مشخصات کتاب
An explicit, upwind algorithm for solving the parabolized Navier-Stokes equations
دسته بندی: مکانیک: مکانیک سیالات
ویرایش:
نویسندگان: Korte John J.
سری:
ناشر:
سال نشر:
تعداد صفحات: 74
زبان: English
فرمت فایل : PDF (درصورت درخواست کاربر به PDF، EPUB یا AZW3 تبدیل می شود)
حجم فایل: 3 مگابایت
قیمت کتاب (تومان) : 51,000
کلمات کلیدی مربوط به کتاب یک الگوریتم صریح و رو به باد برای حل معادلات سهموی ناویر-استوکس: مکانیک، مکانیک مایعات و گازها
میانگین امتیاز به این کتاب :
تعداد امتیاز دهندگان : 18
در صورت تبدیل فایل کتاب An explicit, upwind algorithm for solving the parabolized Navier-Stokes equations به فرمت های PDF، EPUB، AZW3، MOBI و یا DJVU می توانید به پشتیبان اطلاع دهید تا فایل مورد نظر را تبدیل نمایند.
توجه داشته باشید کتاب یک الگوریتم صریح و رو به باد برای حل معادلات سهموی ناویر-استوکس نسخه زبان اصلی می باشد و کتاب ترجمه شده به فارسی نمی باشد. وبسایت اینترنشنال لایبرری ارائه دهنده کتاب های زبان اصلی می باشد و هیچ گونه کتاب ترجمه شده یا نوشته شده به فارسی را ارائه نمی دهد.
توضیحاتی در مورد کتاب یک الگوریتم صریح و رو به باد برای حل معادلات سهموی ناویر-استوکس
همپتون: ناسا، 1991. — 70 p.
گزارش
شماره: NASA Technical paper-3050
یک الگوریتم صریح و رو به باد برای
ادغام مستقیم (غیر تکراری) معادلات 3 بعدی Parabolized
Navier-Stokes (PNS) در یک سیستم مختصات تعمیم یافته توسعه داده
شد. الگوریتم جدید از تقریبهای رو به باد شارهای عددی برای شرایط
فشار و همرفت بهدستآمده از ترکیب تقسیمهای اختلاف شار (FDS) که
از حل یک مسئله تقریبی ریمان (RP) تشکیل شدهاند، استفاده میکند.
RP تقریبی با استفاده از توسعه روش توسعه یافته توسط Roe برای
جریان مافوق صوت ثابت یک گاز ایده آل حل می شود. روش Roe برای
استفاده با معادلات PNS سه بعدی که در مختصات تعمیم یافته بیان
شده اند و شامل تکنیک Vigneron برای تقسیم گرادیان فشار جریانی
است، گسترش یافته است. مشکل مربوط به اعمال طرح Roe در ناحیه زیر
صوت برطرف شده است. افتراق مرتبه دوم در جهت مخالف مشتقات شار با
افزودن FDS به یک تفاوت اصلی به جلو یا عقب مشتق شار به دست می
آید. این رویکرد برای تغییر یک طرح تفاضل صریح مک کورمک به یک طرح
تمایز مخالف باد استفاده میشود. تقریبهای مرتبه دوم شار رو به
باد، که با محدودکنندههای شار اعمال میشود، روشی را برای گرفتن
عددی شوکها بدون نیاز به شرایط میرایی مصنوعی اضافی که نیاز به
تنظیم توسط کاربر دارد، ارائه میکند. علاوه بر این، یک معادله
مکعبی برای تعیین ضریب تقسیم فشار Vigneron با استفاده از بردار
شار جریان به روز شده به دست آمده است. رمزگشایی بردار شار جریان
با مقدار به روز شده ضریب تقسیم فشار ویگنرون، پایداری طرح را
بهبود می بخشد. الگوریتم جدید برای موارد تست جریان آرام مافوق
صوت و مافوق صوت دو بعدی و سه بعدی نشان داده شده است. نتایج برای
مطالعات تجربی هولدن و تریسی ارائه شده است. علاوه بر این، یک راه
حل میدان جریان برای یک هواپیمای مافوق صوت عمومی با عدد ماخ 24.5
و زاویه حمله 1 درجه ارائه شده است. نتایج محاسبه شده به خوبی با
داده های تجربی و نتایج عددی سایر الگوریتم ها مقایسه می شود.
زمانهای محاسباتی مورد نیاز برای کد PNS در سمت راست تقریباً
برابر با کد PNS مک کورمک صریح و حلکنندههای PNS ضمنی موجود
است.
توضیحاتی درمورد کتاب به خارجی
Hampton: NASA, 1991. — 70 p.
Report No.: NASA
Technical paper-3050
An explicit, upwind algorithm was
developed for the direct (noniterative) integration of the 3-D
Parabolized Navier-Stokes (PNS) equations in a generalized
coordinate system. The new algorithm uses upwind approximations
of the numerical fluxes for the pressure and convection terms
obtained by combining flux difference splittings (FDS) formed
from the solution of an approximate Riemann Problem (RP). The
approximate RP is solved using an extension of the method
developed by Roe for steady supersonic flow of an ideal gas.
Roe's method is extended for use with the 3-D PNS equations
expressed in generalized coordinates and to include Vigneron's
technique of splitting the streamwise pressure gradient. The
difficulty associated with applying Roe's scheme in the
subsonic region is overcome. The second-order upwind
differencing of the flux derivatives are obtained by adding FDS
to either an original forward or backward differencing of the
flux derivative. This approach is used to modify an explicit
MacCormack differencing scheme into an upwind differencing
scheme. The second order upwind flux approximations, applied
with flux limiters, provide a method for numerically capturing
shocks without the need for additional artificial damping terms
which require adjustment by the user. In addition, a cubic
equation is derived for determining Vigneron's pressure
splitting coefficient using the updated streamwise flux vector.
Decoding the streamwise flux vector with the updated value of
Vigneron's pressure splitting coefficient improves the
stability of the scheme. The new algorithm is demonstrated for
2-D and 3-D supersonic and hypersonic laminar flow test cases.
Results are presented for the experimental studies of Holden
and of Tracy. In addition, a flow field solution is presented
for a generic hypersonic aircraft at a Mach number of 24.5 and
angle of attack of 1 deg. The computed results compare well to
both experimental data and numerical results from other
algorithms. Computational times required for the upwind PNS
code are approximately equal to an explicit PNS MacCormack's
code and existing implicit PNS solvers.
نظرات کاربران