航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
8期
2102-2111
,共10页
徐林程%王刚%武洁%叶正寅
徐林程%王剛%武潔%葉正寅
서림정%왕강%무길%협정인
自动微分%跨声速%敏感性分析%不确定性分析%翼型%风洞试验
自動微分%跨聲速%敏感性分析%不確定性分析%翼型%風洞試驗
자동미분%과성속%민감성분석%불학정성분석%익형%풍동시험
automatic differentiation%transonic flow%sensitivity analysis%uncertainty analysis%airfoils%wind tunnels test
为了深入分析风洞试验中来流参数的扰动对翼型气动试验结果的影响,基于雷诺平均Navier Stokes方程有限体积方法,采用Spalart Allmaras湍流模型,发展了一套二维计算流体力学(CFD)程序,应用自动微分方法对CFD程序进行改造,建立了对应过程的敏感性导数计算方法和程序,可以一次性获得翼型各处压力系数和所有气动力系数对迎角、马赫数和雷诺数的敏感性导数.研究结果表明:在亚声速和跨声速中,翼型压力分布对马赫数最敏感,比对雷诺数的敏感性至少高8个量级,但是,在亚声速来流中,翼型压力系数的不确定性由迎角摄动引起的部分比马赫数摄动引起的部分高1个量级,迎角控制精度很大程度上决定了风洞试验结果的精度;在跨声速来流中,迎角摄动引起的不确定性比马赫数摄动引起的要低1个量级,同时,对马赫数敏感性的增强使得翼型压力分布的不确定性在跨声速范围比在亚声速范围高1个量级,此时马赫数的控制精度很大程度上决定了风洞试验结果的精度.
為瞭深入分析風洞試驗中來流參數的擾動對翼型氣動試驗結果的影響,基于雷諾平均Navier Stokes方程有限體積方法,採用Spalart Allmaras湍流模型,髮展瞭一套二維計算流體力學(CFD)程序,應用自動微分方法對CFD程序進行改造,建立瞭對應過程的敏感性導數計算方法和程序,可以一次性穫得翼型各處壓力繫數和所有氣動力繫數對迎角、馬赫數和雷諾數的敏感性導數.研究結果錶明:在亞聲速和跨聲速中,翼型壓力分佈對馬赫數最敏感,比對雷諾數的敏感性至少高8箇量級,但是,在亞聲速來流中,翼型壓力繫數的不確定性由迎角攝動引起的部分比馬赫數攝動引起的部分高1箇量級,迎角控製精度很大程度上決定瞭風洞試驗結果的精度;在跨聲速來流中,迎角攝動引起的不確定性比馬赫數攝動引起的要低1箇量級,同時,對馬赫數敏感性的增彊使得翼型壓力分佈的不確定性在跨聲速範圍比在亞聲速範圍高1箇量級,此時馬赫數的控製精度很大程度上決定瞭風洞試驗結果的精度.
위료심입분석풍동시험중래류삼수적우동대익형기동시험결과적영향,기우뢰낙평균Navier Stokes방정유한체적방법,채용Spalart Allmaras단류모형,발전료일투이유계산류체역학(CFD)정서,응용자동미분방법대CFD정서진행개조,건립료대응과정적민감성도수계산방법화정서,가이일차성획득익형각처압력계수화소유기동력계수대영각、마혁수화뢰낙수적민감성도수.연구결과표명:재아성속화과성속중,익형압력분포대마혁수최민감,비대뢰낙수적민감성지소고8개량급,단시,재아성속래류중,익형압력계수적불학정성유영각섭동인기적부분비마혁수섭동인기적부분고1개량급,영각공제정도흔대정도상결정료풍동시험결과적정도;재과성속래류중,영각섭동인기적불학정성비마혁수섭동인기적요저1개량급,동시,대마혁수민감성적증강사득익형압력분포적불학정성재과성속범위비재아성속범위고1개량급,차시마혁수적공제정도흔대정도상결정료풍동시험결과적정도.
