标准模型流场数值计算

<正>项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

<正>项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

<正>项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。     

标准模型流场数值计算

本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。随着中国航天航空事业的快速发展,尤其是载人航天技术的巨大成功,我国科技人员对空气动力学的数值模拟研究提出了越来越多的需求,常规的计算能力远远无法满足复杂的大型飞行器设计所带来的巨大需求。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。     

标准模型流场数值计算

i项目概况 本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算.该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等.     

中国科学院北京国家技术转移中心项目简介(新兴信息产业)

正1标准模型流场数值计算项目简介本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。     

直升机机身气动特性对飞行品质影响

正采用三种CFD计算方法对直升机的机身模型进行了计算,得到了三组机身气动特性数据,并用风洞试验结果和CFD计算结果进行飞行品质计算,包括配平、稳定性、操纵性,分析机身气动特性对直升机飞行品质的影响。在直升机设计涉及的学科中,机身的气动设计是基础也是重要的一环,直接影响整个直升机的飞行性能和飞行品质,对直升机飞行安全、飞行效率与经济性等都具有决定性的影响。鉴于空气动力学问题本身的复杂性和求解难度,直升机机身气动设计主要是依赖于风洞试验并结合设计人员的工程经验,风洞试验一直都是提供机身气动力数据以及指导直升机设计的主要手段,但是风洞试验花费时间长,经济代价高,     

大型风洞全场智能感知的研究进展

先进大型风洞是支撑飞行器设计验证的战略性设施,由于先进飞行器的复杂气动外形、非标准化结构,给其全场分布式参数测量带来了巨大挑战,包括模型表面应力场、应变场、温度场、气流分布,以及模型周围流场空气动力学结构和速度场信息,而且还需要解决测量数据的正确性验证问题。本文讨论了柔性传感器测量技术和非接触光学的流场测量技术,利用大面积、柔性传感器获取飞行器表面的物理场分布,PIV技术获得飞行器周围流场结构或信息,实时、定量显示飞行器全场物理场信息,并与计算模拟或飞行数据库进行相互融合与支撑,实现飞行器气动特性在线感知。全场测量技术将全面提升风洞试验的数据采集能力,突破传统测量系统难以实现全场感知的局限,并实现风洞试验的定量测量与大规模数据的处理与分析,为大型风洞智能运行奠定基础。     

高超音速湍流分离流研究

激波诱导的湍流边界层分离,由于其流场结构复杂并具有高度不稳定性,目前理论计算还无法准确模拟,因而一直是航空、航天和其它许多应用流体力学领域的一个难题。航天飞机和其它高速再入飞行器的表面翼、襟、进气道入口等处,由于激波与湍流边界层相互作用,使物面边界层产生分离一再附,引起严重的局部气动加热,而分离激波出现的大尺度低频振荡,不仅产生严重的气动噪声,还会引起振动疲劳,直接影响飞行器的性能和安全。因此,选择飞行器表面若干典型有实际意义的局部激波干扰流场,研究它们的流动特性,并在一定认识的基础上建立近似的预测模式和开发实用的控制方法,已成为当今航天高技术领域空气动力学研究的一个热点。     

大型风洞气动弹性试验模型/支撑制造、感知与控制的科学问题

飞行器气动弹性风洞试验模型与支撑机构的一体化设计制造、风洞试验模型与支撑机构的气动弹性响应与复杂实验环境的精确感知以及风洞试验模型与支撑结构的高品质精准控制,是大型低温高雷诺数风洞、大型连续式跨声速风洞、大型低速风洞、大尺度高温高超声速风洞的共性关键技术,对于充分发挥风洞作用,有效服务未来新型飞行器研制具有极其重要的意义。涉及到复杂产品的材料结构功能一体化设计与制造、复杂刚柔混合体的非线性动力学、高动态多维物理信息的感知与分析以及空气动力学与飞行力学耦合控制等问题,是未来大型风洞试验亟待优先解决的若干关键共性技术之一。在大型风洞建造的同时,只有通过研究大型风洞气动弹性试验模型/支撑的制造、感知与控制的若干基础科学问题,解决若干大型风洞试验所需的共性关键技术,方能使大型风洞充分发挥其应有的科学与工程价值。     

双翼式微型飞行器气动外形稳健优化设计

本文探讨了双翼式微型飞行器气动外形优化方法,重点介绍了气动外形优化的过程,包括确定设计变量、生成试验设计点、建立几何模型、进行数值计算、构造代理模型及对最终结果的分析。     

基于CFD的轻型公务机纵向气动力特性研究

随着航空航天技术的迅速发展,计算流体力学（CFD）已经成为与风洞试验、工程估算互为补充的三种手段之一,广泛应用于各种飞行器设计之中,明显缩短了研制周期,显著降低了设计成本。本文采用CFD数值计算方法,用ICEM CFD生成非结构网格,用FLUENT进行计算求解,对飞机纵向气动力特性进行了研究,并以风洞试验数据为参考,对数值计算结果做了比较分析。结果证明,使用CFD数值模拟计算方法进行飞机气动力特性研究具有高效性和高度可信性。