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  • DSMC方法中的统计噪声分析 免费阅读 收费下载
  • 通过对基于颗粒输运随机统计模拟的DSMC方法模拟准则的分析研究,定义了该方法中统计量的噪声、相对统计涨落及置信度。引入概率论中的切比雪夫不等式,利用正态分布平衡流统计理论,推导出DSMC方法模拟流场宏观速度和温度的统计噪声理论公式,并以过渡流区平面Couette剪切流和激波结构内流动为算例进行数值模拟验证与理论分析。结果表明,在一定的置信度下,选择适当的模拟参考值,DSMC统计量的噪声除与样本容量(模拟分子数及统计抽样次数)的平方根成反比例外,速度的相对统计涨落还与流场马赫数成反比,而温度的相对统计涨落与流场宏观参数无关。这为控制DSMC模拟结果的相对统计涨落提供了理论指导和计算依据。
  • 有限翼展机翼失速特性控制研究 免费阅读 收费下载
  • 针对有限翼展机翼大迎角下的流动分离情况,研究了一种新型流动控制技术——流动偏转器,通过风洞实验和数值计算相结合的方法,既验证了计算的准确性,又阐述了流动偏转器可改善机翼大迎角失速特性的作用。
  • 末敏子弹气动外形设计与气动特性分析 免费阅读 收费下载
  • 设计了一种轴向折叠尾翼的末敏子弹气动外形,给出了尾翼的布局方式。对设计的三片尾翼末敏子弹气动外形进行了风洞实验和数值模拟。实验和数值模拟结果表明:三片尾翼的末敏子弹增阻效果明显,并能够提供一定的滚转力矩。流场计算结果表明:流场随迎角的变化很大,且翼体干扰严重。对圆柱部弹身和尾翼的压力系数分析结果表明:尾翼的存在提高了圆柱部、尤其是圆柱部尾部的压力,弹体的存在降低了整个尾翼迎风面,尤其是翼根部的压力,这种翼体干扰现象对于提高末敏子弹的静稳定性有益。
  • 碳/碳化锆复合材料烧蚀机理和计算方法研究 免费阅读 收费下载
  • 研究了碳/碳化锆复合材料氧化烧蚀机理,发现它们与传统的硅基和碳基材料烧蚀有很大差别,基体ZrC氧化后在表面形成一种膨松状的多孔固态抗氧化膜,氧化膜能有效阻止材料进一步氧化,使烧蚀量大大降低。
  • 稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究 免费阅读 收费下载
  • 为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。
  • 基于“各向异性”四面体网格聚合的复杂外形混合网格生成方法 免费阅读 收费下载
  • 复杂外形粘性流动的计算网格生成一直是阻碍CFD实际工程应用的瓶颈问题之一,虽然三棱柱/四面体混合网格的出现极大地缓解了这一问题,但是在飞行器几何外形非常复杂的情况下,在粘性边界层内生成高质量的贴体三棱柱网格仍然是非常困难的事情。本文从“各向异性”四面体网格的生成算法中得到启示,发展了一种基于“各向异性”四面体网格聚合的混合网格生成方法。通过对DLR—F6翼身组合体和F16战斗机外形的混合网格生成及数值模拟表明,该方法生成的混合网格具有网格质量好、自动化程度高等特点,对提高复杂外形飞行器关键气动参数的模拟精度具有重要意义。
  • 飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析 免费阅读 收费下载
  • 飞机大尺度全局变形过程中存在诸多需要研究的基础问题,为此构建了研究平台并开展了实验研究。基于飞行器机翼“旋转变后掠”与“剪切变后掠”的气动特性计算结果,设计了气动特性相对较优的飞机外翼段大尺度剪切式变后掠方式;研制了基于可控变形结构与连续变形规律的实验模型;进行了风洞实验研究。结果表明:本文研制的剪切式变后掠飞机在蒙皮、结构、驱动、控制等方面满足气动特性研究的需求;其准定常气动特性曲线显示出变后掠的较大气动效益;其非定常气动特性曲线呈现出滞回环,原因可能在于“机翼附加速度效应”和“流场结构迟滞效应”。
  • 基于各向异性非结构网格的超声速流动自适应计算 免费阅读 收费下载
  • 基于各向异性非结构网格,实现了自适应求解技术,将其应用于超声速楔形体绕流及超声速横向喷流问题的计算研究,对各向异性网格自适应计算过程的收敛性和求解精度进行了对比分析,展示了各向异性网格自适应算法在降低问题求解规模。提高各向异性流场分辨率等方面的优势及存在的问题。超声速楔形体无粘绕流场的自适应计算,清晰地捕捉到了激波附近的流场信息,激波前后的马赫数、压力、密度。温度等物理量与理论分析解吻合很好。超声速横向喷流流场存在激波、分离涡、边界层等流场结构的相互干扰。计算研究表明,单纯基于Hessian度量张量的各向异性网格生成及自适应算法不能有效模拟边界层内的流动情况,是将来需要进一步开展的研究挑战。
  • 湍流模型对梯形翼高升力构型的影响 免费阅读 收费下载
  • 采用“亚跨超CFD软件平台”(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长高升力构型,主要目的是考察湍流模型对高升力构型气动特性的影响。相应的风洞试验是1998年在NASAAmes12英尺增压风洞中完成的。本文采用一方程和两方程湍流模型,数值模拟了全展长高升力构型的气动特性并给出了典型站位的压力分布。研究表明,与修正后的试验数据相比较,在定常可收敛的迎角范围内,两种湍流模型得到的气动力系数和压力分布与试验结果吻合较好,SA一方程湍流模型的计算结果更接近试验值;迎角大于19.19°后,襟翼后缘的较大范围分离是导致采用SST模型不能得到收敛的气动特性的主要原因。
  • 民用飞机融合式翼梢小翼优化设计 免费阅读 收费下载
  • 民用飞机性能的提高将在很大程度上依赖于降低空气阻力。在巡航状态下,如果能减小机翼的诱导阻力,则全机的减阻效果将会得到很明显的提高。因此,本文以民用飞机机翼为设计平台,通过加装融合式翼梢小翼来减阻,并在设计了初始小翼的基础上,将减阻作为设计目标,对翼梢小翼的平面几何形状进行优化,并对结果进行了流动机理分析。
  • 等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究 免费阅读 收费下载
  • 在NACA23018两段翼型上安装等离子体激励器,通过风洞测力和丝线流态试验,研究了等离子体对翼型最大升力和失速迎角的影响,研究表明,等离子体激励可以显著地增加NACA23018两段翼型的最大升力系数和失速迎角,来流风速20m/s时,最 大升力系数影响52%,失速迎角增加12.4°。等离子体激励和前缘缝翼的作用类似,并且可以和后缘增升装置配合使用,在运输类飞机设计中有潜在的应用前景。
  • 脉动风场的模拟方法及其在输电线路风振计算中的应用 免费阅读 收费下载
  • 针对脉动风场各种模拟方法的适用性问题,在相同的输电塔线实例上进行模拟方法的应用,对比各种方法的计算效率和计算结果,分析各种模拟方法的适用性和等价性,最后探讨单塔和塔线体系计算结果的差异。研究表明:基于POD分解的WAWS法不存在风速互谱密度矩阵无法分解的情况,计算效率较高,因此推荐使用。考虑三维风场后响应的脉动均方根比一维风场大;塔线体系中计算得到的响应均方根比单塔大。
  • 结构网格方法对高升力构型的应用研究 免费阅读 收费下载
  • 采用“亚跨超CFD软件平台”(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长与半展长高升力构型的复杂流场,并与试验做了对比分析。对应风洞试验是在NASALangley14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASAAmes12英尺增压风洞(PWT)中完成的。计算中采用一方程SA湍流模型和MUSCL—ROE格式,并综合运用对接/重叠/拼接网格技术,数值模拟了两种高升力构型的气动特性,给出了典型站位的压力分布,并对比研究了不同结构网格技术对此类高升力构型的计算差异。研究表明,与修正后的试验数据相比,数值模拟得到的气动力系数和典型剖面的压力分布均与试验结果吻合良好。
  • 凹面腔尺寸和曲率对激波会聚起爆的影响分析 免费阅读 收费下载
  • 为了研究凹面腔构型对环形射流聚心碰撞产生激波会聚起爆爆震的影响及作用规律,本文以氢气和空气混合物为例,对不同尺寸和曲率的凹面腔内激波会聚起爆爆震过程进行了数值模拟,结果表明,在凹面腔尺寸的选择上,要同时考虑射流强度和凹面腔空间对入射激波造成的衰减作用,平衡两者,从而选择出合适的凹面腔。凹面腔曲率既不能太大,也不能太小。本文算例中,直径为74ram,开口直径为70mm的部分球形凹面腔起爆性能最优。
  • 多段翼型高精度数值模拟技术研究 免费阅读 收费下载
  • 采用五阶精度的加权紧致格式(WCNS)数值模拟了NI.R7301两段翼型、30P-30N三段翼型的复杂流场.主要目的是考核WCNS格式模拟多段翼型复杂流场的能力,研究湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N—S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应实验结果对比的基础上.详细研究了SA-方程湍流模型、SST两方程湍流模型、转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。研究结粜表明.基于WCNS格式,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对边界层速度型和阻力系数的模拟精度较差:模拟实验的转捩位置可以改善边界层和尾迹区的模拟精度,提高阻力的数值模拟精度。
  • 类X-37运载器气动布局概念设计 免费阅读 收费下载
  • 利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法,提出一种类X-37高超声速飞行器气动外形,进行机体的气动力分析和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平攻角,有较高的容积利用率和机动控制效率,可以作为未来航天飞行器的潜在可行方案。
  • 任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法 免费阅读 收费下载
  • 本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。
  • γ-Reθ转捩模型的标定与应用 免费阅读 收费下载
  • 简单介绍了γ-Reθ转捩模型,并在mbns3d内部软件上实现。应用零压力梯度平板试验数据对关联函数进行了标定,得到了一组关联函数。对A—aerofoil迎角13.1°及13.3°进行了验证计算,结果表明该模型可以比较准确模拟转捩效应,提高了升力、阻力计算精度。随后研究了NLR7301两段翼型,通过应用环量修正及转捩模型提高了阻力计算精度,阻力最大误差控制到4%以内。
  • 带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析 免费阅读 收费下载
  • 针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。
  • 基于SST湍流模型的二维操纵面空化流场研究 免费阅读 收费下载
  • 操纵面是安装在超空泡航行器尾端的关键部件,它的基本功能是提供稳定力矩和操纵力矩。文章基于k-w模型的SST(剪切应力输运)湍流模型,对典型二维操纵面的空化流动进行数值模拟,根据空化流仿真计算的结果,得到了超空泡外形、阻力特性以及升力特性的变化规律,并与水洞实验进行对比。研究结果表明,仿真结果能够很好地与水洞实验保持一致,说明所采用的湍流模型和数值方法能够准确预报空化流问题,为进一步研究空化流问题提供了一定的参考依据。
  • γ-Reθ模式应用于高速边界层转捩的研究 免费阅读 收费下载
  • 应用γ-Reθ转捩模式对超声速、高超声速边界层转捩进行数值模拟。γ-Reθ模式通过求解关于当地雷诺数和间歇因子两个输运方程给出转捩起始位置和转捩区长度等信息。本文对马赫数3.5至7范围内的四种算例进行计算,研究了来流雷诺数、攻角变化和头部钝化半径等关键参数的变化对γ-Reθ模式预测流动转捩性能的影响。给出了壁面摩擦阻力系数、热流值与实验值的对比以及壁面附近间歇因子等值线分布等计算结果。γ-Reθ模式能够正确预测攻角和钝化半径变化时转捩位置和流动参数的变化趋势;在较大雷诺数时计算结果与实验值吻合很好。γ-Reθ模式对于超声速或高超声速边界层转捩的模拟仍需修正和改进。
  • 分裂叶尖概念型风力机叶片的气动设计与数值优化研究 免费阅读 收费下载
  • 针对基于分裂叶尖布局的概念型水平轴风力机的气动特性,利用计算流体力学(CFD)方法展开数值模拟研究,并与自由涡尾迹方法的分析结果进行了验证。在以NRELphaseVI叶片为基本布局的基础上,研究了合理布局的分裂叶尖小翼之间的相互作用对大风速下风力机叶片流动分离与总体气动特性的改善效果。上述数值模拟结果均表明,通过合理设计分裂叶尖布局,叶尖小翼能够产生多个叶尖涡结构,并提供额外的前缘吸力峰值,对中大风速下风力机叶片整体性能起到有利的改善作用;另一方面,原始设计产生的单一集中涡得到分散,流向涡强度以及近尾迹区的诱导影响进一步受到削弱。在此基础上,借助于基因算法分别针对初步计算得到的各叶尖小翼的主要几何参数进行了多目标数值优化,获得了具有较高风能利用效率的分裂叶尖布局设计解集。
  • 基于自由涡尾迹和遗传算法的叶尖小翼气动优化设计 免费阅读 收费下载
  • 风力机叶片采用分裂式叶尖小翼可以改善叶片的气动性能。以风能利用系数最夫和风轮推力系数蚊小为目标,采用自由涡尾迹(FVW)方法与快速非支配排序遗传算法(NSGA—II)耦合对小翼的形状进行优化设计。
  • DSMC方法中的统计噪声分析(李志辉[1,3] 方明[1,2] 唐少强[2])
    有限翼展机翼失速特性控制研究(白亚磊 李鹏)
    末敏子弹气动外形设计与气动特性分析(周志超 赵润祥 韩子鹏 陶钢)
    碳/碳化锆复合材料烧蚀机理和计算方法研究(国义军 桂业伟 童福林 代光月)
    稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究(梁杰[1,2] 阎超[1] 李志辉[2] 李绪国[2])
    [研究简报]
    基于“各向异性”四面体网格聚合的复杂外形混合网格生成方法(赵钟[1] 张来平[1,2] 赫新[1,2])
    飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析(陈钱[1] 白鹏[1] 尹维龙[2] 冷劲松[2] 李锋[1])
    基于各向异性非结构网格的超声速流动自适应计算(邹建锋 盛东 邢菲 张帅 杨永健)
    湍流模型对梯形翼高升力构型的影响(王运涛 洪俊武 孟德虹)
    民用飞机融合式翼梢小翼优化设计(翁晨涛 夏露 李丁)
    等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究(王万波[1,2] 章荣平[1,2] 黄宗波[2] 黄勇[1,2] 王勋年[1,2] 沈志洪[2] 张鑫[2])
    脉动风场的模拟方法及其在输电线路风振计算中的应用(沈国辉[1] 黄俏俏[1] 郭勇[2] 邢月龙[2] 楼文娟[1] 孙炳楠[1])
    结构网格方法对高升力构型的应用研究(洪俊武[1] 王运涛[1] 庞宇飞[2] 孟德虹[1])
    凹面腔尺寸和曲率对激波会聚起爆的影响分析(曾昊[1,2] 何立明[1] 苏建勇[3])
    多段翼型高精度数值模拟技术研究(王运涛 孟德虹 邓小刚)
    类X-37运载器气动布局概念设计(冯毅[1,2] 肖光明[1,2] 唐伟[2] 桂业伟[2])
    任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法(林炳秋)
    γ-Reθ转捩模型的标定与应用(牟斌 江雄 肖中云 陈作斌)
    带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析(骆晓臣 周长省 鞠玉涛)
    基于SST湍流模型的二维操纵面空化流场研究(邬明 孙善春)
    γ-Reθ模式应用于高速边界层转捩的研究(孔维萱 阎超 赵瑞)
    [风能专题]
    分裂叶尖概念型风力机叶片的气动设计与数值优化研究(张震宇[1,2] 王同光[1] 陈立[2] 许波峰[1] 王珑[1] 罗源[1])
    基于自由涡尾迹和遗传算法的叶尖小翼气动优化设计(许波峰 王同光 张震宇 王珑)
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