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基于结构网格的栅格翼绕流数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
针对栅格翼这种复杂的构造形式,采取有效的多块结构网格生成策略,对栅格翼导弹生成高质量贴体的结构网格。在此基础上,通过求解N-S方程,对栅格翼导弹亚、跨、超声速绕流流场进行了数值模拟。计算结果与风洞试验结果吻合较好,能够准确地捕捉到栅格框内复杂流场的流动特性,从而结构网格生成策略与计算方法得到验证,为栅格翼导弹绕流流场的精确数值模拟提供了技术途径。 相似文献
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本文利用PIV技术在风洞中对五种不同类型降落伞模型的绕流空间流场进行了测量,得到了绕降落伞的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟降落伞绕流流场提供可靠的数据,为降落伞的改进优化提供指导和依据。 相似文献
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采用非结构网格上的SIMPLE(Semi-implicit Method for Pressure-linked Equations)算法、k-ε湍流模型求解了三维不可压Navier-stokes方程,对低速不可压粘性流场进行数值模拟,在求解压强方程时采用共轭梯度方法,求解其它变量方程时,采用预处理的BICG(biconjugate gradients)算法.对NACA0012翼型绕流流场和飞艇绕流流场进行数值模拟并对结果进行分析,取得较好的结果. 相似文献
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《空气动力学学报》2015,(4)
根据高超声速飞行器在过渡流域飞行时绕流流场具有连续流与稀薄流并存的特点,提出了一种适用于混合流场自适应界面推进的多尺度重叠网格方法。用两套独立生成不同尺度的结构网格和非结构网格覆盖整个流场。根据连续/稀薄流界面失效函数的截止值在结构网格内进行自适应"挖洞"。在挖洞后的稀薄流区利用非结构网格DSMC方法进行计算;在连续流区的结构网格内采用基于N-S方程的CFD算法。两种算法进行耦合计算和求解,在连续/稀薄流分界面进行流场信息的插值、交换和处理。根据流场实时耦合计算结果,利用界面失效函数自适应改变两套网格的重叠部分。最后,通过对超声速圆柱和高超声速带扩张角圆管绕流的数值模拟,验证了方法的可行性和有效性。 相似文献
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运用Lattice Boltzmann(LB)方法与Large Eddy Simulation(LES)结合的方法数值模拟研究了二维翼型绕流流场,其中,粒子速度模型采用D2Q9模型,松弛时间中对应的湍流粘性系数由Smagorinsky模型计算,网格生成方法采用无网格技术。对NACA0012翼型进行数值模拟,验证其有效性;为进一步研究其模拟复杂物体绕流的能力,以三段翼型30P30N为研究对象进行数值研究,计算出了给定攻角条件下的气动特性,并与实验值进行比较。计算结果表明,LBM-LES方法的计算结果能够与实验值一致,是一种可行、有效且较新的数值模拟方法。 相似文献
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螺旋桨飞机滑流非定常数值模拟研究 总被引:5,自引:0,他引:5
采用非定常数值模拟方法,基于滑移网格技术,分析研究螺旋桨滑流对全机气动特性的干扰影响。用多块结构网格数值模拟软件,从搭接边界建立、搭接网格生成、流场插值传递3个方面对螺旋桨滑移搭接网格的数值模拟方法进行全面详细的介绍,并且阐述基于该技术的非定常数值模拟方法。在此基础上,开展螺旋桨飞机模型验证计算,分析研究螺旋桨滑流对全机流场和气动性能的影响,通过与风洞实验数据的对比分析,验证滑移搭接网格技术的可行性与准确性。研究结果表明,基于滑移搭接网格技术的螺旋桨滑流数值模拟,可以真实反映螺旋桨滑流流场特性,为螺旋桨类飞机的设计评估提供一种有效的数值模拟手段,在工程方面具有重要的实用价值。 相似文献
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降落伞充气过程的数值模拟 总被引:5,自引:0,他引:5
基于降落伞的重要应用与设计的实际需要,降落伞的数值模拟开始得到越来越多的重视,而充气过程是其中最为复杂的一个阶段。本文建立了平面圆形伞主充气过程中的CFD(Computational Fluid Dynamics)与结构动力学的MSD(Mass Spring Damper)之间的耦合模型。流场求解采用稳定性较高的标准k-ε模型,在多块贴体坐标下,获得某时间节点处的流场,并将该流场中的压力数据引入MSD模型,以获得下一时间节点的伞衣形状,最终获得主充气过程中伞衣形状和流场之间的动态关系。数值计算结果和实验结果及经验值比较,均有较好的一致性。充气过程的数值求解有助于提高对降落伞充气过程机理的理解。 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(6):1692-1702
An Arbitrary Lagrangian–Eulerian (ALE) approach with interface tracking is developed in this paper to simulate the supersonic parachute inflation. A two-way interaction between a nonlinear finite element method and a finite volume method is accomplished. In order to apply this interface tracking method to problems with instantaneous large deformation and self-contact, a new virtual structure contact method is proposed to leave room for the body-fitted mesh between the contact structural surfaces. In addition, the breakpoint due to the fluid mesh with negative volume is losslessly restarted by the conservative interpolation method. Based on this method, fluid and structural dynamic behaviors of a highly folded disk-gap-band parachute are obtained. Numerical results such as maximum Root Mean Square (RMS) drag, general canopy shape and the smallest canopy projected areas in the terminal descent state are in accordance with the wind tunnel test results. This analysis reveals the inflation law of the disk-gap-band parachute and provides a new numerical method for supersonic parachute design. 相似文献
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A direct numerical modeling method for parachute is proposed firstly, and a model for the star-shaped folded parachute with detailed structures is established. The simplified arbitrary Lagrangian–Eulerian fluid–structure interaction(SALE/FSI) method is used to simulate the inflation process of a folded parachute, and the flow field calculation is mainly based on operator splitting technique. By using this method, the dynamic variations of related parameters such as flow field and structure are obtained, and the load jump appearing at the end of initial inflation stage is captured. Numerical results including opening load, drag characteristics, swinging angle, etc. are well consistent with wind tunnel tests. In addition, this coupled method can get more space–time detailed information such as geometry shape, structure, motion, and flow field. Compared with previous inflation time method, this method is a completely theoretical analysis approach without relying on empirical coefficients, which can provide a reference for material selection, performance optimization during parachute design. 相似文献
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研究了高平尾布局飞机的气动特性。使用失速改出伞是飞机改出深失速的重要途径,但如何确定失速改出伞的关键参数(阻力面积等)却没有现成的方法。以ARJ21-700飞机为例,分别使用公式分析法、类比法综合估算出失速改出伞的关键参数,通过模型自由飞和模拟仿真分析验证其具有足够效能将飞机改出深失速状态。形成了一套新机失速改出伞的设计方法和关键数据图表,可供其他型号飞机失速改出伞的设计研制使用。 相似文献
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利用随机变量的假设,提出了用随机变量总体均值来验证理论计算的原理,探讨了降落伞性能参数在满足其指标要求时的科学判定方法,并给出了相应的流程图 相似文献
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基于伴随方程方法的非结构网格自适应技术及应用 总被引:2,自引:0,他引:2
对基于伴随方程的网格自适应技术的基本原理进行了研究,构造并实现了基于流场伴随方程的非结构网格自适应探测器,利用局部加密网格的办法,建立了基于Euler方程的无粘伴随自适应能力。对于粘性流动问题,提出首先应用无粘计算和伴随自适应技术从基准网格自动生成具有较好网格分辨率的非结构自适应网格,然后采用层推进法自动生成粘性计算网格的求解策略。采用RAE2822二维翼型和ONERA-M6三维机翼对所建立的无粘伴随自适应方法进行了验证,并应用所提出的方法和策略,对第二届国际涡流试验项目(VFE-2)中的65°尖前缘三角翼大攻角涡流场进行了数值模拟。对比计算结果表明,所建立的非结构网格伴随自适应方法是可行的和有效的。 相似文献
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降落伞充气过程中伞衣外形及流场变化研究 总被引:2,自引:0,他引:2
根据降落伞的结构和其在充气过程中的受力特性,以某平面圆形伞为原型,建立了伞衣充气过程中的计算流体力学与结构动力学耦合模型。并采用七孔探针对充满状态的绕流流场进行了定量测量,将该状态的试验结果和计算结果进行对比分析,二者的拓扑结构非常相似,压差系数也相差不大,因此所采用的数学模型是可靠的。在此基础上,对整个充气阶段的流场进行了数值模拟和分析,以详细了解降落伞整个开伞过程中伞衣外形变化及伞衣内外流场的变化情况。研究结果表明:①在初始充气阶段,伞衣展开部分外形基本保持较光滑的直筒形状,而非喇叭形。在主充气阶段:空气首先在伞衣顶部聚集,使伞衣顶部膨胀,然后膨胀部分向伞衣底边扩展,直到伞衣完全张满。②当伞顶孔被气流冲开后,伞衣的结构透气性对流场会产生显著影响。但从内外压力系数的变化来看,透气性对伞衣内滞止压力的影响较小,对伞衣外流场结构的影响较大,从而对伞衣外表面的压力影响较大。③对于此类有伞顶孔的平面圆形伞,当伞衣充气张开后,伞衣尾部出现气流分离,在一个漩涡区内形成两个相反旋转方向的漩涡。且随着伞衣直径扩张,分离区扩大,主流对漩涡区的剪切面积增大,因此漩涡区两个漩涡中外侧的一个漩涡增大,内侧漩涡被挤压至离伞顶更近的区... 相似文献
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本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念,及在控制点间分配网格点数方式,给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法,所生成的网格失真度小,物体保形好,生成适用于CFD计算需要的表面网络花费的时间少,适用性强。基于无限插值理论,引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施,给出了一种改进的空间网格生成方法,有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷,有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性,对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成,及无人机翼身组合体空间网格生成为例,检验了本文网格生成方法的实用性和有效性。 相似文献