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121.
高效确定重叠网格对应关系的距离减缩法及其应用 总被引:5,自引:1,他引:5
提出了“距离减缩法”,可以通过搜索有限几个数目很少的点来寻找到目标单元,从而可以快速确定重叠网格之间的对应关系,应用于重叠网格洞点识别与插值单元寻址两个方面,并且还可以结合Inverse Map方法高效建立网格之间的映射关系。该方法将三维搜索化为准一维搜索,大幅度提高搜索效率,且算法通用性强、易于实现。应用表明:利用该方法可以迅速识别洞点,与等参变换结合可以有方向地快速锁定插值单元,找点效率高,适用于计算流体力学(CFD)三维非定常计算中有相对运动的重叠网格系统在每一个时间站位都需要重新进行洞点识别与插值单元寻址的计算,可以有效节省计算时间,具有工程实用价值。 相似文献
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宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明:支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 bA,需进行相关修正。 相似文献
123.
叙述了8m×6m风洞洞壁升力效应的模拟方法,计算了8m×6m风洞的升力干扰因子,并和8m×6m风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较。结果表明,本计算得到的干扰因子和资料值的一致性较好,说明所采用的模拟方法是可行的,此外,计算还给出了机翼偏离风洞中心和机身存在对升力干扰因子的影响。 相似文献
124.
Barnwell二维风洞侧壁干扰修正准则未计及壁面摩擦影响,理论上是不完善的。本文对此作了改进。用Karman-Pohlhausen方法对侧壁边界层进行了处理;将壁面摩擦项用速度梯度适当表示出来,从而克服了因考虑摩擦项带来的困难。建立了修正准则的新形式。在改进的准则中摩擦影响是通过Pohlhausen型边界层参数Λ表示的,Λ绝对值越小摩擦影响越大。此外,文中对修正中有关参数,如δ~*的选取以及湍流情况作了简单讨论。 相似文献
125.
126.
风洞阻塞度对起落架气动噪声测量影响的数值模拟研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了解风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响,用基于S-A湍流模式的延迟分离涡模拟(DDES)对四轮基本起落架模型进行了数值模拟。通过不同截面积的滑移壁面计算域模拟模型安装在不同截面积风洞中的效应,并通过将底面和侧面设为远场边界条件模拟了无风洞起落架的流动条件。阻塞度从0变化到8.8%,根据所得到的非定常流场计算了时均表面压力分布和表面声压级分布。计算显示表面声压级总体上随阻塞度增大而减小;存在一个4%~5%的阻塞度阈值范围,在此范围内表面声压级发生突然变化,大于或小于该阈值范围时表面声压级受阻塞度的影响不大;对阻塞度变化最敏感的部件为前轮,而后轮最不敏感。这说明不同阻塞度下模型的气动噪声特性与平均流动特性密切相关。 相似文献
127.
128.
129.
130.
陈明岩 《南京航空航天大学学报》1987,(2)
本文介绍了一种由Hackett在1981年提出的利用测量风洞壁面静压来进行大迎角、大堵塞洞壁干扰修正的方法,并用该方法编写了Fortran程序。对四个几何相似不同尺寸的模型,在NH-2风洞中进行了试验,试验和计算的结果表明,堵塞度从1.56%到16.7%的四个模型,其升力系数和阻力系数经洞壁干扰修正后非常接近。但必须指出,对于带平衡缝的闭口回流风洞,从壁面测量所得到的静压必须加以修正,才能成功地应用这种方法。 相似文献