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991.
992.
993.
RBF整体网格变形技术与多体轨迹仿真 总被引:5,自引:0,他引:5
在多体分离的CFD动态轨迹仿真中,计算网格需要准确刻画固壁边界之间幅度很大的相对运动。理想的状况是采用整体网格,在不增删网格节点和不改变原网格拓扑结构的条件下,通过网格变形来刻画多体边界间的相对运动。为此,以先前发展的径向基函数(RBF)网格变形技术为基础,通过引入一种改进的拉普拉斯光顺算法,大幅改善了单独RBF网格变形技术在处理大幅度边界位移时的网格质量下降和网格拓扑破坏问题,成功实现了多体分离中的超大幅度网格变形。在改进的拉普拉斯算法中,针对四面体、三棱柱、六面体、金字塔四种网格单元类型提出了一套统一的网格质量评估标准,并将其用于非结构混合网格下的拉普拉斯光顺。通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程和刚体六自由度运动方程,利用典型跨声速下机翼与外挂物分离问题对以上网格变形和光顺技术进行验证,将计算获得的外挂物投放过程的空间位置、姿态角和气动力与风洞实验结果进行了对比分析,结果显示:在不采用网格嵌套和局部重生的前提下,与改进的拉普拉斯光顺相结合的RBF网格变形技术可以有效地解决多体分离过程中的网格大幅度变形问题,且网格质量能够满足精确刻画外挂物投放飞行轨迹的要求。 相似文献
994.
Abstract The aerodynamic characteristics of elliptic airfoil are quite different from the case of conventional airfoil for Reynolds number varying from about 10~4to 10~6.In order to reveal the fundamental mechanism,the unsteady flow around a stationary two-dimensional elliptic airfoil with 16%relative thickness has been simulated using unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes equations and the γ-Reθt transition turbulence model at different angles of attack for flow Reynolds number of 5×10~5.The aerodynamic coefficients and the pressure distribution obtained by computation are in good agreement with experimental data,which indicates that the numerical method works well.Through this study,the mechanism of the unconventional aerodynamic characteristics of airfoil is analyzed and discussed based on the computational predictions coupled with the wind tunnel results.It is considered that the boundary layer transition at the leading edge and the unsteady flow separation vortices at the trailing edge are the causes of the case.Furthermore,a valuable insight into the physics of how the flow behavior affects the elliptic airfoil’s aerodynamics is provided. 相似文献
995.
大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。 相似文献
996.
为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。 相似文献
997.
为提高固体火箭发动机的能量利用效率,设计了一种以堵板、塞子为主体结构的脉冲隔离装置(PSD),该装置不同于传统的PSD,堵板选材为钨渗铜,塞子选用聚甲醛(POM)、聚己内酰胺(MC)工程塑料,PSD组件以其简单的结构实现了对发动机燃烧室的分隔。通过水压试验,测试了不同材料塞子的爆破压力,对比理论计算的爆破压力值,发现其结果有良好的一致性;POM和MC材料可以承受20MPa以上的压力冲击,并在二脉冲工作时顺利打开,其中,POM的爆破压力为39.8MPa。试验结果证明,PSD在双脉冲固体火箭发动机中可行且具有优良的可靠性。 相似文献
998.
为了研究船舶燃气轮机进气系统中,过滤装置数值模型化处理方法的模拟精度及其适用性。针对一种双通道船舶燃气轮机进气系统,分别采用Fan边界和多孔介质模型方法对过滤装置(百叶窗、滤清器)的复杂结构进行处理,开展进气系统内流场特性的详细数值计算研究。结果表明:进气系统大部分总压损失源于燃烧空气滤清器产生的总压损失和竖井中的流动损失;与Fan边界相比,多孔介质模型方法能够获得更贴合实际的进气系统流场,对系统总压损失的预测更具可靠性;两种方法计算出的进气系统流动损失相差不超过10%;使用Fan边界需保证过滤装置不产生明显的整流作用,且压力损失实验数据完备,而选用多孔介质模型需要已知过滤装置阻力系数、孔隙率等物理参数。 相似文献
999.
1000.