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本文提出一种新的跨音速有粘-无粘干扰迭代的算法。 外流计算利用文献[1]提出的一种快速算法。粘流(附面层)用Cebeci-Smith盒式法,湍流用简单的代数旋涡粘性模型描述。跨音速有粘-无粘迭代是以位移厚度为迭代参数,不断迭代直至收敛。 本文对零攻角无分离NACA0012翼型进行了计算,结果与实验吻合得比较满意,且收敛快,数值稳定,可期在实中得到应用。 相似文献
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本文应用时间相关法求解跨音叶栅的绕流问题。对微分方程采用控制体积积分方法,因而各物理量均满足守恒型的。计算中应用了复合纲格及流场内的变时间步长的技巧,因而使迭代收敛时间步长缩短一半以上。在保证计算精度(误差≤1%)情况下,大大减少了计算时间。文中对五例跨音速涡轮及压气机叶栅进行了数值试验,与实测试验结果相当吻合。本方法在工程应用中很有实用价值。 相似文献
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本文选用精确速势方程作为翼型跨音速无粘绕流的数学模型。在变换过的直角座标中,用有限差分(亚音速区用中心差分,超音速区用旋转差分)对精确速势方程离散化。差分方程形成的代数方程组用列松弛迭代法求解。 为了计入粘性效应,利用精确速势方程和附面层动量积分方程进行联合迭代求解。这一点对超临界翼型的计算显得特别重要。 算例与其它数值解及实验作了比较,对于一般翼型和超临界翼型,本文结果是良好的。 相似文献
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1.引言 全速位Galerkin有限元法是跨音速有限元法中重要方法之一。处理超临界流时,为了自动捕捉到激波,通常采用上风技术,但因此导致了质量守恒条件得不到完全满足。文献[1]从Bateman变分原理出发,应用加罚函数方法,找出了强制满足质量守恒条件在Galerkin有限元方程中所应加入的附加项。本文将文献[1]的方法应用到超临界跨音速绕机翼流动,克服了一般Galerkin有限元法中由于采用上风技术而出现的激波不够陡和位 相似文献
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本文用有粘/无粘干扰迭代的概念计算了跨音速任意翼型的绕流问题。位流的速位方程用AF2格式求解,而边界层微分方程用C-S盒式法求解,逆算法的引用可以克服边界层方程在分离点处的奇性问题,对分离区湍流代数模型的修正可以得到与实验更吻合的结果。计算结果表明有粘/无粘干扰迭代概念在小分离泡的情况下也是适用的。 相似文献
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俯仰振荡翼型跨音速粘性绕流的数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
以LU-TVD混合格式求解二维非定常湍流N-S方程,计算了绕1/4弦点振荡的翼型跨音速粘性绕流解,与实验结果吻合较好。通过取不同CFL数计算表明:在能得到非定常稳态解的情况下,取小CFL数更能真实地反映非定常时间历程,具有更高的可信度 相似文献
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本文用差分法给出了弯头钝锥的超音速无粘绕流值计算方法。为解决物体体轴弯曲给推进计算带来的困难,本文通过Euler方程自变量的转换,将方程的求解面变为可以同推进方向倾斜的平面,即对Euler方程进行“斜推”或“平推”求解。由数值算例表明,本方法能得到较好的结果。 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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本文采用TSDH方程计算三维后掠机翼的跨音速绕流,考虑了适用于机翼钝前缘的前缘边界条件和前缘速势方程。采用Jameson格式在不等步长格网中的推广形式,把TSDH方程离散化为差分方程组。然后,在整个计算空间内布置稀网,在机翼附近再布置密网,进行稀密网的交替迭代,以加速收敛和提高计算精度。对ONERA M6机翼的超临界无激波和有激波情况的计算表明,TSDH解与FVP解和风洞试验符合良好。 相似文献
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跨音速流动是现代航空军机和民机设计中必须计算的一种流动。目前采用求解N-S方程的方法尚不能提供很经济而又非常精确的解,也就不能成为工程设计使用的常规手段。在实际飞行中,高雷诺数的事实表明,粘流/无粘流相互作用计算的方法可以成为工程设计计算的有力工具。 欧拉方程是描述无粘流的准确方程,但与全位势方程相比其求解过程要复杂得多,计算费用也高。为取得最优外形工程设计,要作大量的流动模拟计算,故推广全位势方法并提高其准确度是很有意义及具吸引力的。全位势方法假定流动是等熵和无旋的,故只适用于无激波或仅有较弱激波的流场计算。为改进传统全位势方法,应对其作两方面的修正。分析表明,旋度修正比熵修正更为高阶,作为改 相似文献
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本文采用气动中心张涵信教授提出的无波动、无自由参数耗散格式(NND)进行了如下的计算:航天飞机头部段对称剖面内的二维无粘绕流;航天飞机头部段三维无粘绕流;轴对称凹陷外形的三维无粘绕流。在物面坐标系下,用代数方程生成计算网格,利用特征相容关系式处理激波和物面边界。为了比较,还用SCM格式进行了计算。结果表明,本文所采用的NND格式,在捕捉流场内激波时不会出现非物理振荡,其收敛速度和所获得的计算结果都是令人满意的。 相似文献
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引言 为了计算跨音速非定常气动载荷和了解其流场的性质,需要对翼型绕流进行数值模拟。在构造一个跨音速非定常流动的计算方法时,重要的是要考虑能够处理流场中不断运动的激波;其次要能够处理各种类型的翼型运动,并具有高的计算效率。 相似文献
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本文给出了非对称再入飞行器的超音速三维无粘流场的数值计算方法。它归结为求解三个自变量—阶定常拟线性双曲型偏微分方程组的初边值问题。采用MacCormack二步显式差分格式。 为了说明计算方法的实际能力,对弯头钝锥和带控制翼的再入体作了计算。其精确度是令人满意的。 相似文献
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本文在机翼钝前缘处用精确速势方程和精确的边界条件,其他地方用纵向大扰动而横向小扰动的速势方程和相应的边界条件,联立求解。数值算例1为矩形机翼,展弦比λ=12,翼剖面为NACA0012,自由流的马赫数M∞=0.63,迎角α=2°,翼根剖面压力分布的计算结果与二元亚音速精确数值解(Sells,1968)接近。算例2为NACA RM A51G31实验的机翼,垂直于1/4弦线的翼剖面为NACA64A010,其后退角χ1/4=45°,λ=3,根梢比η=2,M∞=0.4,0.8,0.9,α=2°。计算与实验接近。 本文建立跨音速定常小扰动速势差分方程的线松弛改进迭代在局部线化假设下的稳定性条件和松弛解收敛到原来的微分方程解的条件。这些条件大多数与数值实验相符。 相似文献