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本文提出了流线迭代法,用以实现文献[7]所提出的正交流线坐标系中的二维定常无粘气体动力学方程组的数值求解。 此方法的基本做法是:从物面起到流场远边界逐条流线地求出流动速度值,同时求出下一条流线的形状;按此方式对全流场进行迭代。迭代的收敛性很好。 用本文方法在零攻角和跨音速绕流的条件下计算了双圆弧翼型、NACA 0012翼型和R.A.E.101翼型。双圆弧翼型结果与实验数据符合较好。钝头翼型结果与其它方法结果相比是令人满意的。 相似文献
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跨、超音速流动的区域分解方法与并行算法 总被引:2,自引:0,他引:2
研究二维跨、超音速无粘性流动的 Euler方程区域分解方法、并行算法及其应用。通过内边界耦合条件实现相邻子区域解的光滑过渡,以得到总体流场的数值解。发展了一种多块区域之间守恒型的有效内边界耦合方法,对二维翼型跨音速流动和钝头体超音速流动等进行了分区数值求解,分区计算结果与其他单区计算结果作了比较,并讨论了多种区域分解数目的分区计算效率。并行计算采用纯结点并行编程方式和“先进先出”的同步控制等待机制,利用 PVM并行环境对二维绕翼型跨音速流动做了二区和四区分区并行计算。 相似文献
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用于粘性可压缩流动数值计算的SIMPLE方法 总被引:3,自引:1,他引:2
对SIMPLE方法加以推广,使之适用于可压缩粘性流动的数值计算。采用非交错网格技术,推出三维任意曲线坐标系下可压缩形式SIMPLE方法的计算方程。对亚音速、跨音速及超音速等5个流场进行了数值计算并与有关文献及实验数据进行比较。 相似文献
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本报告提供了二元全速势跨音速方程的一种数值解法。本方法的特点是放弃了繁杂的曲线座标系,而在简洁直观的直角座标系中,利用Jameson的旋转差分格式,并在物面边界上采用速势内嵌场,建立全流场的差分方程。二元翼型的样例计算表明本方法和其他全速势方程的数值解法具有同等的精度。对物面外形作一次附面层位移厚度修正后的算例表明计算结果和试验结果符合较好。 本方法比起采用曲线座标系的方法,更易推广到三元流。 相似文献
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本文讨论了跨音速叶栅物面边界的数值处理方法,目的是寻求与我们所用内点格式相匹配的边界上流动参数的算法,以提高计算精度。本文首先推导了适合于物面边界计算的特征关系式,其次总结了五种边界处理方法,进行了数值试验。计算结果表明,配合我们的内点计算格式,以y向抛物外推的Denton修正法计算效果较好,能够较精确地反映跨音速叶栅带激波流场的物理特点。 相似文献
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用时间相关的半隐格式有限差分数值方法求解了化学非平衡反应跨音速喷管流场,在喷管收敛段,流动接近化学平衡状态,控制方程的刚性问题严重,数值积分困难。通过对时间差分项隐式离散、对空间差分项显式离散,流场边界采用参考平面上的特征线法计算等,成功地解决了由于化学反应有限速率带来的数值解不稳定问题。该格式简单、需要计算机存贮空间少。本文完成了一维和轴对称非平衡化学反应喷管流动计算,并与化学平衡流和冻结流的计算结果做了比较。 相似文献
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本文将文献[1]提出的流线迭代法进一步应用于计算正交流线坐标系中有攻角时的二维跨音速绕流。用该算法计算了α=1°情况下的6%双圆弧翼型和NACA0012翼型,计算结果与实验数据符合较好。 相似文献
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本文叙述求解纳维尔-斯托克斯方程的有限差分法。该方法用来研究绕任意三维体的不可压缩粘性流问题。利用体拟合曲线坐标系来克服描述物体几何形状时出现的困难。已经编制了用隐式和半隐式差分格式求解转换后的方程的程序。把在低和中雷诺数下用本方法计算的绕一球体的流动的数值结果与现有的理论、数值和试验结果进行了比较。也检验了绕有限机翼的流动。 相似文献
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用有限体积法数值模拟了任意回转流面跨音速压气机叶栅中的粘性流动,四步龙格-库塔法用于N-S方程的时间推进。给出了一种抑制叶栅计算中“数值失速”的方法,并采用隐式残差光顺技术加速收敛。用所发展的方法计算了三种叶栅在宽广来流Ma数条件下的流动,计算结果与实验结果吻合良好,流场激波具有较高的分辨率。 相似文献
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基于轴对称比拟概念,发展了一套笛卡尔坐标系下的高超声速飞行器气动热环境计算方法。首先利用有限体积法数值求解Euler方程获得较为准确的边界层外缘无粘流场参数,然后基于有限元的四节点单元变换方法,直接利用笛卡尔坐标系下的三维速度分量计算无粘表面流线和尺度因子;在获取无粘表面流线和尺度因子的基础上,利用Zoby、Moss和Sutton提出的热流公式计算表面热流,从而实现数值算法和工程算法的耦合。将上述方法用于求解球锥在攻角分别为0°、8°和16°时的表面热流,并将计算结果同经典流线法结果及实验值进行比较,从而对方法进行考核验证。结果显示:本文计算结果与实验值吻合的较好,计算精度较经典流线法有较大提高。 相似文献
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本文给出一种计算飞机机翼上定常和非定常跨音速气动力的数值解法,使用了一种特殊设计的坐标变换,是用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分算法来求解非定常跨音速修正三元小扰动位势方程。给出了F5战斗机机翼的数值结果并与XTRAN3S,ATRAN3S及试验结果进行了比较,表明本方法是有效的和经济的。 相似文献
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本文导出了适用于亚、跨音速二维绕流问题数字解的流线座标系气体动力学方程组。由于在跨音速流场内可能存在激波,所以也导出了流线座标系二维激波关系式。最后附有算例。 相似文献
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计算绕薄翼型跨音速非定常流的积分方程法 总被引:3,自引:0,他引:3
本文从小扰动方程出发推导出绕薄翼型的跨音速非定常流动的积分方程,为使此方程适用于具有激波的流场引入人工粘性,并对其数值求解。通过算例讨论了人工粘性和计算域大小对计算结果的影响,与实验及其它数值计算结果比较,表明本方法的准确度令人满意。计算量小,收敛性好是此法的特点。 相似文献
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格林函数方法的基本原理在近代高速飞机设计中,迫切需要发展一种快速而又准确的定常及非定常气动力数值计算方法,以适应飞机结构设计、舵面及操纵系统设计以及气动弹性分析的需要。格林函数方法就是其中的一种,它的基本原理是采用格林函数方法,将以扰动速势为未知函数的偏微分方程转化为积分方程(对定常流动)或积分—微分方程(对非定常流动),然后离散化求解。这一 方法的主要特点是对亚、超音速线化流动,仅需在物体表面上划分网格,比直接求解偏微分方程计算量要小得多。对跨音速流动,虽然除了物面上的网格外,在流场中也需划分一定的网格,以计入非线性影响,但与差分法相比,其空间网格数及迭代求解次数均要少得多。本方法不仅计算量小, 相似文献
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跨音速翼型多参数多约束优化设计方法 总被引:1,自引:1,他引:0
本文通过采用EXTREM数值优化方法并基于求解全速势方程的跨音速粘流翼型计算方法, 研究发展了一种应用形状函数修形的跨音速翼型多参数多约束数值优化设计方法, 应用该方法可以从普通低速翼型和超临界翼型出发通过数值优化后得到在跨音速区阻力系数最小化的翼型几何外形。设计表明, 该方法具有收敛快、调用目标函数次数少等优点。 相似文献