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通过数值求解全速势方程,计算了超声速来流的前机身及翼-身组合体。当流场存在亚声速区时,在此区域内采用中心差分格式,迭代求解,并引入多重网格技术,加快收敛;当流场中某一区域沿某一方向是超声速时,在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明,本文的方法可靠,结果准确,可以向工程应用方面推广。 相似文献
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任意翼型跨音速绕流守恒全速势方程的快速有限差分解法 总被引:1,自引:1,他引:0
一、引言 目前求解翼型跨音速绕流全速势方程比较好的有限差分解法,主要有二种:一种是Garabedian,Korn和Jameson所发展的方法。这种方法先将物理平面上翼型外部区域保角转绘到圆内,然后在圆内交替使用快速直接解法和线松弛技术,求解全速势有限差分方程。由于圆心对应物理平面的无限远点,速势在该点为无限大,为了避免这种奇性,Jameson引进了扰动速势以除去包含这种奇性的自由流速势,使主管方程 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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面向飞行器概念设计的全速域气动分析工具 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2017,(5)
为满足飞行器概念设计中快速气动计算的需求,研究和开发了一种全自动化全速域气动分析集成工具。针对不同的速度域,该工具由三种计算方法组成:1)亚、跨声速情况,采用基于自适应直角网格的非线性全速势方程有限体积解法;2)超声速情况,采用基于自适应直角网格的欧拉方程有限体积解法;3)高超声速情况,采用基于当地表面斜度法的面元法。不同速度域的多种构型飞行器的算例结果表明,该集成工具的计算精度满足要求,且自动化程度高、收敛速度快,可应用于飞行器概念设计的快速气动分析。 相似文献
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M=1音速流翼型设计计算 总被引:1,自引:1,他引:0
来流马赫数为1.0的翼型绕流型态不同于其它跨音速时的流动型态。在数学上,它的远场边值呈奇异性。本文利用Chaplygin转换推导出精确的速度面流动方程,又根据小扰动理论,采用Tricomi方程的奇点近似解析解建立了对应在速度面上来流奇点的边界条件。在用有限差分法进行数值计算时,创建一种新的差分格式,并在不同速度区采用不同座标系统进行线松驰迭代计算,计算表明,其结果是稳定的和收敛的。本文用Spline方法确定出五个仟意的速度面上的边界曲线,经计算,在获得五个音速流流场的同时,也得到五个封闭的音速流翼型。 相似文献
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对计算压力分布的格林函数方法作了一定的改进,虽然格林函数方法能给出比较准确的速势分布计算,但在压力分布的计算方面却比较欠缺,只给出了一个根据离散点上的速势值进行有限差分计算的简单的公式,采用这个公式无法算出物面准确的压力分布。鉴于此,通过对速势积分方程离散化后所得到的扰动速势的解析表达式进行微分运算,得到一组计算扰动速势导数的解析公式,并由此计算了物面上各离散点上的压力系数,其结果相当准确,与Navier-Stokes方程算法及实验结果相比,均吻合较好。另外,还对库塔条件在数值求解速势积分方程中的应用作了一定的改进,使计算结果更加准确。 相似文献
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机翼机身跨声速绕流的计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用变换与数值网格生成方法,对由椭圆抛物而描述的每一个展向曲面进行网格生成,引入一种用于控制网格疏密分布的函数变换方法,其特点是易于对不同族网格线分别控制,根据物面梯度自适应地调整网格的疏密。用有限体积法计算守恒型全速势方程跨声速绕流,对M-100翼身组合体进行计算。理论计算结果与实验结果表明,本文方法有效。 相似文献
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通过数值求解全速热方程,计算了超声速来流的前机身及翼-身组合体。当流场存在亚声速区时,在此区域内采用中心差分格式,迭代求解,并引入多重网格技术,加快收敛;当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时,在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明,本文的方法可靠,结果准确,可以向工程应用方面推广。 相似文献
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本文全速势方程的有限差分数值计算结果,给出了0°和2°攻角下NACA0012翼型当地马赫数分布冻结时的自由流马赫数范围,以及M_∞稍大于1变至1.30时前方脱体激波的变化位置。 相似文献
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本文介绍机翼跨音速定常无粘绕流的一种数值计算方法。选用精确速势方程作为问题的数学模型。在直角坐标系中,经过适当的坐标变换,先把后掠翼变成矩形翼,再把无限的物理空间变成有限的计算空间。在计算空间中,用有限差分格式(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线松弛迭代求解。 相似文献
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本文介绍一种二元跨声速激波-边界层强干扰的计算方法。边界层计算采用湍流边界层积分反方法,它借助Whitfield和Swafford提供的既适合附着流,也适合分离流的速度剖面表达式。跨声速无粘流用全速势方程模拟。通过边界上排溢速度来考虑粘性的影响,用有粘/无粘迭代得到粘性流解。本方法计算的结果与其它方法以及实验的结果进行了比较,证明该方法可以在工程上推广使用。 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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本文介绍亚、跨音速导弹纵向气动力特性计算的有限差分方法。采用园柱座标系,用变步长的混合差分格式进行线超松弛改进迭代计算。速势方程考虑了x向大扰动,并把精确边界条件嵌入到头部的速势方程中,以适用于计算钝头外形的要求。对尾部收缩的弹体,翼涡沿其平面伸展到收缩部分,以模拟涡面对尾翼和尾段的影响。 所建立的程序适用于计算任意形状旋成体弹身,翼身组合体及翼身尾组合体的表面压力分布和纵向气动力系数。 为鉴定方法的有效性和程序的正确性,对三个不同的气动外形进行了计算,与风洞实验结果比较,基本符合。 相似文献
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跨音速翼型多参数多约束优化设计方法 总被引:1,自引:1,他引:0
本文通过采用EXTREM数值优化方法并基于求解全速势方程的跨音速粘流翼型计算方法, 研究发展了一种应用形状函数修形的跨音速翼型多参数多约束数值优化设计方法, 应用该方法可以从普通低速翼型和超临界翼型出发通过数值优化后得到在跨音速区阻力系数最小化的翼型几何外形。设计表明, 该方法具有收敛快、调用目标函数次数少等优点。 相似文献
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绕三维物体亚音速振荡位流及其在飞行器动导数计算上的应用 总被引:1,自引:1,他引:1
本文介绍处理不同外形三维物体亚音速振荡绕流一种统一的方法。本方法的主要特点是采用有限元素法直接解由格林定理导出的物面速势积分-微分方程以求得物面的速势分布,然后再用有限差分法对速势进行微分求物面的压力分布。 由于本方法理论上比较严格,适用于复杂外形物体绕流的计算,所得结果又比较准确,因此近几年来在国外得到越来越广泛的应用。在本文中,采用了与有关文献相同的基本方程,但在气动影响系数的计算上略有不同,本文并将这一方法应用于飞行器动导数的计算,所得的结果与实验结果符合。 相似文献