民用飛機在飛行邊界狀態(tài)下的氣動特性預(yù)測是空氣動力學(xué)的一大挑戰(zhàn),飛機失速特性是考核飛機安全性指標(biāo)的重要一環(huán)。在失速狀態(tài)下飛機的氣動力呈顯較強的非線性特征,翼面出現(xiàn)大范圍流動分離,為飛行帶來嚴(yán)重的安全問題。從保證飛行安全性、提高飛行品質(zhì)的角度出發(fā),對民機失速狀態(tài)下的流場和氣動特性進行精細(xì)化分析是十分必要的。然而,失速過程中流動分離現(xiàn)象的精確預(yù)測對數(shù)值模擬方法提出了很高的要求。一方面,傳統(tǒng)的RANS方法對于分離流動的預(yù)測存在較大的局限性,另一方面LES方法巨大的計算耗費使其難以廣泛應(yīng)用,這使得RANS-LES混合方法成為失速特性評估中一個相對較好的選擇。在眾多混合方法中,DES類方法以其簡單的構(gòu)造形式和較廣的適用范圍,在復(fù)雜分離流動分析中展現(xiàn)出巨大的應(yīng)用潛力。本文以民機失速狀態(tài)下的高精度數(shù)值模擬為研究目標(biāo),針對傳統(tǒng)RANS方法對失速分離預(yù)測的不足,基于不同湍流模型分別構(gòu)造了全局和分區(qū)域的DES類混合方法。通過在不同算例中的應(yīng)用,探討DES類方法的計算策略,分析數(shù)值耗散在DES計算中的影響,對比不同DES方法在復(fù)雜分離流動問題中的表現(xiàn)。采用所構(gòu)造的DES方法針對民機失速問題開展數(shù)值模擬,分析全機失速特性,深入認(rèn)識失速后流場的分離特征,為民機失速特性評估方法的完善提供參考。論文研究工作包括以下幾個方面:1.基于RANS方法對翼型失速和典型民機構(gòu)型的失速問題進行數(shù)值模擬,分析RANS方法在失速問題中的表現(xiàn)。計算結(jié)果表明RANS方法對線性段的預(yù)測效果較好,但隨著迎角的增加和分離的出現(xiàn),RANS方法的不足逐漸凸顯,對失速迎角的預(yù)測有所滯后,對分離的變化不夠敏感。2.針對RANS方法在失速分離模擬中的不足,構(gòu)造RANS-LES混合方法。根據(jù)不同的混合機制,梳理RANS-LES混合方法的主要分類,分析不同DES類方法的構(gòu)造特征。按照DES方法不同的作用模式,將其分為全局和分區(qū)域DES方法,對DES類方法的計算策略進行討論,分析了DES計算對網(wǎng)格和數(shù)值格式的需求。從減小數(shù)值耗散的角度出發(fā),構(gòu)造了基于五階WENO插值的Roe格式。3.對全局DES方法在復(fù)雜分離流動中表現(xiàn)進行計算評估。分別基于不同湍流模型構(gòu)造全局DES方法,針對NACA0021翼型過失速,超聲速底部流動和多段翼復(fù)雜分離流動開展應(yīng)用研究,對比不同空間離散格式和不同DES方法的表現(xiàn),計算結(jié)果表明:1)相對于三階MUSCL-Roe格式,五階WENO-Roe格式對小尺度結(jié)構(gòu)有更好的解析能力。過大的格式耗散會影響平均流場結(jié)果。2)IDDES方法能夠提供較好表面壓力分布預(yù)測結(jié)果,MDDES方法對復(fù)雜分離流動的預(yù)測效果較差,DDES-SA會過度延遲RANS到LES的轉(zhuǎn)換使得計算出現(xiàn)偏差。4.針對DDES方法中出現(xiàn)的轉(zhuǎn)換延遲現(xiàn)象,對分區(qū)域DES方法展開研究�；趦煞匠蘫-ωSST湍流模型構(gòu)造分區(qū)域DES方法,針對流動分離問題的不同分類,采用了新的亞格子尺度定義并包含多種DES模式。采用所構(gòu)造的ZDES方法對多段翼復(fù)雜分離流動和跨聲速激波振蕩現(xiàn)象進行數(shù)值模擬研究,計算結(jié)果表明:1)ZDES方法能夠?qū)崿F(xiàn)從RANS到LES模式的快速轉(zhuǎn)換,避免了DDES中出現(xiàn)的轉(zhuǎn)換延遲的現(xiàn)象。2)相對于DDES和IDDES計算結(jié)果,ZDES能夠更好的捕捉激波振蕩的低頻特性。5.結(jié)合高階插值的低耗散Roe格式,將所構(gòu)造的ZDES方法應(yīng)用到民機失速問題中,分別對翼型失速和典型民機構(gòu)型的失速特性開展計算評估。1)對翼型失速的計算結(jié)果表明,ZDES方法能夠反映翼型失速的基本形態(tài),URANS預(yù)測的分離區(qū)域過大,失速迎角提前。分離區(qū)域的不穩(wěn)定性較弱。2)對典型民機構(gòu)型失速問題的計算表明,主翼彎扭變形對失速分離產(chǎn)生抑制作用,延緩了失速的出現(xiàn)。URANS方法抑制了小尺度結(jié)構(gòu)產(chǎn)生,由于預(yù)測的主翼下洗效應(yīng)較弱,使得其得到的全機氣動特性與實驗產(chǎn)生較大差異。ZDES計算結(jié)果顯示在失速后,內(nèi)翼低壓分離區(qū)的誘導(dǎo)作用使主翼上出現(xiàn)橫向流動;受下洗效應(yīng)影響,主翼尾跡渦對平尾區(qū)域產(chǎn)生干擾;升力系數(shù)頻譜的主峰值隨著迎角的增加向低頻區(qū)移動。通過計算分析深入認(rèn)識全機失速分離特征,為民機失速特性計算評估方法的完善提供參考。
【學(xué)位單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V328
【部分圖文】：

圖 1-1 RANS-LES 方法的分類廣義的 RANS-LES 混合方法應(yīng)該包括所有在同一流場中采用 RANS 和 LES 湍流的方法，而事實上很多亞格子尺度（Subgrid Scale，SGS）模型也是從 上推導(dǎo)而來的，不僅控制方程的結(jié)構(gòu)十分相似，許多湍流模型的構(gòu)成形式也

a) 網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu) b) 二維網(wǎng)格截面圖 2-3 LS0417 翼型計算網(wǎng)格.9.2 計算結(jié)果對比分別采用二維的 RANS 方法（以下簡稱 2D-RANS）和三維的 RANS 方法（以下

20 f) 3D-RANS, 20 圖 2-5 速度分布和流線圖從實驗結(jié)果可以看出，LS(1)-0417 翼型的失速迎角為 16°左右，最大升力系maxL 1.6。計算結(jié)果顯示三種方法在小迎角狀態(tài)下的升力系數(shù)與實驗結(jié)果基本一致著迎角的增大，在 6 以后，計算結(jié)果逐漸偏離實驗值，三種方法得到的升力系

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本文編號：2832654