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961.
给出了由西北工业大学翼型研究中心设计的四个高载荷函道螺旋桨翼型在FL-2l风洞进行的部分典型实验结果,进行了分析,并与数值计算结果进行了比较,结果表明,四个函道螺旋桨翼型在设计马赫数范围内均具有高升力条件下高升阻比的气动性能。 相似文献
962.
在六自由度仿真计算时,综合使用旋转天平数据、振荡天平数据显得尤其重要。沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据。旋转角速度的其他分量用于振荡天平试验数据。在综合使用数据时提出了综合因子的概念。最后给出了单独使用振荡天平数据、综合使用振荡天平试验数据和旋转天平数据的六自由度仿真结果,以及相应的试飞结果。 相似文献
963.
964.
二维高亚声速空腔流激振荡的数值模拟研究 总被引:4,自引:2,他引:4
采用基于P .L .Roe的近似Riemann解的修正Osher&Chakravarthy (MOC)三阶TVD有限差分格式 ,数值求解二维雷诺平均全Navier Stokes方程 ,并用Cebeci Smith代数湍流模型 (对腔内区域作修正 )来模拟湍流效应 ,时间方向的积分采用四阶Runge Kutta方法 ,通过对GAMM超音速前台阶绕流的计算 ,验证了格式及程序的有效性 ,对高亚声速来流下的空腔流动作了数值模拟研究 ,取得了较好的效果 相似文献
965.
966.
967.
<正> On the assumption that airfoils take small amplitude ha-rmonic oscillating and middle reduced frequency, the two-dimensional, inviscid, small-disturbance nonlinear unsteady transonic flow equation can be split into two parts. One is the nonlinear steady small-disturbance equation, the other is the time-linearized unsteady small-disturbance equation. The steady equation is solved by Carlson code. The unsteady equation is solved by integral method. The standard v-g method is used to solve the flutter eigenvalue equations. A transonic flutter analysis is performed for a NACA 64A006 airfoil with pitching and plunging degrees of freedom.The Mach numbers considered are 0.7, 0.8, and 0.85. The aerodynamic coefficients are obtained by the above method. For each Mach number, the flutter speed and the corresponding flutter reduced frequencies are achieved by varying the airfoil-airmass ratio, plunge-pitch frequency ratio. The results are compared with other computational method and good agreement has been observe 相似文献
968.
本文推导出用保角转绘正交曲线坐标表示的二维与轴对称Euler方程,方程中的未知量以曲线坐标方向的速度分量表示,并有不含未知量导数的源项。方程组的形式与直角坐标系中的接近,因而简化了计算。本文将该方程组用于计算二维任意翼型和旋成体轴对称绕流,采用分辨率较高的Eberle特征平均显式有限体积差分算法求解,在不同区域中用不同的显式推进步数加速收敛。本方法已分别对翼型和旋成体轴对称绕流编制了计算程序,可用于自由流为亚声速、跨声速和超声速的绕流计算。大量计算结果表明,本方法精度好,激波分辨率高,编程序简单。 相似文献
969.
970.