【摘 要】
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远场涡会增加飞机起飞着陆过程中的风险，对航母上的舰载机的影响尤其巨大。本文通过DES方法对静态及突变地效情况下远场涡的发展及耗散进行了研究。在一个静止流场中，翼尖涡在近地范围内及跨平台情况下向前移动。涡在无界情况下的耗散仅仅是由于粘性作用。由于二次涡的产生以及其与主涡的相互干扰，涡在静态地效情况下的耗散远远快于无界情况下。随后对着陆及起飞跨平台突变地面效应进行了研究，分析了平台附近翼尖涡涡强变化的
【机 构】
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北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室,北京,100191
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远场涡会增加飞机起飞着陆过程中的风险，对航母上的舰载机的影响尤其巨大。本文通过DES方法对静态及突变地效情况下远场涡的发展及耗散进行了研究。在一个静止流场中，翼尖涡在近地范围内及跨平台情况下向前移动。涡在无界情况下的耗散仅仅是由于粘性作用。由于二次涡的产生以及其与主涡的相互干扰，涡在静态地效情况下的耗散远远快于无界情况下。随后对着陆及起飞跨平台突变地面效应进行了研究，分析了平台附近翼尖涡涡强变化的不同及其原因。
其他文献
采用脱体涡模拟(DES)和基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比相结合的混合方法，研究NACA0012翼型的不同振动情况对绕流气动噪声产生的影响。先对串联圆柱绕流的气动噪声进行计算，验证方法可靠性。之后预测NACA0012翼型在沉浮振动、俯仰振动、复合沉浮俯仰振动情况下的绕流气动噪声，并与它在不同的固定迎角下的绕流气动噪声进行对比。根据预测结果分析翼型振动下绕
本文采用计算流体力学和声比拟结合的方法进行气动噪声的预测.采用带自适应耗散格式的IDDES方法得到气动噪声源，再通过可穿透积分面的FW-H方程计算远场的辐射噪声.IDDES方法较为准确重现了卡门涡街的产生、输运、及与翼型的干涉过程，其结果与实验取得了较好的一致性.本文还比较了不同积分面对噪声计算的影响，有利于加深对噪声产生机理的理解.
为提高气动噪声求解效率,依据Casalino提出的advanced time approach,首先详细阐述了该方法,并列举其相比传统延迟时间法的优越之处。该方法主要是从声源视角重新构建延迟时间方程,此时无论声源运动形式是否复杂,都使延迟时间方程从超越方程变为代数方程,无需迭代即可直接求解,提高了声场程序的求解效率。
射流流场中的气动噪声主要由大尺度相干结构与小尺度湍流结构产生，在超声速射流中，大尺度相干结构占主导，这种大尺度结构实质上是不稳定波.不稳定波相对于来流以超声速向下游传播时，将辐射噪声.本文对低(Re=3950)、中雷诺数(Re=70000)下超声速(Ma=2.1)轴对称射流的气动声场进行研究.
空腔噪声是非常普遍的噪声源，在现代输运系统中，空腔噪声不仅增加了系统的阻力，并且影响到系统的安全性和舒适性.对空腔外形进行优化是降低空腔气动噪声的一种有效方法.为准确计算流场声压脉动，数值方法采用了大涡模拟(LES)技术，远场边界采用了完全匹配层边界条件(PML)，空间格式采用色散相关保持格式(DRP)，同时时间格式采用低耗散低色散5级Runge-Kutta(LDDRK5)格式以使得流场耗散和色散
本文基于有限体积框架下,采用中心格式和迎风格式混合格式实现了对战斗机大攻角大振幅运动的延迟涡脱落模拟(DDES).其中来流Ma为0.08、基于战斗机平均气动弦长的Re数为8e5、网格约为三千万,计算了战斗机攻角为俯仰频率为f=.4,0.6,0.8Hz平衡攻角为40度的运动,图1表示通过与计算结果和风洞试验数据的对比,表明DDES可以更精确的模拟战斗机失速之后的气动特性.
采用间断Galerkin方法进行二维DES数值模拟。采用混合网格，物面附近使用可弯曲结构网格，外流场使用非结构网格简化网格生成并减少网格数量。为了提高非定常问题时间推进速度，采用了纯隐式双时间步方法，并发展了基于METIS网格分区技术和MPI技术的并行算法。计算了不同雷诺数下的圆柱绕流，并和实验结果对比，在稀疏网格下，高阶间断有限元仍然能对流场进行精确的模拟，验证了基于高阶间断有限元法的DES算法
为了提高非结构/混合网格算法的湍流数值模拟能力，本文以减少现有格式耗散为出发点，在原始Roe格式基础上，通过引入耗散调节系数，发展了自适应耗散混合格式，建立了基于非结构/混合网格的二阶精度DES类方法。同时，为了提高对于湍流多尺度流动的数值分辨率，进一步发展了基于混合网格的自适应技术。从65°后掠三角翼大迎角分离流动的计算及试验数据对比来看，本文发展的自适应混合网格技术和自适应耗散格式有利于发挥基
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