主动流动控制技术的初步数值研究 被引量：16

1

作者 洪俊武 陈晓东 +1 位作者 张玉伦 陈作斌 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2005年第4期402-407,共6页

利用亚跨超CFD软件平台2.0版本(trip2.0)对几种常见的流动主动控制技术进行了数值模拟,对包括进气道和襟翼等几个算例的流场进行了定常和非定常求解,获得了合理的计算结果,为今后的进一步深入研究打下了良好基础。

关键词 非定常 主动控制 数值试验

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采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性 被引量：11

2

作者 李伟 王运涛 +2 位作者 洪俊武 孟德虹 李桦 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期272-279,共8页

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网... 采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。 展开更多

关键词 静气动弹性 雷诺数效应 标模 气动特性 百亿网格

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TRIP2.0_SOLVER的开发与应用 被引量：9

3

作者 王运涛 张玉伦 +1 位作者 洪俊武 王光学 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第2期163-168,188,共7页

本文介绍了“亚跨超CFD软件平台”2.0版本流场解算器部分(TRIP2.0_SOLVER)的开发工作和应用情况,重点是结构网格部分的开发工作,包括对接网格、拼接网格、重叠网格等多种网格拓扑结构。TRIP2.0_SOLVER采用有限体积法离散雷诺平均的N-S方... 本文介绍了“亚跨超CFD软件平台”2.0版本流场解算器部分(TRIP2.0_SOLVER)的开发工作和应用情况,重点是结构网格部分的开发工作,包括对接网格、拼接网格、重叠网格等多种网格拓扑结构。TRIP2.0_SOLVER采用有限体积法离散雷诺平均的N-S方程,数值模拟绕流飞行器的空间流场和飞行器的气动特性,本文从软件已经具备的基本功能,用户界面的开发、软件测试和和多种网格拓扑结构的应用等四个方面总结了亚跨超CFD软件平台流场解算器(TRIP2.0_SOLVER)的工作进展情况。 展开更多

关键词 TRIP2.0_SOLVER 基本功能 用户界面 验证与确认

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多重拼接网格技术应用研究 被引量：9

4

作者 洪俊武 梁孝平 +1 位作者 王光学 庞宇飞 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第1期45-49,54,共6页

利用多重拼接网格技术对三种不同类型的计算外形进行了内外流场的数值模拟,并将计算结果与单重对接和单重拼接的结果进行了对比,计算结果表明多重拼接网格技术在没有降低计算精度的情况下,大大简化了网格生成,同时可以把计算速度提高一... 利用多重拼接网格技术对三种不同类型的计算外形进行了内外流场的数值模拟,并将计算结果与单重对接和单重拼接的结果进行了对比,计算结果表明多重拼接网格技术在没有降低计算精度的情况下,大大简化了网格生成,同时可以把计算速度提高一个量级左右,取得了令人满意的效果。 展开更多

关键词 多重网格 拼接网格 数值模拟

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结构网格方法对高升力构型的应用研究 被引量：8

5

作者 洪俊武 王运涛 +1 位作者 庞宇飞 孟德虹 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期75-81,共7页

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NASA Langley 14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的。计算... 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NASA Langley 14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASA Ames 12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。 展开更多

关键词 结构网格 高升力构型 气动特性 压力分布

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不同襟翼偏角梯形翼构型气动特性数值模拟 被引量：7

6

作者 王运涛 李松 +2 位作者 孟德虹 洪俊武 杨小川 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期1823-1829,共7页

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Tris... 基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Trisonic Platform(TRIP)软件模拟高升力梯形翼不同襟翼偏角引起微小气动特性变化的能力。首先,简要介绍了采用的计算方法;其次,介绍了两种襟翼偏角的梯形翼模型及风洞试验;最后,在网格收敛性研究的基础上,采用全湍流和转捩两种方式模拟了梯形翼构型不同襟翼偏角对气动特性的影响。与试验数据的对比结果表明,采用全湍流和转捩两种方式均可以较好地模拟不同襟翼偏角对气动特性的影响量,采用γ-Reθ转捩模拟方式可以提高梯形翼构型气动特性的模拟精度,失速迎角附近的气动特性模拟需要进一步研究。 展开更多

关键词 RANS方程 TRIP软件 转捩模型 流场模拟 气动特性

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基于油电混合动力的中小型无人机及其作战应用展望 被引量：8

7

作者 杨小川 王运涛 +3 位作者 黄勇 孟德虹 洪俊武 王昊 《飞航导弹》 北大核心 2018年第11期41-45,51,共6页

油电混合动力的不断兴起,使得基于油电混合电推进的中小型无人机设计与应用更为新颖,并将在高原山地快速反应、海上情报侦察与隐蔽突防、低成本火炮/导弹/空战模拟训练及空中干扰/监视/中继/攻击等军事需求上发挥作用,这对于提升未来战... 油电混合动力的不断兴起,使得基于油电混合电推进的中小型无人机设计与应用更为新颖,并将在高原山地快速反应、海上情报侦察与隐蔽突防、低成本火炮/导弹/空战模拟训练及空中干扰/监视/中继/攻击等军事需求上发挥作用,这对于提升未来战场作战效果具有一定潜在优势。介绍了油电混合动力的应用前景,分析了先进无人机总体设计、先进飞行控制策略的研究和应用情况,并对作战应用进行了展望。 展开更多

关键词 油电混合 无人机 作战应用 气动布局 人工智能 发动机 电推进

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湍流模型对梯形翼高升力构型的影响 被引量：6

8

作者 王运涛 洪俊武 孟德虹 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期52-55,共4页

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NASA Ames 12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... 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NASA Ames 12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。 展开更多

关键词 TRIP 梯形翼 湍流模型 气动特性 压力分布

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无尾布局支撑干扰数值模拟 被引量：5

9

作者 段卓毅 王运涛 +1 位作者 庞宇飞 洪俊武 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期13-17,共5页

采用TRIP2.0-SOLVER软件,开展了高、低速来流条件下,无尾飞翼布局支撑干扰的数值模拟技术研究。高速来流状态下支撑干扰的数值模拟,以尾支撑作为主支撑,腹支撑作为辅助支撑,完全模拟了实验中采用的两步法;低速来流状态下的支撑干扰的数... 采用TRIP2.0-SOLVER软件,开展了高、低速来流条件下,无尾飞翼布局支撑干扰的数值模拟技术研究。高速来流状态下支撑干扰的数值模拟,以尾支撑作为主支撑,腹支撑作为辅助支撑,完全模拟了实验中采用的两步法;低速来流状态下的支撑干扰的数值模拟,采用了有无尾支撑的方式得到支撑干扰量。介绍了支撑干扰的典型高、低速数值模拟结果,并与高速实验结果做了初步的对比。 展开更多

关键词 TRIP2.0-SOLVER 对接网格 腹支撑 尾支撑 数值模拟

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美空中装备及作战理念发展的威胁浅析 被引量：4

10

作者 杨小川 叶德章 +3 位作者 毛仲君 周铸 黄勇 洪俊武 《飞航导弹》 北大核心 2019年第6期59-63,82,共6页

近年来,美国在海外军事基地、先进作战理念以及空中装备发展上持续投入大量经费,且相关装备发展迅速。分别从美海外军事基地规模、先进作战理念以及空中装备发展三个方面进行了论述,介绍了美空中情报、监视与侦察(ISR)传感器平台、低成... 近年来,美国在海外军事基地、先进作战理念以及空中装备发展上持续投入大量经费,且相关装备发展迅速。分别从美海外军事基地规模、先进作战理念以及空中装备发展三个方面进行了论述,介绍了美空中情报、监视与侦察(ISR)传感器平台、低成本自主隐身反舰导弹、电子压制攻击型组合弹以及空中集群察打/诱饵等装备的特点,并分析了其潜在的威胁。 展开更多

关键词 空中装备 作战体系 无人机 周边局势 作战理念 装备发展

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超大规模气动弹性数值模拟软件研制(2017) 被引量：4

11

作者 王运涛 孟德虹 +1 位作者 孙岩 洪俊武 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期1019-1026,共8页

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模... 在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟,十亿量级结构网格的高质量自动变形;开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作;结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题,通过与相应试验结果的对比,开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。 展开更多

关键词 数值飞行器 气动弹性 超大规模计算 数值模拟 气动特性

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网格拓扑对DLR-F6构型数值模拟的影响 被引量：3

12

作者 李伟 孟德虹 +1 位作者 洪俊武 李桦 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期144-150,共7页

基于TRIP3.0软件平台和多块结构网格技术,开展了控制方程和网格拓扑等因素对DLR-F6构型数值模拟的影响研究。数值计算采用与试验相同的参数,采用了RANS/TLNS方程,生成了O型和H型2种拓扑的粗、中、细网格进行模拟。分别从气动特性、压力... 基于TRIP3.0软件平台和多块结构网格技术,开展了控制方程和网格拓扑等因素对DLR-F6构型数值模拟的影响研究。数值计算采用与试验相同的参数,采用了RANS/TLNS方程,生成了O型和H型2种拓扑的粗、中、细网格进行模拟。分别从气动特性、压力系数分布曲线和表面流态3个方面对结果进行分析。通过与试验数据的对比表明,在模拟小分离流动时,采用H型拓扑网格和RANS方程模型,获得的计算结果会更为准确。 展开更多

关键词 RANS方程 网格拓扑 分离流 网格密度 气动特性

原文传递

DLR-F4翼身组合体的阻力计算 被引量：3

13

作者 王运涛 王光学 +1 位作者 洪俊武 陈作斌 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第4期454-458,共5页

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度,本文采用LU SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin Lomax代数湍流模型,数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR F4翼身组合体的绕流流场,综合分析了case1和case2的气动力的计算结果,并与... 为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度,本文采用LU SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin Lomax代数湍流模型,数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR F4翼身组合体的绕流流场,综合分析了case1和case2的气动力的计算结果,并与NASAChristopherL.Rumsey采用CFL3D6.0和AFRL/VAACDonW.Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明,本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波/边界层干扰的模拟精度,今后要重点加强湍流模型的应用研究。 展开更多

关键词 CFD软件 阻力系数 计算精度 DLR—F4翼身组合体 飞机 绕流流场

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带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟 被引量：2

14

作者 王运涛 孟德虹 +3 位作者 孙岩 洪俊武 张书俊 李伟 《气体物理》 2019年第1期16-22,共7页

共同研究模型(common research model, CRM)机翼/机身/平尾组合体构型(CRM-WBH)是第4届AIAA阻力预测研讨会(Drag Prediction Workshop IV, DPW IV)选择的基准构型, DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采... 共同研究模型(common research model, CRM)机翼/机身/平尾组合体构型(CRM-WBH)是第4届AIAA阻力预测研讨会(Drag Prediction Workshop IV, DPW IV)选择的基准构型, DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型(CRM-WBHS)的气动特性,主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞(European Transonic Wind Tunnel)测力、测压和模型变形测量结果的对比分析,表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移,升力系数、阻力系数下降,俯仰力矩系数增加;静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压,导致升力系数、阻力系数进一步下降,俯仰力矩系数进一步增加. CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果. 展开更多

关键词 RANS方程 CRM模型 流固耦合 数值模拟 气动特性

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基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术 被引量：2

15

作者 孙岩 Andrea Da Ronch +3 位作者 王运涛 孟德虹 洪俊武 许贤超 《气体物理》 2020年第6期26-38,共13页

基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅... 基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据,对线化VLM方法的修正效果显著.然后,HVLM与悬臂梁有限元求解耦合,实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术,并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明,HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析,在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景. 展开更多

关键词 2.5D RANS 混合型涡格法 CFD 静气动弹性 悬臂梁

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小展弦比飞翼布局飞机横向涡流控制气动机理 被引量：2

16

作者 孔轶男 王立新 +1 位作者 王光学 洪俊武 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期806-811,共6页

为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras... 为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras方程湍流模型,对小展弦比飞翼布局飞机前缘非对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究分析。结果表明:与无喷流情况相比,喷流速度、喷口压力、飞行迎角的不同造成了涡破裂点的改变以及涡的强度和涡轴位置的变化,这些因素最终引起流场变化,并产生不对称力和力矩;喷流产生的直接力和力矩与飞行状态无太大关系;垂直喷流在进行横向控制同时产生较小的偏航力矩,对阻力的影响也较小。 展开更多

关键词 小展弦比飞翼 涡流 涡流控制 前缘喷流 涡破裂 涡轴位置

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跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究 被引量：2

17

作者 杨小川 王运涛 +3 位作者 洪俊武 黄知龙 孙运强 江雄 《航空工程进展》 CSCD 2020年第1期92-102,共11页

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨... 追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同;跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。 展开更多

关键词 跨声速风洞 风洞设计 槽壁扩张角 试验段 TRIP3.0 收敛判据

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有无涵道动力下的类BWB低速布局气动特性研究 被引量：1

18

作者 杨小川 王运涛 +2 位作者 孙岩 孟德虹 洪俊武 《航空工程进展》 CSCD 2018年第1期43-52,共10页

随着航空飞行器的不断发展,新型非常规气动布局研究早已成为世界航空大国的关注焦点。基于TRIP 3.0软件平台通过等效盘模型应用到涵道风扇内外流一体化模拟中,完成对类BWB低速布局有无涵道风扇动力下的气动特性和流场影响分析。首先,对... 随着航空飞行器的不断发展,新型非常规气动布局研究早已成为世界航空大国的关注焦点。基于TRIP 3.0软件平台通过等效盘模型应用到涵道风扇内外流一体化模拟中,完成对类BWB低速布局有无涵道风扇动力下的气动特性和流场影响分析。首先,对某单独螺旋桨验证算例进行分析;然后,对单独涵道风扇进行计算,得到设计推力下的涵道动力叶片数、安装角及转速等参数;最后,将设计推力下涵道动力参数应用到类BWB低速布局全机有无动力模拟中。结果表明:计算拉力和扭矩值与试验值吻合较好;尾部布置的涵道动力对机身后段及尾翼压力分布影响显著;涵道对前方气流抽吸作用,加速机身后段上表面气流流速,减小内侧平尾有效迎角,对机身和平尾升力以及俯仰力矩系数影响较大;在小迎角状态下,涵道动力对机身增升作用明显,会产生明显低头力矩,但对平尾作用正好相反,且两者增量大小相当,使得全机增升效果不显著,且俯仰力矩变化较小。 展开更多

关键词 等效盘 气动布局 BWB 涵道风扇 螺旋桨

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HiLiftPW-3高升力构型数值模拟 被引量：1

19

作者 洪俊武 王运涛 +1 位作者 李伟 杨小川 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期75-86,共12页

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术,采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型,对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟,主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内... 基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术,采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型,对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟,主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA(Japan Aerospace eXploration Agency)提供的测压、测力试验结果的对比分析,表明,在失速迎角之前,数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合;较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性,可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。 展开更多

关键词 高升力构型 数值模拟 网格收敛性 气动特性 压力分布

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半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究 被引量：1

20

作者 刘刚 洪俊武 +1 位作者 李伟 杨小川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第4期456-460,共5页

基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括... 基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括了总体气动特性、压力分布。研究内容主要包括网格密度对收敛历程、气动力特性、压力分布和表面流线的影响,以及气动力特性随迎角的变化。研究表明,Ma=0.15,α=16.7°时,网格密度对收敛历程、典型站位压力分布和表面流态基本没有影响,气动力特性随网格密度单调变化;采用不同密度的网格,典型剖面的压力分布与试验结果吻合良好;与修正后的试验数据相比较,数值模拟得到的失速迎角前的气动力系数与试验结果吻合良好。 展开更多

关键词 梯形翼 网格规模 数值模拟 气动特性 压力分布

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