CFD技术在航空工程领域的应用、挑战与发展（二）

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2.3 直升机和涡桨飞机滑流数值模拟

直升机和螺旋桨滑流是气动特性评估中的一个难点，存在部件干扰强烈、流动机理复杂以及计算量庞大等问题。采用多重网格、动态重叠网格及并行技术等方法，进行直升机和涡桨飞机在典型飞行状态下的非定常流场数值模拟，如图11~图14所示，研究了滑流对全机气动性能的影响，为滑流对全机尤其是扫过部件的气动特性影响分析以及改进设计提供必要的数据支撑。

2.4 发动机正推和反推数值模拟

基于喷流数值模拟技术，对飞机极限状态、短中长航时的疲劳状态、特殊状态时巡航、起飞、着陆、复飞构型的正推动力影响，以及不同发动机反推栅格方案、不同工况时着陆构型的反推动力影响进行计算分析，如图15所示，分析了发动机喷流对全机性能的影响因素和程度、发动机出口总压恢复系数、不同反推栅格方案的优劣、前缘缝翼和发动机唇口结冰情况等，提供了大量的数据，为型号飞机的选型或确定方案提供了数据支撑。

2.5 空中加油数值模拟

空中加油是提高飞机作战半径的一个关键技术，结合笛卡儿网格进行加/受油机气动干扰数值模拟，进一步采用重叠网格技术与刚-柔性多体系统动力学方程进行了空中加油软管-锥套装置的释放过程仿真，选取释放后处于来流中的变质量结构作为控制体，引入了存在边界质量输运的绝对节点坐标长索结构用于模拟加油软管的释放过程，进一步模拟了翼尖涡结构对给定的软管-锥套释放过程的影响，如图16~图20所示，为加/受油机工作状况的安全评估提供了技术支持。

2.6 多体分离数值模拟

多体分离数值模拟是载机与分离物体之间安全评估的重要手段，主要的应用领域包括冰脱落以及武器投放等。图21给出了ARJ21-700飞机积冰脱落时的数值模拟结果，采用对特定冰型(如方形、扇形和计算模拟冰)进行数值模拟的方法，得到该冰型在不同来流条件下的气动力数据库，并以此为基础，考察了冰块自飞机头部和机翼前缘脱落的飞行轨迹，分析冰块落入尾吊式发动机并对其造成损伤的概率，为ARJ21-700飞机适航提供依据。

图22~图24进行了美国阿诺德工程发展中心的标模投放试验算例的数值模拟，通过挂载弹姿态角以及角速度随时间的变化曲线与试验数据的对比，验证了构建的动力学-计算流体力学耦合模拟框架的有效性和正确性，为实现复杂动力学系统的真实模拟奠定了基础，图中：dPHI、dSTA、dCSA分别代表滚转、俯仰、偏航欧拉角随时间的变化曲线，sim和exp分别表示仿真和实验；P、Q、R分别代��滚��、俯仰、偏航角速率随时间的变化曲线。CFD技术与其他学科的相关控制方程的耦合将极大程度拓展其应用范围。

2.7 过失速流场数值模拟

过失速流场数值模拟是民用飞机以及军用飞机设计和气动特性评估中的难点。图25和图26[57]给出了采用延迟脱落涡湍流模拟(DDES)方法，结合中心格式与迎风格式的混合格式计算了某战斗机大分离流动。数值模拟采用大规模并行计算技术，计算了迎角分别为40°、50°和60°工况下的战斗机大分离流动。通过与风洞试验数据对比，本文计算结果表明采用延迟脱落涡模拟方法可以更精确地模拟失速之后的气动特性，与风洞试验数据基本一致，为飞行器过失速气动特性以及流场数值模拟提供可靠的技术手段。

2.8 高超声速流动数值模拟

高超声速飞行器在飞行过程中将可能经历高温真实气体效应、稀薄气体效应、黏性干扰、边界层转捩和分离以及热辐射等复杂物理化学现象，如图27所示[58]。基于高温真实气体效应的数值模拟研究，可以对激波脱体距离、驻点热流峰值、表面摩擦阻力分布以及飞行器气动力和力矩等参数进行高可信的数值模拟，为高超型号设计中的热防护设计和有效姿态控制等提供丰富的计算数据支撑。

本文未完待续。

本文转载自航空学报, 2017, 38(3): 020891