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双锥侧向喷流的数值模拟研究
1
作者 涂正光 龙尧松 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期537-540,545,共5页
利用侧向喷流进行导弹姿态、轨迹控制是近年来导弹空气动力学前沿热点问题之一。要成功地设计以侧向喷流控制为基础的导弹,必须分析喷流与来流干扰对气动性能的影响。本文采用AUSM+上风格式空间离散三维可压缩非定常NS方程组,数值模拟... 利用侧向喷流进行导弹姿态、轨迹控制是近年来导弹空气动力学前沿热点问题之一。要成功地设计以侧向喷流控制为基础的导弹,必须分析喷流与来流干扰对气动性能的影响。本文采用AUSM+上风格式空间离散三维可压缩非定常NS方程组,数值模拟了双锥侧向喷流干扰流动。将表面压力分布与文献中试验值、计算值进行比较,给出了干扰流场结构,分析了喷流干扰对双锥气动力、力矩的影响。 展开更多
关键词 导弹 喷流干扰 CFD AUSM+格式
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上风格式的若干性能分析 被引量：6
2
作者 阎超 张智 +1 位作者 张立新 涂正光 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第3期336-341,共6页
采用理论分析和数值试验相结合的方法,对上风格式的三个典型代表:FDS、FVS及AUSM格式的性能进行了分析比较:FDS格式具有高的间断分辨率但可能出现非物理解;FVS格式捕捉强非线性波的能力很强,计算效率高,但耗散比较大;AUSM格式兼有高间... 采用理论分析和数值试验相结合的方法,对上风格式的三个典型代表:FDS、FVS及AUSM格式的性能进行了分析比较:FDS格式具有高的间断分辨率但可能出现非物理解;FVS格式捕捉强非线性波的能力很强,计算效率高,但耗散比较大;AUSM格式兼有高间断分辨率和高计算效率且克服了两者的弱点。以一维无粘激波管流场为算例考察了这些格式性能与间断分辨率。 展开更多
关键词 上风格式 分辨率 计算效率 计算液体力学 实验 AUSM格式
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激波碰撞干扰流动非定常效应的数值研究 被引量：6
3
作者 阎超 涂正光 +1 位作者 于晓红 张智 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期214-217,共4页
将AUSM +上风格式应用于数值模拟半球绕流激波碰撞干扰的流动中 ,揭示了该流动在定常来流条件下的非定常本质 .分析弓形激波后超音速“喷流”的流动结构及其非定常效应的形成机制 ,提出一种新的激波碰撞干扰流动的非定常形成机理 .
关键词 激波干扰 非定常流动 AUSM+格式
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先进上风格式跨声速CFD计算研究
4
作者 李跃军 涂正光 阎超 《航空计算技术》 2005年第1期11-15,共5页
介绍了空气动力学跨音速计算中应用广泛的几种上风格式,同时引入了JAMSON中心差分格式作为比较,针对激波分辨率,格式精度,计算效率等方面的问题对ONERAM6机翼进行了对比性计算,讨论了ROE的FDS格式,AUSM+格式和AUSMDV格式的计算性能,得... 介绍了空气动力学跨音速计算中应用广泛的几种上风格式,同时引入了JAMSON中心差分格式作为比较,针对激波分辨率,格式精度,计算效率等方面的问题对ONERAM6机翼进行了对比性计算,讨论了ROE的FDS格式,AUSM+格式和AUSMDV格式的计算性能,得出了很有意义的结论。 展开更多
关键词 ROE的FDS格式 AUSM+格式 AUSMDV格式 JAMESON格式 跨声速计算
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栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究 被引量：3
5
作者 陈建中 赵忠良 +3 位作者 涂正光 蒋明华 易国庆 杨海泳 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期82-87,共6页
为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞(1.2m×1.2m)开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括:风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高... 为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞(1.2m×1.2m)开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括:风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等。该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据。 展开更多
关键词 栅格舵 风洞试验 操纵特性 一体化 试验验证
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混合网格方法研究栅格翼亚跨超声速气动特性 被引量：3
6
作者 涂正光 梁纪秋 周铮 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第3期427-432,共6页
采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声... 采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声速壅塞时,流动通过在栅格翼上产生网状脱体激波使来流减速至亚声速来进行流量调节,且计算结果与理论估算上下临界马赫数范围一致。对某栅格翼气动布局导弹的计算结果表明,在跨声速壅塞区间内,壅塞有自我调节作用,通过溢流使栅格通道内维持相似流动,从而使栅格气动性能保持基本平稳;同时由于溢流使流量下降,栅格翼升力效率下降,导弹静稳定性减弱。 展开更多
关键词 计算流体力学 栅格翼 混合网格 壅塞
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高雷诺数槽道湍流的壁面模化大涡模拟研究 被引量：8
7
作者 李蒙 涂正光 徐晶磊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期2705-2712,共8页
选取基准壁湍流的槽道流动,研究了多种模型的壁面模化大涡模拟.模型包括经典的大涡模拟、Spalart-Allmaras、分离涡模拟和一种动态混合模型.基于摩擦速度的雷诺数范围为395~12 000,采用3组粗糙网格,流向和展向维数分别同取37,49和65,法... 选取基准壁湍流的槽道流动,研究了多种模型的壁面模化大涡模拟.模型包括经典的大涡模拟、Spalart-Allmaras、分离涡模拟和一种动态混合模型.基于摩擦速度的雷诺数范围为395~12 000,采用3组粗糙网格,流向和展向维数分别同取37,49和65,法向维数保证y＋（1）~1.主要研究平均速度、雷诺切应力分布、详细分析了各模型的特性差异并展示了相应的湍流结构.研究表明：在高雷诺数粗糙网格下,大涡模拟失去求解精度,分离涡模拟出现对数律不匹配,动态混合模型的计算接近直接数值模拟,其对数率区可解应力约占雷诺切应力的93%,边界层外层可解应力约占99%.这说明合适的混合模型可以在经济成本下保证计算精度,具有解决实际问题的潜力. 展开更多
关键词 湍流模型 RANS-LES混合模型 槽道流动 壁面模化大涡模拟 分离涡模拟
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