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题名采用TRIP2.0软件计算DLR-F6构型的阻力
被引量:18
- 1
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作者
王运涛
王光学
张玉伦
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2009年第1期108-113,共6页
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文摘
采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了DLR-F6构型,主要目的是通过计算DLR-F6构型的安装阻力考察TRIP2.0软件的数值模拟精度,并为运输机构型的气动特性计算积累经验。本文数值模拟采用的多块对接网格,测压和测力的试验结果均来自AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅱ(DPWⅡ),对比计算结果采用了CFL3D的结果。本文详细研究了网格密度、湍流模型对DLR-F6翼身组合体和翼/身/架/舱复杂组合体两种构型的的总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果取得了较好的一致。本文采用SST两方程模型计算两种构型均得到了网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布影响较小。
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关键词
TRIP2.0
dlr-f6
阻力计算
湍流模型
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Keywords
TRIP2.0
dlr-f6
drag prediction
turbulent models
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名DLR-F6翼身组合体数值计算
被引量:15
- 2
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作者
张耀冰
邓有奇
吴晓军
孟凡菊
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2011年第2期163-169,共7页
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基金
国家重大基础研究973计划资助项目(63168和2009CB724100)
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文摘
使用自行研制的混合网格亚跨超声速流场解算器程序MFlow计算了AIAA第三届阻力会议提供的DLR-F6及其带整流装置FX2B情况下的阻力。重点分析了两者的网格收敛特性、阻力极曲线以及压力分布等,并与阻力会议的各个软件的计算结果进行比较。详细分析了DLR-F6翼身结合处后缘附近网格精度对分离气泡计算的影响。计算结果表明,MFlow程序的计算精度与国外软件相近,能够为阻力计算提供比较精确的结果。
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关键词
dlr-f6翼身组合体
数值模拟
阻力计算
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Keywords
dlr-f6 wing-body configuration
numerical simulation
drag prediction
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名DLR-F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究
被引量:2
- 3
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作者
孙悦
李仁府
熊有德
周玲
王亮
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机构
华中科技大学能源与动力工程学院
华中科技大学航空航天学院
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出处
《航空兵器》
2017年第5期60-67,共8页
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基金
航空科学基金项目(20130179002)
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文摘
本文选用DLR-F6翼身组合体模型,分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。分析结果表明,六面体、四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致,在保证相同计算结果精度的前提下,多面体网格使用的网格单元数量最少,计算效率最高,且网格生成十分方便。此外,S-A,SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布,但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大,而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。从湍流模型构造上分析发现,S-A和SST模型基于湍流各向同性假设,忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差,而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性,因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。
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关键词
院dlr-f6
计算网格
湍流模型
多面体网格
分离区
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Keywords
dlr-f6
computational mesh
turbulence model
polyhedral mesh
separation zone
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
O354.4
[理学—流体力学]
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题名HyperFLOW亚跨声速流动验证(英文)
被引量:16
- 4
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作者
赫新
赵钟
马戎
王年华
张来平
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机构
中国空气动力研究与发展中心
空气动力学国家重点实验室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第2期267-275,共9页
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基金
Supported by National Science Foundation of China(No.11272339)
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文摘
主要介绍了结构/非结构混合CFD软件HyperFLOW的设计开发与验证。HyperFLOW软件在结构网格上采用结构算法,在非结构网格上采用非结构算法,以充分利用两种网格及解算器的优点。首先介绍了软件的体系结构和基本算法,然后采用NASA Trap-Wing高升力外形和DLR-F6翼身组合体,对软件的结构解算器和非结构解算器进行了验证。结果表明,该软件的结构解算器和非结构解算器均有较好的网格收敛性,计算结果与其他参考结果和试验数据均符合较好,具有可接受的可信度。
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关键词
HyperFLOW
CFD软件
NASA
Trap-Wing高升力外形
dlr-f6翼身组合体
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Keywords
HyperFLOW
CFD Software
NASA Trap-Wing high-lift model
dlr-f6 wing-body
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证
被引量:8
- 5
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作者
孙岩
黄勇
王运涛
孟德虹
王昊
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机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期620-624,共5页
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基金
国家重点研发计划(2016YFB0200700)
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文摘
在结构网格流场求解软件TRIP基础上,发展了一套静气动弹性计算模块。首先简要介绍了静气动弹性计算模块总体架构、构成单元和耦合策略,然后详细介绍了构成单元中采用的一些数值计算方法。最后利用大展弦比机翼、DLR-F6翼身组合体模型和HIRENASD机翼模型对静气动弹性计算模块进行了测试和精度验证。大展弦比机翼计算结果表明柔度矩阵、模态叠加和有限元数值求解在模态选取合适的情况下能够得到一致的变形计算结果。DLR-F6和HIRENASD模型不同计算软件的结果一致性表明本文静气动弹性计算模块采用了正确的算法流程,而计算与试验的结果一致性表明静气动弹性计算模块具有很好的预测精度。
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关键词
TRIP
静气动弹性
柔度矩阵
弱耦合
HIRENASD
dlr-f6
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Keywords
TRIP
static aeroelasticity
flexibility m a t r ix
weak coupling
HIREN A S D
DLR -F6
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名飞行器腹部空腔绕流的数值模拟
被引量:6
- 6
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作者
肖虹
高超
党云卿
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机构
西北工业大学翼型叶栅国防科技重点实验室
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出处
《航空计算技术》
2007年第4期44-46,共3页
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文摘
采用分块对接"O"网格技术,基于雷诺时均NS方程与两方程k-ε模型计算DLR-F6模型的三维粘性流场。模拟了三种几何构型在马赫数M=0.75、0.85、1.5、1.9下的流动情况。计算结果表明开空舱使升力减小,阻力增加;不同的空腔长深比气动特性变化不明显。
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关键词
dlr-f6
空腔
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Keywords
DLR - F6
cavity
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分类号
O35
[理学—流体力学]
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题名湍流模型在民机跨声速绕流计算的应用
被引量:2
- 7
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作者
韩涛
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机构
海军驻沈阳地区航空军事代表室
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出处
《航空计算技术》
2013年第3期76-79,共4页
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文摘
针对民机构型DLR-F6翼身组合体,研究了不同湍流模型对气动特性和流场特征的影响。控制方程采用全场三维可压、雷诺平均的Navier-Stokes方程;计算格式采用Jameson中心有限体积、多步Runge-Kutta时间步长格式进行求解;湍流模型分别采用EARSM k-ω模型、Spalart-Allmaras(S-A)模型、SST模型、Standard k-ω(STD k-ω)模型、Low-Reynolds Number k-ω(LRN k-ω)模型。通过对巡航状态的计算研究,分析了五种湍流模型在翼身结合处气流分离的特点,为工程应用提供了一定的借鉴意义。
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关键词
数值计算
dlr-f6模型
湍流模型
流场结构
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Keywords
simulation
dlr-f6 model
turbulence model
flow pattern
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分类号
V211
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法
被引量:8
- 8
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作者
张培红
张耀冰
周桂宇
陈江涛
邓有奇
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机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第9期42-53,共12页
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基金
国家重点研发计划战略高技术重点专项(17H86303ZT001018)~~
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文摘
Roe通量差分分裂格式具有耗散小、分辨率高等特点,在亚跨超声速流场模拟中得到广泛应用,但空间离散时需要对Roe平均矩阵的特征值进行熵修正,使用熵修正会增大耗散,影响阻力的求解精度。本文针对非结构混合网格中Roe格式熵修正的特点,通过改进传统的Roe格式Harten-Yee熵修正方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的Harten-Yee熵修正改进方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析,改进后的熵修正方法残差收敛特性与原始Harten-Yee熵修正一致,计算精度提高,计算结果和无熵修正时基本一致,说明改进后的熵修正方法既保留了使用熵修正带来的程序鲁棒性等优点,同时把熵修正对阻力预测精度的影响降到了最低,验证了方法的有效性。采用改进后方法对第3届AIAA阻力会议的计算模型DLR-F6翼身组合体进行了详细的模拟,分析了网格收敛性和雷诺数的影响。结果表明:改进的Harten-Yee熵修正,更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。
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关键词
混合网格
阻力预测
Roe格式
熵修正
dlr-f4翼身组合体
dlr-f6翼身组合体
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Keywords
hybrid grid
drag prediction
Roe scheme
entropy correction
dlr-f4 wing-body configuration
dlr-f6 wing-body configuration
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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