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自然层流超临界翼型的设计研究 总被引:5,自引:1,他引:4
乔志德 《流体力学实验与测量》1998,12(4):23-30
阐述了研究发展我国自然层流超临界翼NPU-L72513的设计思想,设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法,首次提出了利用弱激形足够压梯度的自然层流超临界翼型的设计思想,解决了维护层的所需的一定顺压梯度压力分布形态和无激励超超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾,风洞实验结果表明,所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。 相似文献
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本文全面回顾了二元风洞侧壁干扰的研究历史。从修正准则、实验分析、数值模拟和清除技术四个方面综述了该领域取得的种种进展,并就干扰修正问题作了评论和展望。 相似文献
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基于适当控制翼型演化历程的气动设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出一种翼型设计的新方法,它基于适当控制翼型演化历程,采用求解非定常流动控制方程的方法,实现了翼型反问题的高效求解.同时在笛卡尔坐标系中应用Level-Set函数,避免了贴体动网格的采用,从而大大减少了所需计算工作量. 相似文献
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二元风洞侧壁边界层引发的展向不均匀性 总被引:2,自引:0,他引:2
本文分析了二元风洞试验段中的侧壁边界层引起的流动展向不均匀性。在理论上找到了展向速度分布函数,从而为定量处理展向不均匀性提供了依据。最后,结合侧壁抽吸简单谈了展向不均匀性效应的控制问题。 相似文献
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超临界自然层流翼型是在超临界翼型和自然层流减阻的基础上发展起来的,具有优良的气动特性,是发展新型干线客机的关键技术。本文采用数值优化方法设计超临界自然层流翼型,得到了性能比较优良的翼型。与在中国空气动力研究与发展中心二所的实验资料进行比较,说明本文的方法是可靠实用而又经济的方法。 相似文献
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在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明:软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。 相似文献
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用非结构网格和欧拉方程计算多段翼型绕流 总被引:5,自引:1,他引:5
用Delaunay法划分三角形构造非结构网格时,如果布点不当,会产生边界穿透,使网格生成失败,本文分析了几种布点情形,提出不容易产生边界穿透的布点方式。这一原理已用于生成绕多段翼型的非结构网格。 相似文献
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徐云浪 《飞机设计参考资料》2006,(1):34-42
装有扁平板增升小翼的多段翼型流场数值分析已经完成。研究的小翼装在接近主翼段后缘,高度范围是0.25%~1.25%参考翼型弦长。二维数值模拟在嵌入式结构拓扑网格上采用不可压缩纳维-斯托克斯(N-S)方程求解分析。新的网格细化提高了网格边界重叠部位的计算精度。在固定雷诺数条件下,对装有窄缝襟翼的二段翼型研究了各种小翼的影响。计算和实验结果都表明,相对未装小翼的基本翼型,主翼段凹陷处装有小翼提高了最大升力和升阻比。计算得出的流线分布揭示,正是小翼的存在引起了襟翼流场分离的减弱。也研究了三段翼型在一个雷诺数范围内的流场情况。对优化的襟翼来说,计算和实验所得的雷诺数影响结果一致。当襟翼从最有利的位置移动时,数值分析表明,小翼有助于翼型重新优化,大概能起到所优化襟翼效益的1%量级的作用。 相似文献
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欧拉方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用嵌合体埋入技术,将主段翼型和襟翼分成两子域,对多段翼型的复杂构型进行了分区迭代求解,在有限体体积离散的基础上,求解欧拉方程计算各子域流场的解,通过各流场的耦合迭代到多段翼型绕流的解,典型的带30%襟翼GA(W)-1翼型算例表明,该计算方法稳定,能较地模拟多段翼型中主段翼型与襟翼交接处的复杂流动现象计算结果与实验值有较好的一致性。 相似文献
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大型飞机超临界翼型设计与优化 总被引:1,自引:0,他引:1
从初始翼型开始,利用型函数生成几何扰动量叠加到基本翼型表面,以型函数的权系数为设计变量,对翼型进行优化设计。在ISIGHT平台下集成以下三个模块:利用C++语言编写一个翼型关键点生成程序,来实现优化参数的计算;将生成的翼型数据点,调用并导入到GAMBIT内,由GAMBIT生成网格后结束GAMBIT;调用FLUENT对GAMBIT生成的网格进行流场计算;最后应用ISIGHT优化算法库中的遗传算法对FLUENT的计算结果进行分析,实现整个优化流程的自动化。以CJ818飞机为例,采用超临界翼型作为初始翼型,应用上述方法进行优化,结果表明此方法能设计出符合条件的基本翼型,有一定工程应用价值。 相似文献
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导体与非导体介质翼型的缩比模型RCS数值计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
应用二维电磁散射有限元算法理论考虑了几组导体和非导体介质翼型的缩比计算模型,计算出缩比模型的RCS并与1:1模型进行对比.结果显示,导体翼型的缩比模型RCS计算结果与推及的二维导体外形缩比模型测量定律完全符合;非导体翼型的缩比模型在等效阻抗增大时,按缩比测量定律计算的RCS与1:1模型间的相对误差越来越大,但在等效阻抗小于0.5时缩比定律是有效的. 相似文献
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甘才俊 《飞机设计参考资料》2006,(1):43-49
文章用基于伪压缩方法的有效不可压Navier-Stokes解算器,(该解算器可推广应用于非定常问题),以时间精度的方式对带扰流片的翼型绕流流场进行了数值模拟。对大多数计算而言,空间离散多采用三阶通量分裂格式,对得到的矩阵方程用点SGS松弛格式来求解。用单区和多区网格生成方法分别对流场进行了数值计算,并对得到的数值计算结果进行了比较。该程序由流过NACA 0012翼型的定常湍流进行了进一步验证,并且计算得到的表面压力系数与物理试验和其它数值计算的结果符合得很好。而且该程序还显示出很好的矢量化和并行化特点得到进一步证明。计算用基本翼型是先进的波音运输机预研翼型。其几何尺寸在网格生成时稍微有些改动。文章还研究了扰流片偏转角固定为60。。并研究了攻角对流场的影响。扰流片端部和翼型后缘非定常涡脱落过程也得到了很好的模拟,同时还显示了在不同时间步时的流型。在湍流模型的局限内,计算得到的平均量和物理试验结果符合得很好。 相似文献
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准确可靠的翼型气动性能预测对于飞行器的研制至关重要.在数值模拟技术日益工程化的今天,对通过风洞试验获得翼型气动性能的要求也越来越高.针对翼型风洞试验技术进一步发展的目标和实现的技术路径,在资料调研的基础上,结合翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室的研究进展,对翼型静/动态性能测试技术、模型表面流动转捩探测技术以及翼型试验中洞壁干扰控制与修正技术的最新进展和存在的问题进行了总结与分析.研究表明:1)翼型试验有其固有的特殊性,需对硬件条件的建设给予足够的重视;2)现代数据信号处理技术是翼型静/动态试验技术发展的重要方向;3)对洞壁干扰的控制与修正方法仍需结合具体试验场景加强研究. 相似文献