共查询到19条相似文献,搜索用时 921 毫秒
1.
计算空气动力学亦即计算流体动力学是在电子计算机上用邮值的方法模拟流场,其最终是邮值求解湍流情况下的完全纳维尔-斯托克斯方程来模拟真实流场。从六十年代中期起,计算空气动力学就发展成了与理论空气动力学和突验空气动力学并列的一个独立学科。从学科的角度讲,它可以说 相似文献
2.
3.
计算空气动力学的三维流场可视化 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了一个用于计算空气动力学三维流场可视化的软件系统,它包括复杂的计算网格显示、几何外形显示、流线显示、迹线显示和各种物理量的等值线显示等几个子模块,该系统在先进的图形工作站上研制,具有良好的用户接口,能很好地描述气动力计算中随时间和空间变化的物理现象。 相似文献
4.
5.
本文介绍了无网格法与现有的旋翼空气动力学有限元计算方法的区别,无网格法的发展历史和基本原理,并通过在直升机悬停状态下的旋翼流场计算初步验证了该方法的可行性。 相似文献
6.
倪刚 《气动实验与测量控制》1996,10(4):74-82
在大攻角空气动力学中,三维、非对称流场的密度显示是十分重要的。本文描述在超声风洞中,应用光学纹影干涉层析术,显示大攻角钝锥的三维密度场的过程。 相似文献
7.
8.
液晶热图技术在脉冲风洞中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
在短时间脉冲风洞中,对液晶热图实验技术进行了试验,在实验时间为20ms的炮风洞中,获得了清晰的三维高超声速分离流场的热图显示照片,热图照片不仅与油流图谱所显示的特征位置吻合,而且能半定量地显示表面热流的分布。该项技术的研究为国内空气动力学实验研究提供了一项新的方法。 相似文献
9.
乙烯简化化学动力学模型在HIFiRE燃烧室计算中的应用 总被引:2,自引:1,他引:1
为评估化学反应动力学模型对超燃冲压发动机计算结果的影响,首先利用基于"准稳态"假设方法建立了复杂化学反应动力学模型简化软件包(SPARCK),从详细模型出发得到了一个包含20组分16步总包反应的乙烯简化动力学模型.然后采用该简化模型和Princeton大学的简化模型对乙烯点火延迟时间进行了计算,对比显示两个简化模型计算结果基本一致,与实验测量结果均吻合较好,都能准确反映乙烯点火特性.但对HIFiRE燃烧室直连式实验的数值模拟结果显示两个模型计算得到的燃烧流场静温分布差别较大,内流道推力性能相差近12%.相比于Princeton大学的简化模型,SPARCK软件得到的简化模型计算的壁面压力分布与实验结果吻合更好,能够准确描述燃烧室流场现象. 相似文献
10.
11.
Oddvar O. Bendiksen 《Progress in Aerospace Sciences》2011,47(2):135-167
Unsteady transonic flow theory is reviewed and classical results from the nonlinear asymptotic theory are combined with new results from computational fluid dynamics. The emphasis is on applications to the field of aeroelasticity and on clarifying the limitations of linearized theories in problems involving mixed subsonic-supersonic flows. The inherent differences between nonlinear transonic aerodynamics and linear subsonic and supersonic aerodynamics are considered from a theoretical and computational standpoint, and the practical implications of these differences in formulating suitable aerodynamic models for aeroelastic stability calculations are discussed. Transonic similarity principles are reviewed and their relevance in understanding flutter, divergence, and control reversal phenomena of transonic aircraft is illustrated through practical examples. 相似文献
12.
机翼大迎角气动力的快速算法 总被引:1,自引:0,他引:1
在定常势流 Green函数方法计算位流气动力的基础上 ,应用前缘吸力比拟法计算机翼大迎角气动力 ;并考虑了涡破裂所产生的影响。计算结果与实验结果吻合良好 ,为高机动飞机初步设计提供了一种快捷、准确的气动力计算方法 相似文献
13.
《Progress in Aerospace Sciences》2002,38(6-7):449-467
The rich heritage of computational fluid dynamics (CFD) has provided an in-depth knowledge for computational electromagnetics, computational magneto-aerodynamics, and multidisciplinary technology development in aerospace science. Current progress in these developing disciplines and their roots in CFD are detailed. Highlights of the frontier expanding potential for CFD by combining aerodynamics, electromagnetics, and chemical kinetics for aerospace science are also presented. 相似文献
14.
对超声速气流作用下的矩形平板进行了颤振分析,采用一阶活塞理论计算准定常气动力,利用弹性力学理论和结构动力学理论建立了平板的运动平衡方程。采用梁模态构造矩形平板的近似模态函数。运用MATLAB软件编程画出平板在不同参数下的有关图形,研究了这些参数变化对平板稳定性的影响规律。分析结果可知,结构的所有模态中只有部分模态与颤振发生直接有关。这些模态是成对出现的,并且只有特定的两个模态频率重合才能发生颤振。 相似文献
15.
直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估 总被引:1,自引:1,他引:0
为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好. 相似文献
16.
17.
为了研究高升力系统中开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响,对不同构型生成结构化网格,及其流场进行了大量的数值模拟。在同等状态下,结合不同构型的计算结果,分析了开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响。研究表明,机翼失速不仅与开口宽度有关,而且与前缘缝翼上的开口位置有关。 相似文献
18.
采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。 相似文献
19.
非定常气动力建模除了要准确描述气动力的非定常特性,还要反映其非线性特性。Volterra级数因为对系统非线性具有很强的描述能力正日益受到重视。一阶Volterra核只能表达线性特性,要建立反映非线性特性的非定常气动力模型,需要引入二阶核甚至更高阶核的影响。高阶Volterra核辨识的主要困难在于待辨识参数的数量随着核阶次的增加而呈指数增加导致计算难度急剧加大,即出现所谓维数灾难问题。以一种分段二次多小波为基函数将Volterra核展开,求解一个高维病态方程组来计算展开系数,利用小波的多分辨分析在时间和频率两个维度的分解特性将方程降维,最终将问题转化为求解一个低维方程组得到稳定解。通过NACA0012翼型在马赫数0.8下作沉浮运动时,升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的二阶核和三阶核的辨识构建非定常气动力模型,然后由此计算不同减缩频率下的气动力并与CFD结果进行比较,验证了Volterra级数对非线性非定常气动力的描述能力和多小波处理方法的有效性。 相似文献