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1.
UNCONDITIONALSTABLESOLUTIONSOFTHEEULEREQUATIONSFORTWO-ANDTHREE-DWINGSINARBITRARYMOTIONGaoZhenghong(高正红)(ReceivedJan.12,1995,C...  相似文献
2.
高正红  孟庆国 《力学进展》2004,34(4):580-581
2003’流体力学青年研讨会,在中国空气动力学会、中国力学学会、国家自然科学基金委数理学部以及西北工业大学领导和有关部门的大力支持和帮助下,于2003年11月23日至25日在西北工业大学隆重召开.  相似文献
3.
A numerical investigation of the structure of the vortical flowfield over delta wings at high angles of attack in longitudinal and with small sideslip angle is presented. Three-dimensional Navier-Stokes numerical simulations were carried out to predict the complex leeward-side flowfield characteristics that are dominated by the effect of the breakdown of the leading-edge vortices. The methods that analyze the flowfield structure quantitatively were given by using flowfield data from the computational results. In the region before the vortex breakdown, the vortex axes are approximated as being straight line. As the angle of attack increases, the vortex axes are closer to the root chord, and farther away from the wing surface. Along the vortex axes, as the adverse pressure gradients occur, the axial velocity decreases, that is, A is negativee, so the vortex is unstable, and it is possible to breakdown. The occurrence of the breakdown results in the instability of lateral motion for a delta wing, and the lateral moment diverges after a small perturbation occurs at high angles of attack. However, after a critical angle of attack is reached the vortices breakdown completely at the wing apex, and the instability resulting from the vortex breakdown disappears.  相似文献
4.
IntroductionAstherequirementofhighperformanceandmaneuverability,thenextgenerationofthefighteraircraftisbeingdesignedtoflyandb...  相似文献
5.
An implicit upwind finite volume solver for the Euler equations using the improved flux-splitting method is established and used to calculate the transonic flow past the airfoils with heaving, pitching oscillations and the control surface. Results are given for the NACA64A-10 airfoil which is in harmonic heaving and pitching oscillation and with the control surface in the transonic flow field. Some computational results are compared with the experiment data and the good agreements are shown in the paper.  相似文献
6.
7.
本文采用分区搭接网格技术,对机翼/机身/挂架/短舱复杂组合体进行网格分布,通过分析计算网格对结果的影响,探讨了网格的划分.基于Roe的近似黎曼解的方法,采用S-A湍流模型,通过求解N-S方程,对该组合体外流场/发动机短舱内流场进行一体化数值模拟,与相应风洞实验数据进行了比较与分析,取得了与实验数据较为吻合的结果.与无发动机短舱的组合体的气动特性进行比较,分析了短舱对翼身组合体的气动干扰.  相似文献
8.
9.
首先对四元数进行李代数空间指数映射,解决了多个四元数插值问题,并结合距离倒数插值方法实现网格边界扰动向空间网格的传播,建立了新型高鲁棒性的四元数变形网格技术.针对该型动网格技术中由于大型矩阵运算量引起的运算效率低问题,同时利用四元数方法在动网格变形中具备与物面边界高阶一致性的特点,提出了分层次变形策略,避免了面向全流场网格节点的大型矩阵运算;进一步基于无限插值技术较强的逻辑保持能力,建立了面向结构网格分层混合变形方法.充分利用多区域重叠、对接网格变形技术中隐含的并行性,基于对等式编程思想及MPI库函数对动网格程序进行并行化编程,建立了高效高鲁棒性的变形网格技术.以某型客机翼身组合体气动弹性分析为范例,研究了不同方法之间的计算效率以及鲁棒性,进一步将分层混合变形网格技术应用于某型支线客机全机型架外形设计与修正,验证了所建立的新型动网格技术的高效性与鲁棒性.  相似文献
10.
在信赖域最优化方法的基础上,将梯度搜索方法与近似模型管理结构相结合,结合N-S方程与Euler方程,建立了一种用于气动外形设计的梯度AMF优化设计方法.该方法在气动优化中,通过对采用不同的流体控制方程的计算结果进行组织和管理,从而可以在优化迭代过程中将主要搜索过程集中在低可信度模型的计算上,并利用高可信度模型监控优化过程,使得最终的优化解收敛到高可信度模型上.本文采用梯度AMF气动优化设计方法进行翼型设计,取得了良好的设计效果,实际结果表明本文提出的方法具有可行性和适用性.  相似文献
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