DES类混合方法及其在民机失速问题中的应用

发布时间：2020-10-08 19:20

　　民用飞机在飞行边界状态下的气动特性预测是空气动力学的一大挑战,飞机失速特性是考核飞机安全性指标的重要一环。在失速状态下飞机的气动力呈显较强的非线性特征,翼面出现大范围流动分离,为飞行带来严重的安全问题。从保证飞行安全性、提高飞行品质的角度出发,对民机失速状态下的流场和气动特性进行精细化分析是十分必要的。然而,失速过程中流动分离现象的精确预测对数值模拟方法提出了很高的要求。一方面,传统的RANS方法对于分离流动的预测存在较大的局限性,另一方面LES方法巨大的计算耗费使其难以广泛应用,这使得RANS-LES混合方法成为失速特性评估中一个相对较好的选择。在众多混合方法中,DES类方法以其简单的构造形式和较广的适用范围,在复杂分离流动分析中展现出巨大的应用潜力。本文以民机失速状态下的高精度数值模拟为研究目标,针对传统RANS方法对失速分离预测的不足,基于不同湍流模型分别构造了全局和分区域的DES类混合方法。通过在不同算例中的应用,探讨DES类方法的计算策略,分析数值耗散在DES计算中的影响,对比不同DES方法在复杂分离流动问题中的表现。采用所构造的DES方法针对民机失速问题开展数值模拟,分析全机失速特性,深入认识失速后流场的分离特征,为民机失速特性评估方法的完善提供参考。论文研究工作包括以下几个方面:1.基于RANS方法对翼型失速和典型民机构型的失速问题进行数值模拟,分析RANS方法在失速问题中的表现。计算结果表明RANS方法对线性段的预测效果较好,但随着迎角的增加和分离的出现,RANS方法的不足逐渐凸显,对失速迎角的预测有所滞后,对分离的变化不够敏感。2.针对RANS方法在失速分离模拟中的不足,构造RANS-LES混合方法。根据不同的混合机制,梳理RANS-LES混合方法的主要分类,分析不同DES类方法的构造特征。按照DES方法不同的作用模式,将其分为全局和分区域DES方法,对DES类方法的计算策略进行讨论,分析了DES计算对网格和数值格式的需求。从减小数值耗散的角度出发,构造了基于五阶WENO插值的Roe格式。3.对全局DES方法在复杂分离流动中表现进行计算评估。分别基于不同湍流模型构造全局DES方法,针对NACA0021翼型过失速,超声速底部流动和多段翼复杂分离流动开展应用研究,对比不同空间离散格式和不同DES方法的表现,计算结果表明:1)相对于三阶MUSCL-Roe格式,五阶WENO-Roe格式对小尺度结构有更好的解析能力。过大的格式耗散会影响平均流场结果。2)IDDES方法能够提供较好表面压力分布预测结果,MDDES方法对复杂分离流动的预测效果较差,DDES-SA会过度延迟RANS到LES的转换使得计算出现偏差。4.针对DDES方法中出现的转换延迟现象,对分区域DES方法展开研究。基于两方程k-ωSST湍流模型构造分区域DES方法,针对流动分离问题的不同分类,采用了新的亚格子尺度定义并包含多种DES模式。采用所构造的ZDES方法对多段翼复杂分离流动和跨声速激波振荡现象进行数值模拟研究,计算结果表明:1)ZDES方法能够实现从RANS到LES模式的快速转换,避免了DDES中出现的转换延迟的现象。2)相对于DDES和IDDES计算结果,ZDES能够更好的捕捉激波振荡的低频特性。5.结合高阶插值的低耗散Roe格式,将所构造的ZDES方法应用到民机失速问题中,分别对翼型失速和典型民机构型的失速特性开展计算评估。1)对翼型失速的计算结果表明,ZDES方法能够反映翼型失速的基本形态,URANS预测的分离区域过大,失速迎角提前。分离区域的不稳定性较弱。2)对典型民机构型失速问题的计算表明,主翼弯扭变形对失速分离产生抑制作用,延缓了失速的出现。URANS方法抑制了小尺度结构产生,由于预测的主翼下洗效应较弱,使得其得到的全机气动特性与实验产生较大差异。ZDES计算结果显示在失速后,内翼低压分离区的诱导作用使主翼上出现横向流动;受下洗效应影响,主翼尾迹涡对平尾区域产生干扰;升力系数频谱的主峰值随着迎角的增加向低频区移动。通过计算分析深入认识全机失速分离特征,为民机失速特性计算评估方法的完善提供参考。
【学位单位】：西北工业大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V328
【部分图文】：

亚格子尺度,混合方法,构成形式,方法

图 1-1 RANS-LES 方法的分类广义的 RANS-LES 混合方法应该包括所有在同一流场中采用 RANS 和 LES 湍流的方法，而事实上很多亚格子尺度（Subgrid Scale，SGS）模型也是从上推导而来的，不仅控制方程的结构十分相似，许多湍流模型的构成形式也

截面图,翼型,计算网格,二维网格

a) 网格拓扑结构 b) 二维网格截面图 2-3 LS0417 翼型计算网格.9.2 计算结果对比分别采用二维的 RANS 方法（以下简称 2D-RANS）和三维的 RANS 方法（以下

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20 f) 3D-RANS, 20 图 2-5 速度分布和流线图从实验结果可以看出，LS(1)-0417 翼型的失速迎角为 16°左右，最大升力系maxL 1.6。计算结果显示三种方法在小迎角状态下的升力系数与实验结果基本一致着迎角的增大，在 6 以后，计算结果逐渐偏离实验值，三种方法得到的升力系

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