搜索结果: 1-15 共查到“三角翼”相关记录39条 . 查询时间(0.171 秒)
65°三角翼亚音速复杂流场计算和数据可视化
数据可视化 混合网格 有限体积法 旋涡运动 VFE-2 second international vortex flow experiment 三角翼
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2019/3/9
提出一种基于非结构混合网格和有限体积法的有效计算策略，对第二期国际涡流试验项目（secondinternational vortex flow experiment，VFE-2）的尖前缘65°三角翼在马赫数0.4，迎角20.3°，雷诺数2×106条件下的亚音速复杂流场结构进行数值模拟，重点探讨了基于计算数据进行该类型复杂涡系干扰表面和空间流场关键特征提取和数据可视化问题.通过与相关试验类比，建立了...
采用高阶精度WCNS格式和γ-Reθ转捩模型对VFE-2中等半径钝前缘三角翼进行了数值模拟,重点研究了前缘转捩对钝前缘三角翼涡结构的影响。计算结果与试验进行了详细对比,表明钝前缘三角翼的前缘分离涡发生在翼尖下游,在特定雷诺数下其具体发生位置受转捩因素影响,采用全湍流模型计算会推迟分离,而耦合转捩模型后的计算结果和试验吻合很好。然后基于耦合转捩模型方法,对钝前缘三角翼涡结构随迎角变化进行了模拟。计算...
采用基于两方程k-ω-SST模型的iDDES方法对80°/65°双三角翼涡破裂流动进行了数值模拟,获得了迎角α=30°~40°范围内,涡破裂在双三角翼主翼面上方发生时的气动力、表面压力、空间涡结构、湍动能等流动信息,在与风洞实验充分比对的基础上,详细分析了涡破裂发生时的涡破裂形态,表面压力均方根值分布,非定常气动力、表面压力脉动等流动特征,对涡破裂与气动力频谱、表面压力/压力脉动、空间速度、湍动能...
低速三角翼纳秒脉冲等离子体激励实验
钝前缘 三角翼 激励位置
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2014/12/11
在30m/s来流速度下，进行了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励改善47°后掠角钝前缘三角翼气动特性的测力实验.为寻求优化的激励位置，实验研究了5种不同激励位置的流动控制效果.实验结果表明：激励位置对流动控制效果有决定性影响，位于三角翼前缘的等离子体气动激励能有效改善三角翼的气动特性，推迟失速，而上翼面不同展向位置的等离子体气动激励的流动控制效果十分微弱；激励频率是流动控制效果的重要影响因子，激...
三角翼布局气动特性及流动机理研究
三角翼布局 旋涡 气动特性 数值模拟
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2013/11/28
采用流场解算器TRIP2.0 (Trisonic Platform version 2.0)，在与风洞测力试验比较的基础上，研究了多种跨超声速来流状态下某三角翼布局基本外形气动特性以及前缘涡的产生和发展。数值模拟结果揭示了在不同马赫数、攻角、侧滑角条件下，前缘涡的产生、发展和破裂过程及其对气动特性的影响。在背风区旋涡结构随马赫数的变化关系上，数值模拟结果显示，亚声速旋涡破裂发生在逆压区，破裂从涡轴...
中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究
双涡结构 三角翼 旋涡流场
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2013/9/2
采用数值计算的方法，对前缘后掠角为50°的三角翼布局在不同迎角下的绕流结构及其演化进行了研究。在不同迎角下，计算的压力分布与实验结果吻合较好。对数值计算的流场结构分析发现：对于中等后掠角三角翼，在一定的雷诺数和迎角下，在机翼翼面上会出现前缘双涡结构。其形成取决于三角翼前缘附近三维分离产生的自由剪切层强度和涡轴方向的速度分量之间的大小关系。一般而言，当涡轴的速度大到足以将剪切层涡量带走时，在机翼前缘...
在绕三角翼的跨声速流动中,随着迎角的增加,三角翼上的涡破裂位置会出现突然前移的现象。针对这一与亚声速下不同的流动现象,采用带曲率修正的Spalart-Allmaras(SAR)湍流模型,求解定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,对不同迎角下绕65°后掠尖前缘三角翼的跨声速流动进行数值模拟,并在此基础上,采用基于SAR湍流模型的脱体涡模拟(DES)方法,对由激波干扰导致的前缘涡破裂...
带副翼偏转的三角翼自由滚转运动数值模拟
副翼偏转 自由滚转运动 网格变形 涡破裂
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2012/4/20
通过耦合求解非定常Euler/Navier-Stokes方程和单自由度滚转运动方程,对带副翼偏转的65°后掠角尖前缘三角翼WI1-SLE自由滚转运动进行了研究,Navier-Stokes方程的求解采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)。在多块结构网格上,应用基于弧长的无限插值理论(TFI)生成变形网格,实现副翼偏转,而三角翼的滚转运动则通过网格的整体旋转实现。结果表...
高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究
WCNS 三角翼 湍流模型 大攻角
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2013/9/3
采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场，主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力，重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程，采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术，两种湍流模型...
基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性...
双三角翼拉升流场特性数值模拟研究
NND格式 数值模拟 双三角翼 拉升运动
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2014/5/20
发展了适用于双三角翼大攻角非定常分离流场模拟的数值方法,开展双三角翼拉升运动的动态流场特性研究。通过减缩频率、转轴位置和起始攻角的变化,仔细分析了这些运动参数对动态流场施加影响的物理机制,有利于提高对双三角翼在拉升条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。
通过求解三维定常雷诺时均方程,采用剪切应力输运(SST)湍流模型,在亚声速范围内,分别对融合体前体-三角翼组合体和旋成体前体-三角翼组合体流场中翼涡破裂现象进行了数值模拟。模拟结果显示:与旋成体前体相比,在中、大迎角时,融合体前体的分离涡,涡量集中、强度高,进入机翼上方流场后,能够与翼涡密切耦合,彻底地改变翼涡强度的分布状态,显著地延迟翼涡破裂。在此基础上,对融合体前体延迟翼涡破裂的机理进行了深入...
建立了高精度的气动弹性计算模型,对切尖三角翼风洞试验中的极限环振荡（LCO）现象进行数值模拟。结构部分引入大变形产生的几何非线性和塑性引起的材料非线性,气动部分采用Euler方程描述跨声速流动。结构/气动交界面精确匹配,并选取三维插值进行界面载荷传递。依据所建模型分析切尖三角翼的颤振和LCO,并与试验值进行比较。在小来流动压情况下,结构几何非线性引起了切尖三角翼的LCO,计算结果和试验值吻合较好。...
削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性特性对比研究
Navier-Stokes方程 气动弹性 三角翼 大迎角 分离涡 颤振 抖振
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2012/3/8
大迎角气动弹性分析是现代飞行器设计中非常引人瞩目并且复杂的研究课题。采用Navier-Stokes方程求解非定常流场,耦合结构运动方程,在状态空间内实现了70°削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性时域模拟。研究显示,前缘分离涡破裂后,流动的非定常脉动特性非常明显,这种非定常效应对机翼气动弹性特性的影响不可忽略。涡破裂前,气动弹性失稳表现为单纯的颤振问题。涡破裂后,破裂漩涡运动引起的外激载荷作用在翼面上引...