检索结果-内蒙古大学图书馆

西北工业大学学报 2008年第4期26卷 413-418页

作者：王刚叶正寅西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

发展了一种可以有效模拟三角翼大迎角流动中旋涡破裂现象的脱体涡数值模拟(DES)方法。该方法以非结构混合网格上的雷诺平均N-S方程(RANS)求解方法为基础,引入全隐式双时间格式实现二阶精度的时间离散,通过对Spalart-Allmaras一方程湍流... 详细信息

发展了一种可以有效模拟三角翼大迎角流动中旋涡破裂现象的脱体涡数值模拟(DES)方法。该方法以非结构混合网格上的雷诺平均N-S方程(RANS)求解方法为基础,引入全隐式双时间格式实现二阶精度的时间离散,通过对Spalart-Allmaras一方程湍流模型中的距离因子进行修正使DES方法在近壁面表现为RANS的特征,在远离物面处体现大涡模拟(LES)中亚格子尺度模型的作用。在此基础上,同时运用基于Spalart-Allmaras湍流模型的RANS方法和DES方法对ONERA 70°后掠三角翼在大迎角情况下的非定常分离流动进行了数值模拟,并将两者的计算结果与相关文献中的数值结果和实验结果进行了对比分析。结果表明:与RANS方法相比,DES方法可以更真实地模拟出高雷诺数下三角翼主体分离旋涡破裂后的非定常流动特征。

关键词：非结构网格双时间算法 N—S方程 DES方法湍流模型

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基于模糊逻辑方法的涵道风扇飞行器非定常气动力建模及应用

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西北工业大学学报 2014年第6期32卷 849-856页

作者：杨磊叶正寅西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵... 详细信息

为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵道风扇飞行器纵向非定常气动力模型,该模型考虑了涵道风扇飞行器俯仰运动时的非定常效应及气动力与发动机转速的耦合效应,对涵道风扇飞行器非定常气动力具有较高精度的描述。使用该模型求解涵道风扇飞行器六自由度方程,进行时域仿真,仿真结果表明涵道风扇飞行器高度和速度的指令跟踪性能良好,低速飞行性能良好,过渡阶段姿态稳定。

关键词：涵道风扇飞行器非定常气动力模型模糊逻辑模型时域仿真

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旋翼/机身干扰非定常流场数值模拟(英文)

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空气动力学学报 2010年第2期28卷 162-167页

作者：许和勇叶正寅王刚史爱明西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

基于非结构动态嵌套网格方法对直升机旋翼/机身干扰非定常流场进行了三维Euler方程数值模拟。嵌套网格系统由包含旋翼的运动区网格和包含机身的静止区网格组成,两区网格均来自于同一套初始的整体非结构网格,人工边界以及初始的插值贡献... 详细信息

基于非结构动态嵌套网格方法对直升机旋翼/机身干扰非定常流场进行了三维Euler方程数值模拟。嵌套网格系统由包含旋翼的运动区网格和包含机身的静止区网格组成,两区网格均来自于同一套初始的整体非结构网格,人工边界以及初始的插值贡献单元对应关系在网格分区时同时确定。在非定常计算中两区网格始终存在一定的重叠区域,无需重新建立人工边界。高效的贡献单元搜索算法可以根据初始的插值贡献单元对应关系很快更新每一个真实时间步上的贡献单元对应关系。为了准确计入旋翼桨叶的挥舞和变距变形,在运动区网格中引入线性弹簧方法。采用非定常Euler方程和双时间推进方法模拟了美国佐治亚理工学院旋翼/机身干扰实验外形非定常流场,计算结果与实验值以及文献的计算值相吻合。

关键词：嵌套网格旋翼/机身干扰非定常流场贡献单元

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新型浮升一体化飞艇的总体性能和应用研究

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工程力学 2013年第3期30卷 437-444,458页

作者：李峰叶正寅高超西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

开发具有高气动效率的浮升一体化飞艇对高空信息平台的发展具有重要的科学研究价值。基于NACA系列翼型的新型排翼式浮升一体化飞艇不仅具有相当可观的体积效率,而且还有较好的气动性能。为了综合考察排翼式浮升一体化飞艇的实用价值和... 详细信息

开发具有高气动效率的浮升一体化飞艇对高空信息平台的发展具有重要的科学研究价值。基于NACA系列翼型的新型排翼式浮升一体化飞艇不仅具有相当可观的体积效率,而且还有较好的气动性能。为了综合考察排翼式浮升一体化飞艇的实用价值和经济收益,以更具有工程应用前景的平流层为设计平台,在一定的总设计载荷条件下,研究了排翼式布局的浮升特性,并对其总体性能和技术参数进行了详细的分析和评估。研究表明:在一定的速度范围内,排翼式浮升一体化飞艇具有优良的总体性能和实用价值。浮升一体化布局可以以更小的代价使飞艇的自重降低,有效载荷和单位生产率提高,因此在飞艇的的设计中不应一味追求阻力的最小化,而需要在低阻力与小尺寸之间进行权衡和折衷。

关键词：流体力学飞艇浮升一体化排翼式总体性能

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基于近似边界条件的翼型跨声速颤振数值模拟研究

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西北工业大学学报 2008年第2期26卷 254-258页

作者：朱标乔志德高超西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

采用近似边界条件对二维翼型的跨声速颤振进行了数值模拟。计算网格采用静止的笛卡儿网格,通过薄翼和机翼小变形假设,使用一阶近似边界条件求解欧拉方程;由于文中方法在计算过程中不需要重新生成网格,节省了大量的时间。计算了Isogai机... 详细信息

采用近似边界条件对二维翼型的跨声速颤振进行了数值模拟。计算网格采用静止的笛卡儿网格,通过薄翼和机翼小变形假设,使用一阶近似边界条件求解欧拉方程;由于文中方法在计算过程中不需要重新生成网格,节省了大量的时间。计算了Isogai机翼模型的颤振边界,与参考文献的计算结果吻合良好,证明了基于近似边界条件的跨声速颤振数值模拟方法的高效性和准确性。

关键词：近似边界条件笛卡尔网格颤振欧拉方程

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响应面方法在跨声速翼型气动优化设计中的应用研究

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西北工业大学学报 2006年第2期24卷 232-236页

作者：熊俊涛乔志德韩忠华西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计研究。通过采用分次优化、逐步逼近的方法有效地解决了应用响应面方法进行多变量优化设计时拟合精度较低的问题。首先进行了翼型的反设计来验证该方法的可靠性,然后进行了跨声速翼型减阻... 详细信息

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计研究。通过采用分次优化、逐步逼近的方法有效地解决了应用响应面方法进行多变量优化设计时拟合精度较低的问题。首先进行了翼型的反设计来验证该方法的可靠性,然后进行了跨声速翼型减阻优化设计。流场控制方程均采用N-S方程。响应面模型采用完全二阶多项式来构造,试验点的选取满足D优化准则。优化设计算例表明:进行分次优化所构造的模型精度满足设计要求,优化结果误差均小于1%;方法实用有效,减阻设计中阻力系数减少了19.34%。

关键词：响应面方法翼型优化设计可靠性

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基于线性稳定性理论的转捩控制试验

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航空学报 2009年第12期30卷 2275-2279页

作者：李悦立李栋杨永左岁寒西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

使用线化稳定性理论研究了某后掠机翼试验模型在风洞试验条件下可能的试验结果。在当前试验条件下,三维边界层中横流驻波的不同波长扰动发展趋势不同,根据理论分析和数值计算给出了最大放大率波长为4.0 mm。通过升华法试验验证了理论分... 详细信息

使用线化稳定性理论研究了某后掠机翼试验模型在风洞试验条件下可能的试验结果。在当前试验条件下,三维边界层中横流驻波的不同波长扰动发展趋势不同,根据理论分析和数值计算给出了最大放大率波长为4.0 mm。通过升华法试验验证了理论分析与数值计算结果。在试验中使用丝网印刷技术在后掠机翼前缘添加粗糙带,成功地引入了理论计算的最大放大率波长。根据预期影响了三维边界层的转捩。

关键词：线性稳定性理论后掠机翼横流驻波自然层流转捩丝网印刷粗糙带转捩控制

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基于激励盘理论的螺旋桨滑流数值模拟研究

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空气动力学学报 2012年第2期30卷 219-222,232页

作者：夏贞锋罗淞杨永西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

针对螺旋桨滑流流动复杂、非定常数值模拟难度大的问题,对激励盘模型进行深入研究,提高其对滑流模拟的精度。首先根据非定常数值模拟单独螺旋桨流动结果确定激励盘载荷。分析了考虑旋向载荷分布对滑流数值模拟的重要性。采用激励盘模型... 详细信息

针对螺旋桨滑流流动复杂、非定常数值模拟难度大的问题,对激励盘模型进行深入研究,提高其对滑流模拟的精度。首先根据非定常数值模拟单独螺旋桨流动结果确定激励盘载荷。分析了考虑旋向载荷分布对滑流数值模拟的重要性。采用激励盘模型得到的定常滑流速度分布与螺旋桨非定常滑流的时间平均结果非常吻合,且采用激励盘理论能够明显地缩短模拟时间,在工程应用中具有很大的优势。

关键词：螺旋桨滑流激励盘非定常

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基于非结构运动对接网格的旋翼前飞流场数值模拟

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空气动力学学报 2007年第3期25卷 325-329页

作者：许和勇叶正寅王刚史爱明西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

发展了一种基于线性弹簧理论的非结构运动对接网格方法,通过求解非定常Euler方程模拟了旋翼的前飞流场。利用运动区网格的转动模拟旋翼的旋转运动,并运用线性弹簧动态网格技术处理旋翼的挥舞和变距运动,方程求解中采用一种精度较高的插... 详细信息

发展了一种基于线性弹簧理论的非结构运动对接网格方法,通过求解非定常Euler方程模拟了旋翼的前飞流场。利用运动区网格的转动模拟旋翼的旋转运动,并运用线性弹簧动态网格技术处理旋翼的挥舞和变距运动,方程求解中采用一种精度较高的插值和重构方法。算例表明,本文的方法能够有效地模拟旋翼的前飞流场。

关键词：线性弹簧理论运动对接网格旋翼前飞流场重构方法

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超声速大迎角分离流中三种湍流模型的比较研究

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空气动力学学报 2006年第3期24卷 371-374,379页

作者：杨永段毅张强西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

通过对雷诺平均N-S方程的数值求解,模拟了细长旋成体在超声速大迎角下的流场,比较了S-A,SST和EASM三种湍流模型。不同轴向位置的物面周向压力分布和实验结果的对比结果表明:湍流模型对物面压力分布影响较大。横截面流态分析表明,空间主... 详细信息

通过对雷诺平均N-S方程的数值求解,模拟了细长旋成体在超声速大迎角下的流场,比较了S-A,SST和EASM三种湍流模型。不同轴向位置的物面周向压力分布和实验结果的对比结果表明:湍流模型对物面压力分布影响较大。横截面流态分析表明,空间主体涡结构受湍流模型影响不大,靠近壁面的二次分离涡的模拟精度和湍流模型密切相关。弹体积分气动力受湍流模型影响不大,和实验结果相当吻合。

关键词： SST EASM AUSM^+-up 湍流模型细长体

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