声波激励控制三角翼大攻角非定常涡运动机理研究

采用声波激励手段控制三角翼大攻角非定常涡运动，能有效增加机翼的升力，延缓机翼的失速，但其物理机理尚不完全清楚。由于飞行器非定常运动与复杂流动控制耦合导致实验研究中的影响因素复杂、研究技术难度大，因此数值模拟技术是研究该复杂流动机理的重要技术途径之一。本项目以三角翼为对象，首先发展基于RANS/LES、适合大攻角非定常运动下流场分析的高精度计算方法；然后通过数值模拟手段，研究三角翼大攻角非定常涡运动现象，探讨非定常分离涡形成的机理；最后数值模拟声波激励控制流动，分析声波激励对三角翼边界层分离的影响，研究声波激励与分离涡之间相互干扰的物理机理以及频率、声压级等参数变化对三角翼气动特性的影响规律，揭示声波激励控制的气动增益原理。项目研究结果不仅具有重要的学术研究价值，对新一代高速航空飞行器高机动飞行性能设计也有技术指导意义。

项目完成了实施计划书的全部内容，即发展了RANS/LES混合湍流模型的高精度算法集成，进行声波激励手段控制三角翼大攻角非定常涡运动研究。主要包括三部分内容：一是发展基于RANS/LES、适合大攻角非定常流问题研究的高精度计算方法，它是后两部分的理论基础和应用前提。对LES与RANS方程进行全场五阶精度离散、选取可用于超声速湍流边界层流动的RANS湍流模型和RANS与LES的界面边界条件处理技术，根据问题进行适当修正；研究和选取效率和精度都比较高的LES亚格子模型、加入合理的扰动来激发LES的脉动量方法；发展完全无反射条件的高精度边界处理方法、高精度时间离散格式；研究和发展特征对接边界技术及满足网格几何守恒律的技术；发展适用于高精度算法的特征对接边界算法以解决高精度格式的多块对接网格技术；推导了定常与非定常网格下的几何守恒律并证明了其满足的充分条件；设计了p_multigrid 方法以加快计算收敛速度。二是高精度算法融合应用于三角翼大攻角流动。研究分离涡现象的发生、发展及演化，与理论分析对比；研究不同流场参数对非对称涡运动的影响趋势，研究涡结构特征、涡核位置、涡脱落随时间的变化规律，计算与风洞试验PSP、PIV测量结果比较，两者符合一致，显示计算数据的可靠性。三是存在声波激励控制的高精度计算研究。通过翼型、三角翼加入表面声波激励研究大攻角条件下边界层流动状态转变以及边界层分离；不同频率、声压级的声波激励模型以及声波激励位置变化对三角翼背风区非对称涡的非定常流动控制影响；声波激励与无声波激励对三角翼气动特性影响，揭示声波激励控制对三角翼的升力增大及失速延缓的气动增益原理。本项目研究结果不仅有一定学术研究价值，还对新型高速航空飞行器高机动飞行性能设计也有技术指导意义。