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861.
本文从Euler方程出发,利用LU-ADI格式对绕二元振动翼型跨声速流场进行了数值模拟。文章中给出了绕NACA0012和NACA 64A 010翼型不同状态的几组数值结果,在同某些实验和其它文献结果基本吻合的前提下,研究了振动对翼型表面压力、激波位置的非定常效应以及其它振动参数对流场非定常效应的影响。 相似文献
862.
863.
本文用数值方法求解N-S方程,研究了低速流中三角翼背风面涡破裂演化过程中前缘涡的横截面拓扑结构。从横截面流线发现,从翼尖到近尾迹,前缘分离涡经历了由稳定到不稳定,再由不稳定变为稳定,在尾迹上又再次变为不稳定等三次转换过程,并由三个极限环的产生实现这些转换。对比沿涡轴的轴向速度分布表明,这些截面拓扑结构的变化规律以及极限环的产生与定性分析理论是相符的。当极限环扩散到前缘涡以外的区域时,极限环会溶入外流而消失,所以能否出现多个极限环同时存在的情况,取决于极限环的扩散速度。在涡破裂的产生与演化过程中,前缘涡的横截面拓扑结构沿流向的变化规律基本不变,原因在于涡破裂的产生和演化并没有改变旋涡沿轴向的拉伸和压缩规律。因此旋流沿流向的拉伸和压缩是确定横截面拓扑变化规律的主要因素,涡破裂以及破裂特性的改变,并不产生新的横截面拓扑结构。 相似文献
864.
高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响. 相似文献
865.
866.
非定常喷流和尾腔流动的高分辨率数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
导弹在运载器尾腔内的点火分离,涉及高温、高压气体在喷管和运载器尾腔内的三维非定常流动。采用分步显式和隐式NND格式对轴对称和三维多喷管非定常亚、跨、超混合喷流流场进行数值模拟,单喷管导弹的喷管流动和尾腔流动使用整体轴对称流动模型;对于多喷管导弹,喷管流动使用轴对称流动模型,尾腔流动为三维流动模型,喷管与尾腔流动间由边界参数进行耦合。算例表明,该方法能较好地捕获喷管和尾腔流动中的三维运动激波,计算结 相似文献
867.
采用数值模拟求解N-S方程方法计算与分析了绕大钝头短体外形的跨音速大迎角时的湍流流动.数值方法中选用Van Leer 分裂格式离散无粘通量项,并构造了一种Limiter函数以保证TVD(Total Variation Diminishing)性质,采用中心差分格式来离散粘性通量项.计算中采用了B-L湍流模型.算例定性地表明绕流的三维分离具有准周期性的非定常特性. 相似文献
868.
基于被广泛应用的Peters—He有限状态动态尾迹模型,本提出了一种增强的非线性、非定常的旋翼尾迹模型,并混合王氏涡流理论建立了旋翼尾迹的旋转分量计算模型(桨尖轨迹平面处)。将原来的线性动态入流理论改造为非线性理论模型,并取消了计算影响系数短阵中的小角度假设。增强后的诱导速度模型适合计算低速飞行状态下旋翼平面内诱导速度,理论计算结果和实验值吻合较好。经优化的FORTRAN程序在常规单CPH微机系统中即可实现实时计算。 相似文献
869.
870.