搜索结果: 1-11 共查到“航空、航天科学技术 翼型绕流”相关记录11条 . 查询时间(0.187 秒)
使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×106，攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性；NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×106，攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ，并与实验数据进行对比.结果表明：在同等条件...
为了研究翼型扰流流动控制,设计了一种三角形涡流发生器(VG)和两种Gurney襟翼,通过Gurney襟翼与VG组合布局的方式进行风洞试验,对比了干净翼、干净翼加Gurney襟翼、干净翼加VG及干净翼加Gurney襟翼和VG这4种状态下的试验结果。试验结果表明:安装Gurney襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高,同时伴随一定的阻力增加;安装VG后翼型失速段特性得到极大改善,阻力大幅下降;安装...
以气体运动论BGK (Bhatnagaar-Gross-Krook)格式为基础，通过改进非均匀网格下的通量计算方法，把气体运动论BGK方法应用到二维贴体网格上模拟了可压缩的无黏和黏性流动。在重构阶段，以交界面周围4个网格单元为一组，先把每个网格单元的宏观量（密度、动量和总能量）转换在相对于交界面的坐标系下，然后使用van Leer限制器插值求出交界面的宏观量，在求解阶段再使用BGK理论求出流过交界...
高雷诺数下的翼型绕流LBM数值模拟
格子Boltzmann方法 高雷诺数流动 非均匀 贴体网格 翼型
2010/2/1
采用格子Boltzmann方法（LBM）的二维9速度（D2Q9）模型和贴体网格，通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理，分别结合Baldwin-Lomax（B-L）湍流模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究，两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好，相比之下，采用S-A模型能更好地...
使用GAO-YONG湍流方程组对翼型绕流的计算
湍流 面翼型 转捩
2009/2/17
将GAO-YONG湍流方程组应用到翼型复杂绕流场的计算中，研究了机械能方程中Du/Dt项和各向异性湍流黏性系数分量中的实度系数Cs的影响，给出了控制Du/Dt项作用区域和选择实度系数Cs值的判别函数，对NACA4412翼型最大升力迎角下的低速绕流算例、AS240翼型8°迎角下的转捩算例、AS240翼型19°迎角下的分离流算例进行了模拟，与实验结果比较,得到了比较好的结果。结果表明GAO-YONG湍...
大迎角水平振动翼型绕流的数值模拟
动态失速 非定常流 分离流 涡运动
1992/8/17
从涡量流函数形式的N-S方程出发,数值计算了大迎角水平振动翼型的粘性绕流问题,得到近场涡结构及非定常演化过程。探讨了振动频率、振幅及迎角对流场涡结构及翼型升、阻特性的影响。结果表明,振动频率及振幅增加有助于提高翼型的平均升力;过大的迎角不利于升力提高。
通过数值求解涡量-流函数形式的N-S方程研究等速上仰翼型的分离流动结构。用ADI方法解涡量方程;用Poisson方程直接法解流函数方程。在计算得到的流场中除可看到实验中观察到的多涡结构外,还发现一些实验中未观察到的现象。将分离流动结构的计算结果与翼型气动力变化相联系,并结合涡动力学理论,定性地解释了上仰翼型产生高升力的原因。
通过对非定常N-S方程的数值求解,研究了最大厚度为12％的Karman-Trafftz翼型在Re数为1000时的大迎角俯仰振动。其中着重分析了旋涡结构与表面压强分布的关系。数值研究表明,后缘形状、折合频率等对涡结构演化有重要影响。后缘涡顺利地从后缘脱落时,失速涡在上翼面能诱导出较大的吸力。后缘涡在翼面上驻留时,各涡产生复杂的相互干扰,对失速涡在上翼面产生吸力有不利影响。
Euler方程与边界层积分方程耦合求解跨音速翼型绕流
跨音速流动 分离流 粘流/无粘流迭代
1989/9/6
应用Euler方程求解跨音速翼型特性时考虑了粘性影响,粘性影响是通过边界层动量和能量积分方程求解的,即粘流/无粘流迭代方法。其中Euler方程采用LU-ADI方法求解;边界层方程均由正解法过渡到反解法,以解决强激波干扰区出现小分离泡的计算问题。计算中使用了贴体C网格,通过一定变换使其保持基本正交。计算结果表明,压力分布、摩阻系数分布与实验结果符合较好。
引言 众所周知,钝头翼型的头部区域对均匀来流的扰动不再是小量,该处流动不符合小扰动假设。因此,由跨音速小扰动方程得出的解在头部区域失效。本文将流场分为外部解区,内外解区及头部附近的内内解区（见图1）。