粘-无粘迭代是以位移厚度为迭代参数,不断迭代直至收敛。 ... 详细信息

本文提出一种新的跨音速有粘-无粘干扰迭代的算法。外流计算利用文献[1]提出的一种快速算法。粘流(附面层)用Cebeci-Smith盒式法,湍流用简单的代数旋涡粘性模型描述。跨音速有粘-无粘迭代是以位移厚度为迭代参数,不断迭代直至收敛。本文对零攻角无分离NACA0012翼型进行了计算,结果与实验吻合得比较满意,且收敛快,数值稳定,可期在实中得到应用。

关键词：跨音速翼型位移厚度跨音速飞机速算法差分方程松弛因子消去法可压缩性保角变换单位圆

跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

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航空学报 1981年第1期 10-20页

作者： Research team on airfoil(Norihwestern Polyiechnical University) 西北工业大学翼型组

在西北工业大学跨音速翼型风洞(又名57风洞)中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行... 详细信息

在西北工业大学跨音速翼型风洞(又名57风洞)中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M跨音速风洞实验结果的比较。

关键词：跨音速翼型西北工业大学无堵塞风洞开闭比翼型模型驻室侧壁下壁实验研究

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跨音速翼型附面层计算的积分方法

空气动力学学报 1982年第2期 17-27页

作者：鄂秦西北工业大学

本文注意到翼面的压力突跃在湍流附面层中的传递过程对附面层流动历程所产生的明显影响。文中提出了对平衡状态湍流附面层速度亏损型方程的改进形式以体现这种影响,力求准确地模拟附面层对压力突跃响应的滞后过程,从而改善跨音速翼面激... 详细信息

本文注意到翼面的压力突跃在湍流附面层中的传递过程对附面层流动历程所产生的明显影响。文中提出了对平衡状态湍流附面层速度亏损型方程的改进形式以体现这种影响,力求准确地模拟附面层对压力突跃响应的滞后过程,从而改善跨音速翼面激波与附面层相互干扰区域及翼型后缘区的附面层参数的计算精度。计算结果表明,经改进的速度型方程的适用范围扩大到翼面存在较强激波的情况。干扰区内参数的计算精度达到很令人满意的程度。改进也使高亚音速翼型,尤其是后缘区的参数精度也有了提高。该方法计算简便,需用机时少。

关键词：跨音速翼型激波方程附面层边界层翼面积分方法

跨音速翼型风洞的洞壁干扰及流动二元性的实验研究

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西北工业大学学报 1984年第2期 151-162页

作者：张乃平 Th.Hottner 西北工业大学西德斯图加特大学讲师博士

西德斯图加特大学空气动力学与气体动力学研究所(IAG)的跨音速翼型风洞的实验M数范围为0.4～0.95,采用喉道面积控制法,M数最大误差不超过±0.0035。该风洞有性能较好的三分力天平。模型在风洞中不对称放置,以减小上壁面对翼型上表面的... 详细信息

西德斯图加特大学空气动力学与气体动力学研究所(IAG)的跨音速翼型风洞的实验M数范围为0.4～0.95,采用喉道面积控制法,M数最大误差不超过±0.0035。该风洞有性能较好的三分力天平。模型在风洞中不对称放置,以减小上壁面对翼型上表面的压力分布的干扰,即可增大翼型弦长(L)与风洞半高(S)之比,从而可增大实验雷诺数。在该风洞中对于风洞半高及翼型弦长之比(S/L)对升力系数及流动二元性的影响进行了实验研究,结果表明,当M<0.70时,S/L可以小至1.25.其堵塞干扰仍没有明显的影响,但做有迎角的实验时,当S/L<1.5时,升力系数曲线得不到满意的结果。本文也给出了不同S/L值时流动二元性随M数及迎角的变化情况,由实验结果可以看出,流动二元性不仅随M数及迎角有较大的变化,而且受S/L的影响。

关键词：跨音速翼型洞壁干扰 IAG 风洞二元性