检索结果-南通市图书馆

基于分区大涡模拟方法的双角冰翼型气动特性分析

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电子测试 2020年第5期31卷 70-71页

作者：田增冬航空工业西安航空计算技术研究所

为研究大迎角状态下机翼前缘双角冰诱导产生的流动大分离问题,本文将RANS方法与WMLES方法结合起来,构造了一种分区大涡模拟(ZLES)方法,针对具有双角冰的GLC305翼型进行了数值研究,并与RANS方法、IDDES方法及风洞试验进行了对比,结果表明... 详细信息

为研究大迎角状态下机翼前缘双角冰诱导产生的流动大分离问题,本文将RANS方法与WMLES方法结合起来,构造了一种分区大涡模拟(ZLES)方法,针对具有双角冰的GLC305翼型进行了数值研究,并与RANS方法、IDDES方法及风洞试验进行了对比,结果表明:ZLES方法够准确预测宏观的升力系数,压力分布、分离范围、再附位置等流场特征参数较之IDDES、RANS及文献结果与试验吻合最好,适用于双角冰诱导大分离流动的数值模拟。

关键词：分区大涡模拟双角冰结冰翼型分离流动

基于涡耗散模型的HIFiRE-2超燃冲压发动机仿真

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电子测试 2020年第7期31卷 60-61,108页

作者：田增冬航空工业西安航空计算技术研究所陕西西安710065

以HIFiRE-2超燃冲压发动机为研究对象,针对高马赫数超燃模态,通过与试验结果对比,考察了涡耗散模型的工程应用能力,同时研究了湍流模型、湍流施密特数和可压缩修正对流场的影响,结果表明:涡耗散模型适用于超燃冲压发动机工程算例的仿真;... 详细信息

以HIFiRE-2超燃冲压发动机为研究对象,针对高马赫数超燃模态,通过与试验结果对比,考察了涡耗散模型的工程应用能力,同时研究了湍流模型、湍流施密特数和可压缩修正对流场的影响,结果表明:涡耗散模型适用于超燃冲压发动机工程算例的仿真;BSL κ-ω湍流模型,湍流施密特数为0.4,可压缩性修正开启,在高马赫数超燃模态时能够取得较好的计算结果。

关键词：涡耗散模型 HIFiRE-2 超燃冲压发动机

基于DBD等离子体激励器的翼型减阻控制研究

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航空计算技术 2020年第4期50卷 34-37页

作者：田增冬航空工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

介质阻挡放电(DBD)是一种全新高效的主动流动控制方法,近年来受到了越来越多的重视。为探索DBD等离子体激励器对翼型减阻的流动控制,采用Suzen体积力模型对NACA0012翼型进行数值模拟,研究了电极组数和电极间距对流场阻力的影响,细致分... 详细信息

介质阻挡放电(DBD)是一种全新高效的主动流动控制方法,近年来受到了越来越多的重视。为探索DBD等离子体激励器对翼型减阻的流动控制,采用Suzen体积力模型对NACA0012翼型进行数值模拟,研究了电极组数和电极间距对流场阻力的影响,细致分析了阻力的构成,揭示了等离子体激励器对摩擦力的影响规律。结果表明:裸露电极增加摩擦力,埋藏电极减小摩擦力,电极组数越多,阻力越大;电极间距增大到一定程度,摩擦力将不再变化;等离子体激励器主要影响压差阻力,进一步决定着总阻力的变化,其中4组电极在15 mm间距时,翼型阻力减小了0.46%。

关键词：等离子体激励器流动控制 Suzen体积力模型电极组数电极间距

吸气式高超声速飞行器全场一致高精度计算方法

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吸气式高超声速飞行器全场一致高精度计算方法

双椭球和Edney-type Ⅳ激波干扰的高速流动数值模拟

第九届中国航空学会青年科技论坛

作者：李立田增冬成水燕航空工业西安航空计算技术研究所

以吸气式高超声速飞行器为研究对象,结合国外高超声速计算流体力学(CFD)技术及吸气式高超声速飞行器全场一致高精度计算的主要挑战问题,论述了一种实现吸气式高超声速全场一致高精度计算的方法。在综述国内外研究现状基础上,瞄准为解决... 详细信息

以吸气式高超声速飞行器为研究对象,结合国外高超声速计算流体力学(CFD)技术及吸气式高超声速飞行器全场一致高精度计算的主要挑战问题,论述了一种实现吸气式高超声速全场一致高精度计算的方法。在综述国内外研究现状基础上,瞄准为解决高超声速飞行器机体/推进系统一体化设计带来的气动力/热计算偏差大问题提供有效的策略和工具,重点介绍一种实现高超声速飞行器内/外流一体化模拟的整体技术思路和方案,报道在一体化计算的高分辨率网格生成、物理模型改进、算法精度改进和提升等方面的主要进展。

关键词：内/外流一体化气动力/热近空间和高超声速飞行器高精度数值模拟

来源： cnki会议评论

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信息通信 2016年第3期29卷 38-40页

作者：高飞飞田增冬刘沙中航工业西安航空计算技术研究所陕西西安710065

气动热和激波干扰是高超声速流动研究的关键技术之一,为了实现对此类问题的准确数值模拟,采用基于有限体积法的多块结构网格自研软件,运用NS方程对典型算例双椭球和Edney-type Ⅳ激波干扰进行研究。结果表明:双椭球的主椭球前和两椭球... 详细信息

气动热和激波干扰是高超声速流动研究的关键技术之一,为了实现对此类问题的准确数值模拟,采用基于有限体积法的多块结构网格自研软件,运用NS方程对典型算例双椭球和Edney-type Ⅳ激波干扰进行研究。结果表明:双椭球的主椭球前和两椭球相贯处形成两道激波,在小椭球上方相交产生干扰;双椭球上表面由于存在激波干扰,压强和热流变化较剧烈,下表面则变化较平缓。Edney-type Ⅳ激波干扰的入射激波和弓形激波相交形成超声速喷流区,在壁面附近终止于一道弓形滞止激波;物面压强和热流在超声速喷流冲击壁面处达到了峰值。文章获得了清晰的高超声速流场结构,验证了自研软件的模拟能力,为高超声速飞行器的数值预测评估提供了一定参考。

关键词：双椭球 Edney-type Ⅳ激波干扰高超声速气动热

HIFiRE2超燃冲压发动机燃烧流场三维CFD模拟

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HIFiRE2超燃冲压发动机燃烧流场三维CFD模拟

湍流模型对HIFiRE-2燃烧室计算的影响研究

第九届全国流体力学学术会议

作者：田增冬谭伟伟梁益华中航工业西安航空计算技术研究所

以HIFiRE2超燃发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了三维CFD数值模拟。冷流工况采用Menter BSLκ-ω和Menter SSTκ-ω湍流模型计算得到的壁面压力差别较大,其中Menter BSLκ-ω与试验结果吻合较好;结合有限速率/涡耗散模型... 详细信息

以HIFiRE2超燃发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了三维CFD数值模拟。冷流工况采用Menter BSLκ-ω和Menter SSTκ-ω湍流模型计算得到的壁面压力差别较大,其中Menter BSLκ-ω与试验结果吻合较好;结合有限速率/涡耗散模型(Finite Rate/Eddy DissipationModel),采用不同的湍流模型计算的涡粘性差别很大,严重影响着分离涡的大小、碳氢燃料与空气的掺混、燃烧起始位置以及燃烧范围,其中Menter BSLκ-ω湍流模型预测的壁面压力分布与试验结果吻合较好,燃烧效率更高,因此推荐采用Menter BSLκ-ω湍流模型预测HIFiRE2直连式超燃冲压发动机。

关键词： HIFiRE2 CFD 湍流模型有限速率/涡耗散模型

来源： cnki会议评论

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航空计算技术 2018年第5期48卷 29-33页

作者：田增冬梁益华航空工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

为评估湍流模型对HIFiRE-2燃烧室计算结果的影响,采用Menter BSLκ-ω和Menter SSTκ-ω湍流模型对冷流工况进行了二维数值模拟;结合有限速率/涡耗散模型(Finite Rate/Eddy Dissipation Model),应用两种湍流模型对燃烧工况开展了三维计... 详细信息

为评估湍流模型对HIFiRE-2燃烧室计算结果的影响,采用Menter BSLκ-ω和Menter SSTκ-ω湍流模型对冷流工况进行了二维数值模拟;结合有限速率/涡耗散模型(Finite Rate/Eddy Dissipation Model),应用两种湍流模型对燃烧工况开展了三维计算。结果显示:湍流模型对HIFiRE-2燃烧室的计算结果影响较大。冷流工况下,Menter BSLκ-ω湍流模型模拟到的壁面压力分布与试验结果吻合较好;燃烧工况下,不同湍流模型计算的涡粘性差别很大,严重影响着分离涡的大小、碳氢燃料与空气的掺混、燃烧起始位置以及燃烧范围,相比于Menter SSTκ-ω湍流模型,Menter BSLκ-ω湍流模型预测的壁面压力分布与试验结果吻合更好,燃烧效率更高,总压损失更大。

关键词：湍流模型 HIFiRE-2 燃烧效率总压损失

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湍流模型及施密特数对点火位置的影响研究

航空计算技术 2016年第3期46卷 37-40,45页

作者：田增冬刘峰博谭伟伟中航工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要。通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响。数值结果表明:湍流模型对点火的... 详细信息

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要。通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响。数值结果表明:湍流模型对点火的位置具有一定的影响,其中Menter SST k-w湍流模型计算结果与实验值总体吻合最好;湍流施密特数严重影响着氢气和空气的混合程度以及燃烧流场的点火位置,其中Sct=0.5能满足大部分超燃冲压发动机燃烧算例的数值模拟。

关键词：燃烧湍流模型湍流施密特数点火位置

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进气道中激波-边界层干扰特性研究

航空计算技术 2014年第1期44卷 41-44页

作者：谭伟伟田增冬梁益华中航工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、... 详细信息

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。

关键词： Navier-Stokes方程高超声速激波边界层干扰 DLR-GK01进气道