一类椭圆型方程的快速解法—ELLIP程序包简介

本文发展了一种用FFT解一类椭圆型方程的快速程序包ELLIP。用这个程序包可以克服Hockney的POT1程序包的许多限制,拓宽了应用范围,具有推广价值。     

圆柱尾迹流场中横向振荡翼型绕流的数值模拟

该文数值模拟了静止圆柱尾迹中横向振荡翼型绕流的涡结构、力及频谱特性,揭示前方尾迹流场对振荡翼绕流特性的影响，以了解鱼类游动时自主利用前方流场有利干扰的流体力学机理。研究表明圆柱尾迹的影响可导致翼型前缘涡脱落模态发生变化；翼型尾迹的频谱特性更加复杂;在一定的参数下翼型阻力系数可以整体下降。     

方腔内热对流的高精度数值模拟

该文从二维方腔流动的涡流函数方程出发,建立了方腔内热对流的非定常数值计算模型。通过在空间上引入非均匀网格,提高壁面附近的分辨率;以及采用二阶守恒型的Arakawa格式处理非线性的对流项,既保证了多种物理量的守恒性,也同时提高了数值模拟的精度。数值计算表明,本文的计算格式与其它的同阶格式相比,具有更高的精度。     

激波在平板上诱导的旋涡强度的测量

运动激波通过两个等攻角平板后诱导出两个同向旋转的旋涡,这两个旋涡在随气流向下游运动的同时,绕涡核连线中点旋转。本文通过测量转动角速度,获得了旋涡的强度。实验结果表明,由此测得的旋涡强度不同于用小攻角平板起动涡公式计算的起动涡强度。     

水平自然热对流中流量和热通量的研究

该文研究了由水平温度梯度所导致的水平自然热对流,以Pr=10的流体为例,数值模拟了在高度和宽度比为1∶10的狭长矩形腔内的流动现象.随着Ra数增加,水平自然对流的速度加快,在两侧边界附近形成强烈的下沉流和明显的速度边界层.通过对Ra数从10^4到10^9的区间内的计算结果,分段拟合出了流量、最大热通量密度和热通量随Ra数的变化规律.在低Ra数下,流量和热通量都与Ra数成线性关系;在高Ra数下,流量与Ra数的1/3幂成正比;而热通量与Ra数的1/5幂成正比.     

均匀来流中振动圆柱尾迹涡结构的数值研究

本文从涡量流函数形式的N-S方程出发,对于不同的振动频率、振幅,首次数值研究了均匀来流中沿任意方向(参见图1,0°相似文献   

大攻角非线性空气动力学的现状 第二部分 单独翼

§2-1 引言众所周知,当气流流过有攻角的尖前缘细长机翼时,将引起前缘流动分离,在前缘内侧上方卷起形成一对稳定的螺旋形旋涡;分离翼涡在翼表面某处同翼面再附。在再附线的内侧,流动状态仍为附着流动。图2-1表示有翼涡分离存在时三角翼表面的压力分布。从图中可以     

微管道气体流动

对于长微管道气体流动,得到了简化的控制方程组,采用迭代方法可以给出流动的速度分布、密度分布,进而求出质量流量。实验研究表明,简化计算得到的流量基本上是合理的：即使对于极低的Mech数流动,微尺度流动的可压缩效应也十分明显。蒙特卡洛直接数值模拟表明,随着Knudsen数的增加,稀薄气体效应增强,滑流解与直接数值模拟的解偏差增大,因而已不够准确。     

大攻角非线性空气动力学的现状

大攻角下体涡及翼涡分离是目前人们所关心的问题之一。有效地利用体涡及翼涡产生的涡升力可以改善飞行器气动性能,提高机动性。本文介绍了现有的几种计算体、翼大攻角特性的方法,着重总结了工程上广泛应用的“横流理论”和“前缘吸力比拟”理论。为了有效地进行涡流控制,必须加强涡的机理性研究,研究涡的产生、发展和破碎机理。