【摘 要】
:
提出了一种能够模拟动网格计算中接触/分离难点问题的虚拟挡板技术,该技术以四面体非结构网格为基础,生成网格时在实际接触的物体间布置一个无厚度的挡板面,根据物体间离开的实际位移将该挡板面分为通气部分和壁面部分,计算通量时按其各自所占的面积分别作通气和壁面处理.该技术可以模拟由零距离开始分离的实际过程,并且对最小网格尺度没有限制.采用该技术模拟了安溢活门活塞由关闭状态开启到平衡开度的动态流动特性,证明本
【机 构】
:
国防科技大学,航天与材料工程学院,长沙,410073
【出 处】
:
中国第一届近代空气动力学与气动热力学会议
论文部分内容阅读
提出了一种能够模拟动网格计算中接触/分离难点问题的虚拟挡板技术,该技术以四面体非结构网格为基础,生成网格时在实际接触的物体间布置一个无厚度的挡板面,根据物体间离开的实际位移将该挡板面分为通气部分和壁面部分,计算通量时按其各自所占的面积分别作通气和壁面处理.该技术可以模拟由零距离开始分离的实际过程,并且对最小网格尺度没有限制.采用该技术模拟了安溢活门活塞由关闭状态开启到平衡开度的动态流动特性,证明本文提出的虚拟挡板技术是可行的.
其他文献
本文通过低速风洞测力和测压试验研究了细长体大攻角流动非对称性的雷诺数效应.结果显示:雷诺数主要影响细长体大攻角侧向力的幅值;对边界层的影响会导致一侧分离位置推迟,并可能明显削弱分离涡强度和控制范围.临界雷诺数带来的两侧边界层状态变化不对称对大攻角流动非对称性的贡献不能忽略,由此带来的再附点状态变化对于高位涡一侧边界层流动的影响明显;模型头部差异会导致头部边界层状态发展不一致,引发不同模型空间涡发展
在开展烧蚀/滚转测力试验技术研究时,为校准六分量天平,设计了六分量烧蚀/滚转天平静校装置.本文就这套天平静校装置主要技术指标、总体布局、主要设计特点、应用情况等进行了介绍.由于轴向校准载荷特别大,轴向采用无级自动液压加载和测力传感器标定的方式,本文重点对轴向校准进行了分析.
本文开展了高速来流条件下无尾飞翼布局支撑干扰和洞壁干扰的数值模拟技术研究.在支撑干扰的数值模拟中,以尾支撑作为主支撑,腹支撑作为辅助支撑,完全模拟了试验中采用的两步法,并将计算结果与支撑干扰的高速实验结果做了初步的对比;在洞壁干扰的数值模拟中,采用风洞试验提供的壁压信息作为约束条件,利用一维流动的特征关系式处理洞壁边界,得到了无尾布局的洞壁干扰量.在本文的数值模拟范围内,尾支撑对无尾布局的阻力特性
运用动网格和两相流Mixture算法,对CFD软件FLUENY6.1的作了二次开发,并编写用户自定义函数(UDF),对航行体水下垂直自力发射复杂的物理过程进行了数值求解,计算了航行体发射过程中的运动与周围流场的耦合问题.
基于压力隐式算子分割(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对煤油/气氧/气氢三组元火箭发动机两相燃烧进行了数值仿真,研究了煤油喷雾直径和液滴喷射速度对不稳定燃烧的频率和幅值的影响.结果表明:在很宽的液滴直径和速度范围内,出现了燃烧不稳定现象,但振荡的主频集中在160 Hz~260 Hz之间;在一定的喷射速度范围内,随着煤油喷射速度的增加,燃烧不稳定发生的频率增加而幅值都减小;随
采用自由振荡法数值模拟了两种平头、钝头子弹的超声速俯仰振荡时间历程,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数,得到动导数随马赫数和攻角非线性变化的规律,平头子弹在较高马赫数和小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的;小钝头子弹则没有动不稳定现象.子弹的蒙特卡洛弹道仿真表明,平头子弹初始时刻俯仰角的扰动会经历一个先增长然后衰减的过程,最终
采用风洞试验和工程计算相结合的方法,对球双锥类外形的稀薄过渡流区气动特性进行了研究.风洞试验在高超声速低密度风洞中进行,设计了高灵敏度的外式微量天平,解决了温度防护和高精度校准的问题,得到了球双锥外形在高度65 km~75 km、高超声速流动的气动力数据.在此基础上,结合球双锥细长体外形绕流的特点和DSMC数值模拟结果,从连续流黏性干扰模型、关联参数选取、过渡流搭桥函数等三个方面对现有工程计算方法
为解决某大型超声速风洞设计中遇到的关键技术问题,为风洞气动和结构方案的确定提供设计依据和数据支持,开展了多喷嘴等压引射器性能优化试验、多种参数的大开角扩散段性能对比试验和稳定段采用不同型式的消声装置对性能的影响试验等.结果表明:引射器采用开槽喷嘴,扩散段采用45°角+55°分流锥,消声器采用多层金属烧结丝网时,具有较好的综合性能.
流向涡结构的存在给传统的基于时间平均的雷诺应力方程带来问题.本文在以往理论分析的基础上[1,2],通过直接数值模拟槽道流数据计算,考察时空平均方法,对时空平均和时间平均的雷诺方程做出检验和比较,并考察了方程平衡误差对总平均时间长度的依赖性.
孔壁被动控制是一种在飞行器表面压力分布差别较大的若干区域开孔,将其下的通风腔连通进行表面压力自由调节,从而实现气动噪声、激波诱导附面层分离甚至气动力与力矩控制的技术.孔壁控制的数值模拟可对每个开孔都生成网格,但计算量非常大.为节约计算开销,可根据孔洞流动细节,建立孔壁边界模型,推导孔壁边界条件.本文在基于RANS方程的数值模拟框架下,结合该边界条件完成了孔壁外流场的数值模拟.模拟结果与文献实验数据