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基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计 预览
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作者 廖振荣 郭兆电 +1 位作者 何大全 耿延升 《气体物理》 2019年第3期42-53,共12页
相对常规悬臂梁布局飞机,支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角,从而可以减小诱导阻力、波阻,并增加层流范围,是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计,在巡航Mac... 相对常规悬臂梁布局飞机,支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角,从而可以减小诱导阻力、波阻,并增加层流范围,是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计,在巡航Mach数为0.7,设计升力系数为0.6的条件下,支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%,而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%,设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究,研究结果表明:支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大. 展开更多
关键词 支撑机翼 高亚声速 N-S方程 气动外型设计 气动干扰
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飞行器红外辐射计算及图像生成技术研究 预览
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作者 吴沿庆 廖守亿 +2 位作者 张作宇 李晨霖 花超 《红外技术》 CSCD 北大核心 2018年第12期1155-1160,共6页
飞行器红外成像的关键技术是将接收的红外辐射能量转换为可见的灰度图像。基于飞行器红外辐射特性和红外传感器的成像原理,提出了一种利用射线跟踪(Ray tracing)结合反向蒙特卡洛法(RMC)的飞行器目标红外辐射图像生成技术的实现方法。... 飞行器红外成像的关键技术是将接收的红外辐射能量转换为可见的灰度图像。基于飞行器红外辐射特性和红外传感器的成像原理,提出了一种利用射线跟踪(Ray tracing)结合反向蒙特卡洛法(RMC)的飞行器目标红外辐射图像生成技术的实现方法。首先利用三维建模软件建立飞行器的几何模型,并利用商业软件ICEM对模型进行网格划分,然后基于流体力学基本守恒定律——N-S方程组的基本原理,利用Fluent软件对飞行器外流场进行数值模拟,获得飞行器的温度场分布,最后利用反向蒙特卡洛法对射线的辐射传递过程进行概率模拟计算,利用MODTRAN进行了大气传输衰减的透过率计算,利用射线跟踪技术获得了飞行器的红外辐射图像。 展开更多
关键词 红外辐射图像 N-S方程组 数值模拟 射线跟踪 反向蒙特卡洛法
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可降低气动热效应的类凹腔外形优化设计 预览
3
作者 刘芙群 李波 +1 位作者 孙晓峰 张亮 《航天器环境工程》 2018年第3期205-209,共5页
针对飞行器上由凸起物形成的类凹腔气动加热问题,采用数值方法求解三维N-S方程,研究了类凹腔外形结构的高超声速气动加热规律,获得了三维高超声速流场和局部热流分布,并详细分析了局部的流场结构和气动加热机理。针对凹腔前壁面热流密... 针对飞行器上由凸起物形成的类凹腔气动加热问题,采用数值方法求解三维N-S方程,研究了类凹腔外形结构的高超声速气动加热规律,获得了三维高超声速流场和局部热流分布,并详细分析了局部的流场结构和气动加热机理。针对凹腔前壁面热流密度过高的问题,提出并验证了一种降低前壁面边缘热流密度的优化外形,将前壁面的热流密度降低至优化前的20%左右。 展开更多
关键词 气动热效应 类凹腔结构 N-S方程 外形优化设计
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Least Square Finite Element Method for Viscous Splitting of Unsteady Incompressible Navier–Stokes Equations 预览
4
作者 SHUI Qing-xiang WANG Da-guo +1 位作者 HE Zhi-liang HUANG Jin 《中国海洋工程:英文版》 SCIE EI CSCD 2018年第4期490-500,共11页
In order to solve unsteady incompressible Navier–Stokes(N–S)equations,a new stabilized finite element method,called the viscous-splitting least square FEM,is proposed.In the model,the N–S equations are split into d... In order to solve unsteady incompressible Navier–Stokes(N–S)equations,a new stabilized finite element method,called the viscous-splitting least square FEM,is proposed.In the model,the N–S equations are split into diffusive and convective parts in each time step.The diffusive part is discretized by the backward difference method in time and discretized by the standard Galerkin method in space.The convective part is a first-order nonlinear equation.After the linearization of the nonlinear part by Newton’s method,the convective part is also discretized by the backward difference method in time and discretized by least square scheme in space.C0-type element can be used for interpolation of the velocity and pressure in the present model.Driven cavity flow and flow past a circular cylinder are conducted to validate the present model.Numerical results agree with previous numerical results,and the model has high accuracy and can be used to simulate problems with complex geometry. 展开更多
关键词 UNSTEADY INCOMPRESSIBLE N–S equations VISCOUS SPLITTING NewtoN’s METHOD least square finite element METHOD driven cavity FLOW FLOW past a circular cylinder
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NEW PROOFS OF THE DECAY ESTIMATE WITH SHARP RATE OF THE GLOBAL WEAK SOLUTION OF THE n-DIMENSIONAL INCOMPRESSIBLE NAVIER-STOKES EQUATIONS
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作者 Linghai Zhang 《应用数学年刊:英文版》 2018年第4期416-438,共23页
Consider the Cauchy problem for the n-dimensional incompressible Navier- Stokes equations:■/■t-α△u+(u·▽)u+▽p = f(x,t), with the initial condition u(x,O)= U0(x) and with the incompressible conditions ▽·... Consider the Cauchy problem for the n-dimensional incompressible Navier- Stokes equations:■/■t-α△u+(u·▽)u+▽p = f(x,t), with the initial condition u(x,O)= U0(x) and with the incompressible conditions ▽·u = 0,▽·f = 0 and ▽· u0 = 0. The spatial dimension n ≥ 2. Suppose that the initial function u0∈ L^1(R^n∩ L^2(R^n) and the external force f∈L^1(R^n×R^+)∩ L^1(R^+, L^2(R^n)). It is well known that there holds the decay estimate with sharp rate:(1+t)^1+n/2∫Rn|u(x,t)|2dx≤C, for all time t > 0, where the dimension n≥2, C > 0 is a positive constant, independent of u and (x,t). The main purpose of this paper is to provide two independent proofs of the decay estimate with sharp rate, both are complete, systematic, simplified proofs, under a weaker condition on the external force. The ideas and methods introduced in this paper may have strong influence on the decay estimates with sharp rates of the global weak solutions or the global smooth solutions of similar equations, such as the n-dimensional magnetohydrodynamics equations, where the dimension n≥2. 展开更多
关键词 n-dimensional INCOMPRESSIBLE Navier-Stokes equations global weak solution decay estimate with SHARP RATE Fourier transformation Parseval’s identity Gronwall’s inequality
在增升装置上安装涡流发生器的应用
6
作者 张冰凌 徐芳芳 《飞机设计》 2016年第1期21-24,共4页
通过求解雷诺平均N-S方程组,完成了涡流发生器绕流流场及其气动影响的数值模拟。通过对安装单个涡流发生器的平板绕流进行数值模拟,验证了计算方法的合理性。在多段机翼的后缘襟翼上安装一排涡流发生器,可以提高升阻比,改善气动特性。
关键词 N-S方程组 涡流发生器 气动特性
基于N-S方程的飞机风挡雨刷气动力计算 预览
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作者 苗新宇 朱永峰 胡泱 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期797-802,共6页
风挡雨刷在飞行过程中易出现被气流吹离复位位置、飘起现象,阻碍飞行员视野,严重影响飞行安全。选取某型机风挡雨刷作为优化对象,采用了结构、非结构混合网格的办法,在机身壁面附近生成结构化网格,在雨刷机构表面生成非结构化网格,用Int... 风挡雨刷在飞行过程中易出现被气流吹离复位位置、飘起现象,阻碍飞行员视野,严重影响飞行安全。选取某型机风挡雨刷作为优化对象,采用了结构、非结构混合网格的办法,在机身壁面附近生成结构化网格,在雨刷机构表面生成非结构化网格,用Interface面将两部分结合生成雨刷最终计算模型。利用Fluent软件,基于N-S方程和S-A湍流模型,采用时间平均法对不可压缩流的参数进行时均化,计算了不同飞行状态下,风挡雨刷在复位位置以不同角度停放及增加扰流板时所受气动力,对风挡雨刷的外形及停放角度进行优化,比较分析了优化前后雨刷所受气动力。仿真计算结果表明,雨刷合理的停放角度、在刷臂上加装扰流板能有效引导风挡雨刷迎风面气流的方向,从而减小雨刷迎风面所受气动力。通过试飞验证了数值计算的可靠性及优化方案的可行性,为风挡雨刷预紧力的设置及复位位置的确定提供依据。 展开更多
关键词 风挡雨刷 N-S方程 飞机 气动力 优化设计 扰流板 力矩
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直升机典型城区环境流场计算与试验 预览 被引量:2
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作者 孙伟 孙朋朋 林永峰 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2016年第2期218-223,共6页
首先,针对典型城区模型,在黏性非结构直角网格上求解了三维Navier-Stokes(N-S)方程,并通过数值模拟计算了典型城区环境流场。其次,采用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)技术开展了城区流场测量试验研究。最后,通过对... 首先,针对典型城区模型,在黏性非结构直角网格上求解了三维Navier-Stokes(N-S)方程,并通过数值模拟计算了典型城区环境流场。其次,采用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)技术开展了城区流场测量试验研究。最后,通过对比试验与计算结果分析了典型城区流场特性。 展开更多
关键词 城区流场 直角网格 N-S方程 粒子图像测速
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改进的基于特征线的N-S方程算子分裂有限元法 预览
9
作者 水庆象 王大国 沈连山 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2016年第4期381-392,共12页
基于特征线的Navier-Stokes(N-S)方程算子分裂有限元法(CBOS有限元法)的核心是在每一个时间层上,采用算子分裂法将N-S方程的对流项和扩散项分开求解;对流项的求解过程借鉴了简单显式特征线时间离散,显式求解。该文在原CBOS有限元法... 基于特征线的Navier-Stokes(N-S)方程算子分裂有限元法(CBOS有限元法)的核心是在每一个时间层上,采用算子分裂法将N-S方程的对流项和扩散项分开求解;对流项的求解过程借鉴了简单显式特征线时间离散,显式求解。该文在原CBOS有限元法基础上推导了一种更加精确的对流项显式离散方法。通过自编程序对方腔流进行数值模拟,表明该算法具有更高的计算精度。低雷诺数下圆柱绕流计算所得的阻力系数、升力系数、斯特劳哈数等与已有数据较为接近,表明该文中算法能较准确地模拟圆柱绕流的流场特性;最后,文中分析了Re=200时圆柱绕流在一个周期内所受升力变化与对应流场中压力和流线演化的关系。 展开更多
关键词 N-S方程 CBOS有限元法 方腔流 圆柱绕流
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水滴撞击飞溅效应对过冷大水滴结冰影响研究 预览 被引量:1
10
作者 桑为民 贾韫泽 鲁天 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期739-746,共8页
过冷大水滴(SLD)结冰的结冰量较大、位置靠后且容易形成复杂冰型,对飞机气动性能和飞行安全具有更大危害性。在结冰过程数值模拟的基础上,针对SLD条件下水滴撞击的飞溅效应及其对成冰过程影响进行研究。采用结构化网格和中心有限体积... 过冷大水滴(SLD)结冰的结冰量较大、位置靠后且容易形成复杂冰型,对飞机气动性能和飞行安全具有更大危害性。在结冰过程数值模拟的基础上,针对SLD条件下水滴撞击的飞溅效应及其对成冰过程影响进行研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解N-S方程获得空气流场,运用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的Messinger热力学模型进行翼面结冰模拟。对SLD结冰,采用飞溅碰撞模型,分析了水滴飞溅现象及其对SLD结冰过程的影响,完成了典型翼型结冰算例的数值模拟和分析讨论,与参考文献和试验结果的对比,说明了文中计算模型及计算方法在模拟SLD结冰的撞击飞溅效应时是可行和正确的,获得的影响规律和结论对于深入研究SLD结冰具有重要的参考价值。 展开更多
关键词 飞机结冰 过冷大水滴 水滴飞溅 拉格朗日方法 N-S方程
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旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD 模拟及参数分析 预览 被引量:6
11
作者 赵国庆 招启军 王清 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第1期72-81,共10页
构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩 RANS 方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的 CFD 方法。首先,发展了基于 Poisson 方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运... 构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩 RANS 方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的 CFD 方法。首先,发展了基于 Poisson 方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于 RANS 方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的 S-A 湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时 L-B 半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于 Pletcher-Chen 低速预处理方法、FAS 多重网格法和隐式 LU-SGS 方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对 NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。 展开更多
关键词 旋翼 翼型 动态失速 N-S 方程 运动嵌套网格 参数分析
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基于代理模型的飞翼多目标气动优化设计 预览 被引量:3
12
作者 刘俊 宋文萍 韩忠华 《航空计算技术》 2015年第2期1-5,9共6页
针对飞翼布局飞行器,采用雷诺平均N-S方程(RANS)计算流场,使用基于代理模型的多目标优化方法进行了同时考虑起飞性能和巡航性能的多点多目标气动优化设计。在设计过程中,将飞翼的平面形状、剖面形状及扭转角同时作为设计变量(共58个... 针对飞翼布局飞行器,采用雷诺平均N-S方程(RANS)计算流场,使用基于代理模型的多目标优化方法进行了同时考虑起飞性能和巡航性能的多点多目标气动优化设计。在设计过程中,将飞翼的平面形状、剖面形状及扭转角同时作为设计变量(共58个设计变量),将提高起飞时的升力系数和提高巡航升阻比为设计目标,以起飞状态和巡航状态的力矩系数作为气动约束,并以飞翼平面面积不减和剖面厚度不减作为几何约束。通过采用基于Kriging模型的多目标优化方法,以较小的计算花费得到了较好的Perato前沿。取Pareto前沿中一个最优解与基准外形的性能进行了对比,结果显示,优化外形的性能较基准外形的气动性能得到全面大幅提高且所有约束得到严格满足。 展开更多
关键词 飞翼 优化设计 多目标 KRIGING模型 PARETO前沿 N-S方程
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横向喷流对鸭式导弹滚转特性影响研究 预览 被引量:1
13
作者 周培培 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第4期475-480,共6页
通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流... 通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流场进行了数值模拟,并且计算分析了横向喷流对鸭式布局导弹滚转控制特性的影响,计算结果表明,横向喷流可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。 展开更多
关键词 横向喷流 鸭式布局导弹 N-S方程 数值模拟
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过渡状态倾转旋翼气动力模拟的高效CFD方法 预览 被引量:3
14
作者 李鹏 招启军 +1 位作者 汪正中 王博 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2015年第2期189-197,共9页
为显著减少倾转旋翼过渡飞行时气动力CFD模拟的计算代价,提出并建立了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效混合CFD方法.首先,提出了适合于过渡状态模拟的嵌套用格系统,并发展了相应的挖洞和贡献单元搜寻方法.在此基础上,结合叶素理... 为显著减少倾转旋翼过渡飞行时气动力CFD模拟的计算代价,提出并建立了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效混合CFD方法.首先,提出了适合于过渡状态模拟的嵌套用格系统,并发展了相应的挖洞和贡献单元搜寻方法.在此基础上,结合叶素理论和动量理论建立了旋翼气动力模拟的简化虚拟桨盘模拟方法(Virtual rotor model,VBM).为了能够分析倾转旋翼气动力的细节特性,多层运动嵌套网格系统和单指令多数据流(Single program multiple data,SPMD)并行技术被引入来建立精确的旋翼模拟方法(Real blade model,RBM).然后,通过将VBM和RBM方法结合,构建了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效(Hybrid blade model,HBM)方法.最后,通过对有试验值对比的悬停状态典型旋翼和7A旋翼分别验证了VBM和RBM方法的有效性.分别采用3种方法预测了过渡状态不同倾转角下旋翼的气动特性,VBM表现出最优的计算效率,能用于倾转旋翼总体气动性能的分析.HBM方法在保证流场求解精度的基础上,相对于高精度的RBM方法节省了1/3的计算时间. 展开更多
关键词 倾转旋翼 过渡状态 气动力 N-S方程 混合CFD方法 并行计算
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非定常不可压N-S方程的最小二乘算子分裂有限元法数值求解 预览 被引量:1
15
作者 水庆象 王大国 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第5期640-645,共6页
采用最小二乘算子分裂有限元法求解非定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,即在每个时间层上采用算子分裂法将N-S方程分裂成扩散项和对流项,这样既能考虑对流占优特点又能顾及方程的扩散性质。扩散项是一个抛物型方程,时间离散采用向后... 采用最小二乘算子分裂有限元法求解非定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,即在每个时间层上采用算子分裂法将N-S方程分裂成扩散项和对流项,这样既能考虑对流占优特点又能顾及方程的扩散性质。扩散项是一个抛物型方程,时间离散采用向后差分格式,空间离散采用标准Galerkin有限元法。对流项的时间项采用后向差分格式,非线性部分用牛顿法进行线性化处理,再用最小二乘有限元法进行空间离散,得到对称正定的代数方程组系数矩阵。采用Re=1000的方腔流对该算法的有效性进行检验,表明其具有较高的精度,能够很好地捕捉流场中的涡结构。同时,对圆柱层流绕流进行了数值研究,通过流线图、压力场、阻力系数、升力系数及斯特劳哈数等结果的分析与对比,表明本文算法对于模拟圆柱层流绕流是准确和可靠的。 展开更多
关键词 最小二乘算子分裂有限元法 N-S方程 方腔流 圆柱绕流
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基于物理模型的实时烟雾模拟 预览 被引量:1
16
作者 汪继文 杨贤达 《计算机技术与发展》 2014年第1期122-125,共4页
针对使用直接绘制法渲染烟雾时,在高网格分辨率下实时性差的问题,文中提出了一种新的基于纹理的烟雾渲染算法。该算法采用不可压缩的Navier—Stokes方程作为烟雾模拟的基本物理计算模型,从而保证烟雾物理运动的真实性,同时利用OpenG... 针对使用直接绘制法渲染烟雾时,在高网格分辨率下实时性差的问题,文中提出了一种新的基于纹理的烟雾渲染算法。该算法采用不可压缩的Navier—Stokes方程作为烟雾模拟的基本物理计算模型,从而保证烟雾物理运动的真实性,同时利用OpenGL中的纹理映射技术渲染烟雾,保证了烟雾渲染效果真实,烟雾模拟细节更能体现出来;另外文中还给出了在烟雾中添加障碍物时边界条件的计算方式。模拟实验结果表明,该算法既能满足烟雾模拟的实时性,又能真实有效地模拟烟雾流动情况。 展开更多
关键词 流体动力学 烟雾模拟 N—S方程 实时渲染 边界条件
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基于结构网格的栅格翼绕流数值模拟 预览 被引量:7
17
作者 周培培 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第3期334-338,共5页
针对栅格翼这种复杂的构造形式,采取有效的多块结构网格生成策略,对栅格翼导弹生成高质量贴体的结构网格。在此基础上,通过求解 N-S 方程,对栅格翼导弹亚、跨、超声速绕流流场进行了数值模拟。计算结果与风洞试验结果吻合较好,能... 针对栅格翼这种复杂的构造形式,采取有效的多块结构网格生成策略,对栅格翼导弹生成高质量贴体的结构网格。在此基础上,通过求解 N-S 方程,对栅格翼导弹亚、跨、超声速绕流流场进行了数值模拟。计算结果与风洞试验结果吻合较好,能够准确地捕捉到栅格框内复杂流场的流动特性,从而结构网格生成策略与计算方法得到验证,为栅格翼导弹绕流流场的精确数值模拟提供了技术途径。 展开更多
关键词 栅格翼 多块结构网格 N-S 方程 数值模拟
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非稳态传热与流动离散格式的相容性对计算效率影响的研究 预览 被引量:1
18
作者 陈春 杜培楠 +2 位作者 徐太贵 宝月 高博翔 《当代化工》 CAS 2014年第8期1572-1576,共5页
相容性研究一般针对差分格式,除DuFort-Frankel与Lax-Friedrichs等经典条件相容格式,计算中还存在其他类似格式,如非线性方程,离散方程的系数是待求变量的函数时,采用显式计算系数,而待求变量采用隐式所导致的条件相容格式,本文... 相容性研究一般针对差分格式,除DuFort-Frankel与Lax-Friedrichs等经典条件相容格式,计算中还存在其他类似格式,如非线性方程,离散方程的系数是待求变量的函数时,采用显式计算系数,而待求变量采用隐式所导致的条件相容格式,本文称为显隐结合格式。主要研究了导热系数为温度函数的显式表示带来的相容性问题、SIMPLE算法求解流动方程时动量方程离散系数与压力修正方程离散系数只做一次更新带来的相容性问题。研究表明非所有的条件相容格式都会降低数值计算效率,研究结果对加深相容性的理解与应用起到积极作用。 展开更多
关键词 SIMPLE N-S方程 相容性 计算效率
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欧拉两相流法在翼型积冰中的应用 被引量:2
19
作者 李鑫 白俊强 +1 位作者 王昆 史亚云 《中国科学:物理学、力学、天文学》 CSCD 北大核心 2014年第3期258-266,共9页
摘要应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行... 摘要应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行对比,结果吻合良好,说明该方法是有效的.同时对积冰翼型的气动特性进行了分析,并比较了不同冰形对升、阻力的影响,计算结果显示明冰对气动特性的破坏最大. 展开更多
关键词 欧拉两相流 数值模拟 N-S方程 气动特性
旋翼翼型定常-非定常特性综合优化设计新方法 预览 被引量:1
20
作者 招启军 王清 赵国庆 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第3期355-363,共9页
旋翼翼型对直升机旋翼及全机气动特性有至关重要的影响。结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,本文提出了一种新的旋翼翼型设计理念,即定常优化设计同非定常设计相结合的方法来开展直升机旋翼专用翼型的优化设计。首先,建立旋翼翼型... 旋翼翼型对直升机旋翼及全机气动特性有至关重要的影响。结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,本文提出了一种新的旋翼翼型设计理念,即定常优化设计同非定常设计相结合的方法来开展直升机旋翼专用翼型的优化设计。首先,建立旋翼翼型非定常气动特性的高精度CFD求解方法,以获得旋翼翼型在相应状态下的升力、阻力和力矩等气动参数。其次,针对旋翼翼型优化状态的特点,对于翼型静态优化及动态失速优化分别采用遗传算法和序列二次规划算法。在上述方法建立基础上,首先针对定常状态下的原始翼型(SC1095)进行优化设计,获得一个满足设计要求的静态优化翼型,进一步着重对该翼型在非定常状态下进行优化设计,成功地得到一种新翼型,并具有非常规外观。结果表明,在设计状态下,新翼型在保持良好定常气动特性的同时,明显减弱了动态失速状态下的分离涡,从而显著改善了翼型的动态失速特性。 展开更多
关键词 旋翼 翼型 优化 动态失速 N-S方程 气动特性
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