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等速上仰翼型动态失速现象研究 总被引:9,自引:0,他引:9
翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化,但利用非定常运动所产生
的动态失速效应,可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生. 采用Rogers发
展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N-S方程. 数值模拟了低雷诺数
($Re=4.8 \times 10^{4}$)条件下NACA0015翼型作等速上仰($\alpha
=0^{\circ} \sim 60^{\circ}$)的动态失速过程,同Walker的试验结果比
较,验证了计算结果的正确性. 研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展,升
力系数随攻角变化,以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响. 相似文献
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为使返回舱安全、稳定、可靠地飞行,准确地计算其周围的复杂绕流流场,对飞船的初步设计是十分必要的。用Harten-Yee的二阶迎风TVD有限差分格式求解薄层N-S方程,模拟了返回舱三维高超声速流场,M_∞=7.35,Re_∞=7.5×10 ̄5,α=10°、20°。给出了详细的绕流结构,不同攻角、不同子午面上的物面压力分布与Moseley和wells的实验数据进行了比较,符合较好。通过分析表明,在一定的攻角下,倒锥体上低压区压力的计算精度,对力矩系数及压心位置仍有明显的影响。 相似文献
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采用分区方法和Roe三阶流通量差分分裂格式数值求解雷诺平均N-S方程,湍流附加粘性系数由修正的Baldwin-Lomax模型计算,数值模拟了高超声速绕变高度圆柱流动,进而根据拓扑学理论给出了有变高度圆柱干扰的平板表面流谱拓扑结构,并结合对称截面流谱进行了简要的分析与探讨,指出了需要进一步深入研究的问题。 相似文献
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绕弹体的超声速气流与发动机喷流相互作用,在尾部形成复杂的干扰流场。本文用有限差分法求解全N-S方程,对这一复杂流场进行了数值模拟,得到了实验观察到的各种流场结构及其随喷口压力比的变化规律。外流M∞=1.94,Re∞=2.2×105,喷流Mj=3.0,喷口压力比pj/p∞分别为1.03,0.527,0.15三种。差分算法为一种改进的Beam-Warming格式。计算底部压力和激波在喷流中心的反射位置与实验数据进行了比较,吻合较好。 相似文献
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TVD格式是目前数值研究以激波为主要特征之一的超声速、高超声速流场的最先进的算法之一。本文用二阶迎风TVD格式,对三种烧蚀外形的轴对称粘性流场和10°钝锥有攻角三维粘性流场进行了数值模拟,得到了高质量的头部脱体激波和与实验结果及直线推进法计算一致的物面压力分布,表明了TVD格式在再入体粘性绕流计算中的独特优势。 相似文献
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