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本文将要讨论的两种雷诺应力湍流模式为:(1)雷诺应力代数模式;(2)雷诺应力输运模式。这两种模式分别应用于弱强涡射流的计算中,其结果表明,代数模式并不能很好地近似输运模式,特别是在一些重要的流场区域,如对称轴附近,前者给出非真实的物理结果。本文将探讨代数模式的这一缺陷,同时提出一新的输运模式。 相似文献
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杨育中 《航空标准化与质量》1985,(1)
应美国宇航工业协会(AIA)和国家标准联合会(NSA)的邀请,由航空工业部科技局标准处和三○一所五名同志组成的中国航空标准化研究所(对外称CARIS)代表团于1984年8月15日至9月7日对美国进行了考察。 相似文献
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中国航空学会与美国机械工程师学会(ASME)燃气涡轮分部商定,将于1985年9月1日至9月4日在北京联合举办“1985年北京国际燃气轮机学术讨论会暨展览”。征文通知已发出,要求在1984年10月1日以前将英文摘要及中文全文的复印本一份寄 相似文献
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先进飞行器设计对CFD方法的边界层分离模拟能力提出了更高要求,传统雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)涡黏性模型因建模和构造层面的理论缺陷导致其分离流动预测可信度较低。雷诺应力模型由于未对雷诺应力及其分量关系进行建模,对湍流非平衡、旋转以及雷诺应力各向异性等流动现象具有天然的理论优势。为验证与确认雷诺应力模型对典型航空分离流动的预测能力,基于SSG/LRR-g模型,以NACA4412翼型大攻角分离、M6机翼跨声速分离以及F6翼身结合区分离流动为例,探讨了雷诺应力模型对逆压梯度、激波诱导分离、二次流动分离等典型航空分离流动预测的适应性。通过与k-ω剪应力输运(SST)模型模拟结果对比发现,雷诺应力模型对分离泡大小、速度型分布、雷诺应力分布和激波位置等关键特征的模拟精度较涡黏性模型显著提升,基本验证了雷诺应力模型可在翼身接合区角区流动和三维强激波诱导分离等问题中得到正确的流动特征,而SST模型在此类流动中基本失效,显示了雷诺应力模型在典型航空分离流动中较涡黏模型的优势。同时,发现k-ω SST模型所包含的Bradshaw假设在三维激波诱导分离较强时严重影响了模型预测的准确性,是预测结果偏离试... 相似文献
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中国直升机设计研究所孙如林、吴禄慎应美国直升机学会的邀请,经中国航空总公司有关领导批准,参加了美国直升机学会(AMERICAN HELICOPTER SOCI-ETY 简称 AHS)50届年会和技术展示会。年会于1994年5月10日至13日在美 相似文献