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很多湍流流动问题的大涡模拟和直接数值模拟的入口湍流脉动边界条件对于计算结果的影响很大,本文叙述了用于可压缩壁面湍流入口脉动生成的一种方法——“回收-调节”方法(recycling-rescaling method),叙述了这种方法的理论基础及简要推导过程,介绍了几种常用的“回收-调节”方法并指出了实现中的几个关键问题,分析了这种方法中存在的不足并对其应用进行了总结评述。本文可为超声速流动、燃烧问题的大涡模拟和直接数值模拟方法的发展提供参考。 相似文献
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采用大涡模拟方法数值模拟了两种矩形断面(B/H=1,B/H=2)在不同湍流来流下的流场及气动参数,采用谐波合成方法生成与目标谱一致的脉动入口风速.数值计算结果表明来流湍流对断面的流场及气动参数有较明显的影响,通过与均匀来流的计算结果作对比可以看出,湍流导致断面的阻力系数减小明显,其主要原因为背压区负压系数的增加,与实验的结果较一致;从流场分布看湍流主要影响断面尾流涡的形成,这种影响会影响尾流涡的形成. 相似文献
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进口瞬时湍流脉动条件直接影响大涡模拟的精度。对比研究了更适合工程应用的合成涡和合成谱方法,并通过考虑进口速度时间相关和随机数的概率密度分布,对合成谱方法进行改进。对零压力梯度平板湍流模拟结果的对比表明:不同湍流合成方法得到的合成湍流均存在发展为真实湍流的过渡过程;考虑进口湍流脉动的时间相关有助于合成湍流更快地发展为真实湍流,需要的流向距离更短;合成谱方法采用正态分布系数优于均匀分布,改进的合成谱方法优于常规合成谱方法。 相似文献
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马赫数为6的高超声速钝锥湍流边界层空间演化的直接数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
首先求解了来流马赫数为6的零攻角高超声速钝锥边界层的层流基本流场,在选定的计算域入口引入一组有限幅值的T-S波扰动,用高精度差分格式对流动进行了直接数值模拟.引入的扰动触发了转捩,从而得到了空间模式下的湍流边界层.研究了湍流平均场与脉动场的统计特性,给出了相干结构的流动显示图,并对强雷诺比拟的结论进行了检验. 相似文献
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旋转槽道湍流的格子Boltzmann方法模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
基于多松弛格子Boltzmann方法的大涡模拟对雷诺数为194,旋转数从0~5.0的旋转槽道湍流进行数值模拟.采用动态亚格子应力模型模化滤波后的不封闭项,修正二阶矩作用力模型计算压力梯度、哥氏力.对平均速度、均方根脉动速度、雷诺应力以及湍流结构进行了计算.结果显示哥氏力使流场平均速度呈现不对称性:在压力面,随着旋转数的增加,湍流度增强;而在吸力面湍流脉动减弱,具有层流化的趋势.将格子Boltzmann模型与直接数值模拟求解进行对比,结果验证了格子Boltzmann方法在旋转湍流模拟中的可行性. 相似文献
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采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系结构,精细地预测了流动发生失稳、转捩以及发展为充分发展湍流的物理过程,直接获得了流场密度脉动特性。通过有、无喷流状态对称面流场的对比,发现超声速喷流能够有效冷却光学窗口;喷流与主流形成的混合层不稳定,很快发生失稳和转捩,形成大尺度湍流结构,进而引起强烈的密度脉动。此外,获得了钝头双锥整体模型喷流致冷流场的空间发展形态特征。 相似文献
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某型反舰导弹控制系统半实物仿真软件设计 总被引:1,自引:1,他引:0
利用 dSPACE 仿真平台进行某型反舰导弹控制系统半实物仿真软件设计,比较传统方法具有方便、高效、精确等优越性。简要介绍了 dSPACE 实时仿真平台及其软件环境,并提出了半实物仿真软件系统的具体设计方案。 相似文献
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最优过程理论在飞行轨迹优化计算中的应用 总被引:3,自引:1,他引:2
主要介绍了应用最优过程理论计算飞机最优飞行轨迹的数学模型和计算方法。针对变参数的处理方法进行了研究,给出了计算时间最短水平机动运动的数学工具箱相并提出了一种简单适用的两点边值问题数值计算方法。通过实例计算表明该方法是正确的,所得最优飞行轨迹参数没有波动现象,曲线光滑。此方法对于飞机空战机动研究具有一定的参考价值。 相似文献
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对先进飞机供电综合控制系统进行了仿真研究。文中给出了一种典型的系统构型,并对系统进行了设备级和系统级的仿真,建立了供电综合控制系统半物理仿真试验模型。对系统进行了仿真测试,验证了供电综合控制系统方案的正确性、结构设计的合理性,完成了系统原理性的研究。 相似文献
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对某型战斗机火力控制系统的组成和功能进行研究,建立了火力控制系统仿真模型,应用计算机仿真技术,对该仿真平台进行了软、硬件设计。该仿真平台能够动态描述某型战斗机在空中的飞行和攻击过程,可用于火力控制系统教学和训练。 相似文献
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两种涡扇发动机部件特性自适应模型对比 总被引:3,自引:0,他引:3
发展了航空发动机自适应模型.并对以两种优化算法为基础的自适应模型进行了对比分析。两种模型以通用特性为基础运用优化方法,以发动机主要性能参数和过程参数偏差函数最小为优化目标,以部件特性耦合因子为被优参数,可以预测出不同飞行条件下的发动机风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮等部件特性。运用单纯形和遗传算法为基础的自适应模型对某型涡扇发动机性能的计算结果表明:相对于单纯形算法模型.遗传算法模型对发动机主要性能参数和过程参数的计算偏差降低了20%~30%;对发动机各截面总温、总压计算偏差降低了15%~20%;遗传算法模型相对于单纯形模型具有更为宽广的自适应模拟范围。对某型已知部件特性的涡扇发动机模拟结果显示.遗传算法模型部件特性模拟结果与已知部件特性差别甚微。 相似文献
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飞行模拟器的飞行仿真软件设计 总被引:4,自引:0,他引:4
在简要地叙述了飞行模拟器的特点和构成之后,着重对飞行模拟器使用的实时飞行仿真软件的结构设计在开发设计中所应涉及的一些关键问题,如任务分析,功能分解,子系统的划分,模块式分层结构的建立等进行了某些探讨。 相似文献