共查询到17条相似文献,搜索用时 156 毫秒
1.
三角翼的双襟翼控涡作用的数值模拟研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的74°后掠三角翼的不可压缩流场作了数值模拟,以研究襟翼的旋涡控制作用.数值模拟是用拟压缩性方法求解一般曲线坐标系下的三维不可压缩Navier-Stokes方程,时间离散用向后Euler差分,空间无粘项的离散用二阶迎风TVD格式,所得的离散方程用对角化形式的近似隐式因子分解格式求解.湍流模型用Baldwin-Lomax代数模式.计算了三种平面形状的机翼在迎角范围为10°~50°的绕流和气动特性.计算和实验的比较表明,襟翼向下偏转可以推迟旋涡破裂,且对提高机翼的减阻能力、升阻比和改善失速前后的气动特性有明显效果,双襟翼具有更佳的控涡效果. 相似文献
2.
3.
4.
采用自适应直角网格计算三维增升装置绕流 总被引:2,自引:0,他引:2
针对三维增升装置绕流,对存在剪刀叉的不连续外形,基于自适应直角网格,提出并介绍了分区和面搭接技术,采用变长宽比网格,进行了直角网格生成和流场Euler方程数值计算. 根据几何外形的特点,在直角网格生成过程中,以外形不连续面作为分区边界,对初始``根'网格实施分区处理,降低了整个网格的生成难度. 通过基于外形的自适应网格加密,详细描述了剪刀叉外形和缝道,提高了网格质量. 在分区边界面上,基于面搭接技术,构造重叠面积切割算法,实现边界两侧网格间的流场信息传递,保证流场计算中的通量守恒. 采用中心有限体积方法,结合双时间推进算法,完成了两段机翼、带增升襟翼翼身组合体绕流流场的Euler方程数值模拟,对计算结果与实验数据进行了对比,验证了所提方法、算法的合理性和实用性. 相似文献
5.
6.
全机绕流Euler方程多重网格分区计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
全机三维复杂形状绕流数值求解只能采用分区求解的方法,本文采用可压缩Euler方程有限体积方法以及多重网格分区方法对流场进行分区计算。数值方法采用改进的van Leer迎风型矢通量分裂格式和MUSCL方法,基于有限体积方法和迎风型矢通量分裂方法,建立一套处理子区域内分界面的耦合条件。各个子区域之间采用显式耦合条件,区域内部采用隐式格式和局部时间步长等,以加快收敛速度。计算结果飞机表面压力分布等气动力特性与实验值进行了比较,二者基本吻合。计算结果表明采用分析“V”型多重网格方法,能提高计算效率,加快收敛速度达到接近一个量级。根据全机数值计算结果和可视化结果讨论了流场背风区域旋涡的形成过程。 相似文献
7.
气体动理学统一算法的隐式方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
目前的气体动理学统一算法(unified gas kinetic scheme, 简称UGKS) 在求解高速流动问题时的计算效率,难以满足求解复杂工程问题的需求. 为了提高该算法的计算效率, 本文对模型方程的对流项和碰撞项进行了隐式处理, 并针对UGKS 界面通量与演化时间相关的特点, 引入了演化时间平均界面通量, 通过对控制方程矩阵进行近似LU 分解(lower-upper decomposition), 实现了隐式UGKS. 不同来流马赫数的圆柱绕流算例测试表明, 只要演化时间选取得当, 隐式方法可以得到与显式方法完全相同的结果, 且计算效率可以提高1~2 个量级. 相似文献
8.
本文利用与机翼固连的坐标系,提出偏航振动机翼低速绕流的数学问题,对翼后蛇形尾涡作了仔细研究.在低频振动的情况下,利用非定常涡格法进行数值求解.本方法可以用来计算机翼因偏航与侧滑振动而引起的滚转力矩气动导数.某些导数的计算结果与实验结果作了比较. 相似文献
9.
高雷诺数下求解NS方程的无网格算法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种适合高雷诺数NS方程求解的隐式无网格算法。针对高雷诺数粘性流动的特点,在附面层内的粘性影响区域采用法向层次推进布点的方法形成离散点云,在附面层外的计算区域内实行填充式布点的方法形成离散点云。根据附面层内外点云的不同构造特点,推导出运用格林公式和最小二乘曲面拟合方法求取空间导数的统一形式,在此基础上运用AUSM _up格式求得数值通量,并引入BL湍流模型对雷诺平均NS方程的湍流应力项进行封闭。时间推进格式方面,采用了计算效率较高的隐式高斯-赛德尔迭代算法。为了验证本文方法的计算精度和鲁棒性,对NACA0012翼型低速流动、RAE2822翼型跨音速绕流和二维圆柱的分离流动进行了数值模拟。 相似文献
10.
对基于结构网格的Euler方程及N-S方程求解器和基于非结构网格的Euler方程求解
器,采用结构模态分析方法和柔度矩阵方法,对无人机大展弦比机翼在Ma=0.6,
α=2?, 飞行高度20km的巡航状态下的静气动弹性特性进行了数值模
拟. 验证了两种求解器对静气动弹性模拟的准确性. 同时,对模态分析方法和柔度
矩阵方法进行了对比研究,发现柔度矩阵方法更适用于静气动弹性数值模拟. 另外,
对应用物面法向偏转方法替代网格变形技术模拟静气动弹性进行了研究,计算表明
物面法向偏转方法可以大大提高静气动弹性计算效
率和克服机翼结构变形过大时动网格技术无法处理的不足. 相似文献
11.
12.
翼型与风洞侧壁交接角区分离流动研究 总被引:1,自引:0,他引:1
运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分.结果显示,在翼型模型风洞试验时,模型/侧壁拐角区、模型表面、侧壁表面和模型后形成复杂的黏性分离流动和二次分离,对实验结果产生很大的影响. 相似文献
13.
从迎风紧致逼近^[1]出发,提出数值求解可压Navier-Stokes方程的一种高精度的数值方法。利用Steger-Warming的通量分裂技术^[2]将守恒型方程中的流通向量分裂成两部分,在此基础上据风向构造逼近于无粘项的三阶迎风紧致有限差分格式。对方程中的粘性部分采用通常的二阶差分逼近。所建立的差分格式被用来数值求解了三维粘性绕流问题。 相似文献
14.
The purpose of this work is to show that a linearized implicit scheme for the flow resolution can be an efficient and accurate method for solving fluid-structure interaction. The fluid is modeled by the Euler equations in two dimensions and the structure by a one (free piston) or a two (NACA0012 airfoil) degrees of freedom system. The schemes are developed using a finite volume/finite element formulation and, stating the moving boundary problem in the space-time domain, the Riemann solver is generalized in a suitable manner. Assuming a modal decomposition for the structure's response, an analytical solution to the equation of motion is obtained. The effects of the linearized implicit scheme on the aeroelastic response are demonstrated on the free piston and the NACA 0012 airfoil problems. In the latter case, we focus on the capability of the linearized implicit scheme to accurately predict the stability limit of the coupled response (wing flutter analysis). Although the above analysis is performed using a rigid transformation, a robust moving mesh strategy is presented for more general 2-D and 3-D deformations. 相似文献
15.
A high‐order accurate discontinuous Galerkin finite element method for laminar low Mach number flows
In this paper we present a discontinuous Galerkin (DG) method designed to improve the accuracy and efficiency of laminar flow simulations at low Mach numbers using an implicit scheme. The algorithm is based on the flux preconditioning approach, which modifies only the dissipative terms of the numerical flux. This formulation is quite simple to implement in existing implicit DG codes, it overcomes the time‐stepping restrictions of explicit multistage algorithms, is consistent in time and thus applicable to unsteady flows. The performance of the method is demonstrated by solving the flow around a NACA0012 airfoil and on a flat plate, at different low Mach numbers using various degrees of polynomial approximations. Computations with and without flux preconditioning are performed on different grid topologies to analyze the influence of the spatial discretization on the accuracy of the DG solutions at low Mach numbers. The time accurate solution of unsteady flow is also demonstrated by solving the vortex shedding behind a circular cylinder at the Reynolds number of 100. Copyright © 2012 John Wiley & Sons, Ltd. 相似文献
16.
绕Apollo飞船的高超声速化学非平衡流动的数值模拟 总被引:5,自引:3,他引:5
利用混合通量分裂方法,建立了很方便求解的隐式NND格式,求解了完全气体和化学非平衡空气绕Apollo飞船的流动,计算结果和实验值作了比较,应用拓扑分析方法,研究了背风区和尾迹内的流动结构。 相似文献
17.
V. V. Makhan'kov 《Fluid Dynamics》1991,26(2):173-179
The paper is a mathematical study of the three-dimensional flow of viscous gas in a hypersonic boundary layer that develops along a flat wing whose leading edge has a step shape. The flow interacts with a flap on the wing set at a small angle. A linear solution to the problem is constructed under the assumption that the deflection angle of the flap is small and the difference between the length of the plates is of order unity. It is shown that an important part in the formation of the flow near and behind the flap may be played by the change in the pressure along the span of the wing due to the step shape of the leading edge. It is significant that although the pressure and displacement thickness are continuous functions of the transverse coordinate, the longitudinal and transverse components of the friction force have discontinuities.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 2, pp. 19–26, March–April, 1991.I thank V. V. Sychev and A. I. Ruban for suggesting the problem, for valuable advice, and assistance. 相似文献