DLR-F4翼身组合体跨声速绕流CFD计算
☆作业二☆
DLR-F4翼身组合体跨声速绕流的CFD计算
姓名：涂飞
学号：SZ1101020
目录
一．本作业概述 (1)
1. 所用模型 (1)
2 来流条件 (1)
3 网格划分 (2)
二. 求解结果 (3)
1 流场云图 (3)
2动力学参数 (3)
3截面压强系数分布 (5)
三．总结 (7)
参考文献 (8)
图表1 DLR-F4模型（1） (1)
图表2模型参考数据 (1)
图表3 来流参数 (1)
图表4 网格划分 (2)
图表5 物面压强系数云图 (3)
图表6 动力学参数 (3)
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图 (4)
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图 (4)
图表12 残差收敛历史 (4)
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)
图表14 机翼7个不同位置截面图 (5)
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图 (7)
一．本作业概述
1.所用模型
DLR-F4翼身组合体，如图：
图表 1 DLR-F4模型（1）
参考面积0.1454 m2
参考长度C ref141.2 mm
参考半展长b ref /2 585.647 mm
参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm
图表2模型参考数据
2 来流条件
气体属性理想，粘性
来流温度T∞255.6 K
来流压强P∞101325 pa
来流雷诺数Re 3×106
来流马赫数Ma 0.75
攻角（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°
图表 3 来流参数
3 网格划分
网格要求：粘性网格，y＋≈30
图表 4 网格划分
本作业我采用块结构网格进行划分，网格单元600万，网格划分用Pointwise软件完成。
二. 求解结果
本作业求解器用CFL3D软件，在空气动力学系Cluster 服务器上运算，每个状态历时52小时。
1 流场云图
图表 5 物面压强系数云图
2动力学参数
迎角升力系数阻力系数俯仰力矩系数
-1°0.4171 0.027096 -0.168092
-0.5°0.47758 0.029266 -0.1658
0°0.53902 0.031836 -0.162492
0.5°0.60176 0.035208 -0.158586
1°0.66374 0.039736 -0.154336
图表 6 动力学参数
下面是计算动力学参数与实验数据对比：
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图图表12 残差收敛历史
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史3截面压强系数分布
根据实验报告，选取机翼七个截面：
图表14 机翼7个不同位置截面图
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图
由以上各图可以看出，计算结果与实验数据吻合较好，结果较为精确。
距离翼梢较近的几个截面压强系数分布中，捕捉激波计算结果不太满意，这可能是与该区域的气流非定常流动有关。
除此之外，升力系数，阻力系数，升阻比等计算结果非常可靠，俯仰力矩系数计算结果也较好。
三．总结
本作业完成了以DLR-F4为计算模型的三维全机跨声速绕流计算。
熟悉了除建模前处理外CFD 各个流程，包括网格划分，CFD求解器设置、计算，Tecplot等软件进行数据后处理。
从结果来看，总体上较为满意，也说明了其间各个过程没有较大失误，在进行计算、处理数据之间，我也学习到了各个环节必备的知识与理论。
参考文献
[1] O. Brodersen, A. St¨urmer . DRAG PREDICTION OF ENGINE–AIRFRAME INTERFERENCE EFFECTS USING UNSTRUCTURED NAVIER–STOKES CALCULATIONS.19th AIAA Applied Aerodynamics Conference 11-14 June 2001.。
考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算
计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｕ ｅ ｄｅ ｇ ｎ ｅｉ ｇ ｍｐ ｔ ｒＡｉ ｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｒｎ
Ｖ０ ＿ ０ Ｎ（ ４ ｌ２ ） ．
Ｄｅ ． ２ ｌ ｃ ０ｌ
文 章 编 号 ：０ ６—０ ７ （０ １０ —０２０ １０ ８ Ｉ ２ １ ）４ ０７ ．５
考 虑转 捩 影 响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４翼 身 组 合体 阻力 计算
孙求解器一般不方便设置屡流边界层和湍流边界层在黏性阻力方面差异比较大并且还会有不同的激波附面层干扰的复杂影响肉此若不考虑转捩的影响很难完善计算和试验的阻力对比研究本文根据文献2提供的转捩位置通过在机翼前缘保留层流区进行层流计算在麒他k域采用湍流汁算的方法
第２ ０卷 第 ４期 ２１ ０ １年 １ ２月
ｈｔ ： ｔ ／／ｗｗｗ．ｃ ｎａ ａ ．ｃ ｐ ｈｉ ｅ ｅ ｎ
第 ４期
李权 ， ： 等 考虑 转捩 影响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ —４翼 身组合 体 阻力计 算
７ ３
２０ ０ １年 ， Ｐ Ｉ以 Ｄ Ｒ— ４翼 身 组 合 体 为 模 Ｄ Ｗ Ｌ Ｆ 型， 发布 给 全 球 参 与 者 共 同 进 行 Ｃ Ｄ 阻 力 计 算 ． Ｆ ２ ０ 发 布 的 Ｄ Ｗ 总结 报 告 表 明 ， Ｆ ０ ２年 Ｐ Ｃ Ｄ计 算 结 果 的分散 度很 大 ， 算 所 得 的最 大 阻力 与 ： 阻 力 计 最小 相差 １ 以上． 倍 文献 ［ ］ 出 ， 后 的 首要 工作 应 是 １指 会 找 出结果 分 散 的根源 ， 减小 结果 分散 度 ． 在风 洞试 验 中 ， 模拟 真实 飞行 中的湍 流效应 ， 为
ｄ ｓｒｂ ｔ ｎ ｏ ｔ ｉ ｅ ｂ ｔ ｅ ｗｏ ｉｔｉ ｕ ｉ ｓ ｂ ａ ｎ ｄ ｙ ｈ ｔ ｍｅｈ ｄ ａ ｅ ａ ｉａｌ ｃ ｎ ｉｔｎ ｗｉ ｅ ｃ ｏｈ ｒ ａ ｄ ｈ ｍａｎ ｏ ｔ ｏ ｓ ｒ ｂ ｓｃ ｌｙ ｏ ｓｓｅ ｔ ｔ ｈ ａ ｈ ｔ ｅ ， ｎ ｔｅ ｉ ｄ ｆ ｒ ｎ ｅ ｏ ｈ ｏａ ｒ ｇ ｂｅｗｅ ｎ ｔ ｍ ｉｓ ｉ ｉｃ ｕｓ ｄ ａ ｉ ｅ ｅ ｃ ｆｔ ｅ ｔｔ ｌｄ ａ ｔ ｅ ｈｅ ｌ ｎ ｖ ｓ ｏ ｒ ｇ；ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｏ ｕ ｌｔ ｂ ｌ ｎ ｅ ｍｅ ｈ ｄ ａ ｅ ｆ ｅ ｈ ｅ ｕ ｔ ｆｆ ｌ ｕｒ ｕ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｃｏ ｅ ｔ ｈ ｅ ｔｒ ｓ ｌｓｕ ｄｅ ｓ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｌ ｓ ｏ ｔ ｅ ｔ ｓ ｅ ｕ ｔ ｎ ｒｍｏ ｔａｔｃ ｎ ｌｓ，ａ ｄ ｏ ｌ ｎ ｎ ｙ ｗｈｅ ｈ ｇ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｓｃ ｏ ｅ ｔ ｔ ｌ， ｎ ｔ ｅ ｈｉｈ ａｔｃ ｎ ｌｓ ｉ ｌｓ ｏ ｓａｌ
三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析
三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析郑秋亚;左大海;刘三阳【摘要】通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程考察Spalart-Allmaras、Wilcox's k-ω和Menter's SST三种湍流模型在跨声速流动中的计算精度.结果表明:Menter's SST模型预测的力和力矩最接近实验数据;Spalart-Allmaras模型的压力分布和激波位置与Menter,s SST模型的一致,Wilcox's k-ω模型的激波位置相对偏后,且预测的升力和摩擦阻力偏大.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2011(031)005【总页数】3页(P152-154)【关键词】计算精度;Navier Stokes方程;跨声速流动;湍流模型【作者】郑秋亚;左大海;刘三阳【作者单位】西安电子科技大学理学院,西安710071;长安大学理学院,西安710064;长安大学理学院,西安710064;西安电子科技大学理学院,西安710071【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言在雷诺平均 Navier－Stokes（RANS）方程计算中，计算结果的精度不仅与所用格式的精度有关，而且与湍流模型对流动的模拟精度有很大的关系。
目前工程中应用最为广泛的湍流模型主要包括：Spalart－Allmaras（SA）一方程模型[1]，Wilcox’s k－ω[2]（Wilcox）两方程模型和Menter’s SST[3]（SST）两方程模型。
长期以来，人们在工程应用中发现不同湍流模型表现出了不同的特性，因此研究湍流模型对流动的模拟精度，对CFD模型的选取和CFD计算精度的提高有着重要的意义。
文中以ONERA M6机翼和DLR－F6翼身组合体[4]为例，采用具有高精度和稳定性良好的Roe格式[5]，通过求解RANS方程分析SA、Wilcox和SST湍流模型对跨声速流动的模拟精度，为更高准确度湍流模型方程的建立和CFD模型的选取提供参考。
DLR-F4翼身组合体跨声速绕流CFD计算
DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流CFD计算☆作业⼆☆DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流的CFD计算姓名：涂飞学号：SZ1101020⽬录⼀．本作业概述 (1)1. 所⽤模型 (1)2 来流条件 (1)3 ⽹格划分 (2)⼆. 求解结果 (3)1 流场云图 (3)2动⼒学参数 (3)3截⾯压强系数分布 (5)三．总结 (7)参考⽂献 (8)图表1 DLR-F4模型（1） (1)图表2模型参考数据 (1)图表3 来流参数 (1)图表4 ⽹格划分 (2)图表5 物⾯压强系数云图 (3)图表6 动⼒学参数 (3)图表7 升⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表8 阻⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表9俯仰⼒矩系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表10 升阻⽐计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表11 极曲线计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表12 残差收敛历史 (4)图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)图表14 机翼7个不同位置截⾯图 (5)图表15 机翼各个截⾯表⾯压强系数分布与实验数据对⽐图 (7)⼀．本作业概述1.所⽤模型DLR-F4翼⾝组合体，如图：图表 1 DLR-F4模型（1）参考⾯积0.1454 m2参考长度C ref141.2 mm参考半展长b ref /2 585.647 mm参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm 图表2模型参考数据2 来流条件⽓体属性理想，粘性来流温度T∞255.6 K来流压强P∞101325 pa来流雷诺数Re 3×106来流马赫数Ma 0.75攻⾓（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°图表 3 来流参数3 ⽹格划分⽹格要求：粘性⽹格，y＋≈30图表 4 ⽹格划分本作业我采⽤块结构⽹格进⾏划分，⽹格单元600万，⽹格划分⽤Pointwise软件完成。
cfd-17
文章编号: (2009)-17大客设计中的结构网格划分规范研究刘杰平1张淼2张玉东1张卫民11中国航天空气动力技术研究院，北京，1000742上海飞机设计研究所，上海）摘要：本文选取AIAA阻力预测工作组（DPW-II）所提供的翼身组合体DLR-F6为研究对象，它同时也是大型客机设计中最基本和最典型的外形。
为满足工程设计对结果精度和计算周期的双重要求，在计算机硬件条件和湍流模型、数值求解器以及具体参数设置都相同的前提下，网格技术就显得尤为关键。
本文根据实践中摸索出的原则所独立完成的网格，与DPW-II提供的三套密度由粗到细的标准网格，分别对DPW-II所要求的相同状态进行了认真的计算和分析。
结果表明：本文所使用的网格技术更适于大型客机工程设计的需求，同时也为进一步研究更复杂和更真实的大型客机奠定了基础。
关键词：大型客机；CFD；网格；DPW；DLR-F60 引言大型客机是国家“十一五”计划的重点支持项目。
在大型客机的方案选型和初样设计阶段，计算流体力学（CFD）发挥着其独有的重要作用。
在气动优化设计、雷诺数修正以及局部流场精细刻画等方面，CFD较风洞试验具有成本低、效率高的天然优势；但如何使CFD更好的满足大型客机工程设计对计算精度和周期的双重要求，这是CFD工作者必须面对和解决的问题。
计算精度主要体现在阻力的数值预测上，为研究阻力的计算精度问题，AIAA阻力预测工作组（DP W）于2001年和2003年先后召开了两次工作会（DPW-I和DPW-II），分别针对两组外形（DLR-F4翼身组合体和DLR-F6翼身组合体及加吊挂/发动机舱的组合体），各提供三套密度由粗到细的网格展开盲比[1,2]。
相关试验是20世纪90年代在法国ONERA S2MA 1.77m×1.75m跨声速风洞中完成的。
两次会议都有近20家单位使用近20种软件给出了计算结果，尽管与试验结果的比较情况千差万别，但基本反映出了CFD 对阻力计算精度问题的研究现状。
DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算
（． １西安 电子科技大学理学 院 ， １０ １ ７ ０ ７ ，西安 ； ． ２ 长安大学理学 院 ， １ ０ ４ 西 安 ； ７０６ ， ３ 中国航空计算 技术研 究所航空气动力数值模拟重点实 验室 ，７０ ６ ，西安） ． １０８
摘 要 ：采 用 美 国航 空 航 天 学 会 阻 力 测 试 小 组 提 供 的 多 块 对 接 网 格 ， 合 Ｓ ａａｔ ｌ ｒｓ 结 ｐ ｌｒ Ａｌ ａ 、 ～ ｍａ
ｖ ｎ ｙ ｏｄ － ｖ ｒ ｇ ｄ Ｎａ ｉｒＳ ｏ ｅ （ ｉｇ Ｒｅ ｎ ｌｓａ ｅ ａ ｅ ｖｅ － ｔ ｋ ｓ ＲＡＮＳ ｅ ｕ ｔｏ ｓｃ ｕ ｌｄ ｗｉｈ ｔ ｒｅ ｋ ｎ ｓｏ ｕ ｂ ｌｎ ｅ ） ｑ ａ ｉｎ ｏ ｐ ｅ ｔ ｈ ｅ ｉｄ ｆｔ ｒ ｕ ｅ ｃ ｍ ｏ ｅｓ ｔ ｅＳ ａａ ｔＡｌ ａ ａ Ｓ ）ｏ ｅｅ ｕ ｔｏ ｄ ｌ ｈ ｉ ｏ Ｓ ∞ ｍ ｏ ｅ ，ａ ｄｔ ｅＭ ｅ ｔ ｄ ｌ－ ｈ ห้องสมุดไป่ตู้ ｐ ｌｒ— ｌ ｒ ｓ（ Ａ ｍ ｎ ｑ ａｉｎ ｍｏ ｅ ，ｔ ｅＷ ｌ ｘ’ ｃ ｄ ｌ ｎ ｈ ｎ —
DLR_F4翼身组合体流场数值模拟_郑秋亚
5
1 J
Qv
5t
+
5QvU 5N
+
5QvV 5G
+
5QvW 5F
=
1 Re
[
5
RQ(v + v) ( l# 5N
¨v )
+
5
RQ( v +
v) (m# 5G
¨v ) +
5
RQ( v
+
v) (n# 5N
¨v )
+
1 J
Sv
].
( 3)
式中:
Sv
=
QCb1 ( 1-
f t2 )Sv +
R1e[ -
Q(Cw 1fw
-
Ckb21f t2 ) (
v d
)2
+
RQCb2 ( ¨v)2 -
1 R
(v
+
v ) ¨v#
¨Q]
+
R
e[ Qft1
($U )2
].
( 4)
湍流粘性系数 Lt, 由下式定义
vt = vff 1,
fv 1
=
V3
V3 +
c3v 1,
V=
v v
.
( 5)
式中: U、V 和 W 分别是沿 N、G 和 F方向的逆 变速
图 1 DLR-F4表面网格
F ig. 1 Surface gr ids fo r DLR-F 4 w ing body
计算状态 选用 A IAA DPW Ñ 提供 的计算状 态 M a = 0. 75, a= 0. 93b, R e= 3. 0 @ 106 ( 基于平均气动 弦长 ) , 由于此次会议公布的计算结果中采用 BL 代 数模型和 SA 一方程模型的较多, 为了使 本文计算 具有可比性, 本文选用 BL 代数和 SA 一方程 2种湍 流模型.
空气动力学验证模型与cfd-风洞数据相关性
Aeronautical Science & Technology
Jan. 25 2020 Vol. 31 No.01 1-16
空气动力学验证模型与 CFD-风洞
数据相关性
钟敏 1,*，华俊 1，孙侠生 1，郑遂 1，王钢林 1，张国鑫 1，王浩 1，李岩 1，李小飞 1，白俊强 2
1. 中国航空研究院，北京 100012 2. 西北工业大学，陕西 西安 710072
收稿日期：2019-09-12；退修日期：2019-09-20；录用日期：2019-10-10 *通信作者 . Tel.：010-84936172 E-mail：zhongmin@ 引 用 格 式 ：Zhong Min，Hua Jun，Sun Xiasheng，et al. Data correlation between aerodynamic validation model and CFD-wind tunne［l J］.
然而，DPW 也逐渐反映出 CFD 计算结果与风洞试验数 据之间的相关性问题。由于参加者以 CFD 工作者为主，研 讨主要专注于不同 CFD 计算方法、网格、湍流模型等，对风 洞试验数据可能存在的问题关注较少，如模型受弹性变形 以及试验支撑的干扰，使得试验模型和计算模型不匹配等。 为此，组委会根据第五届 DPW 出现的问题引入了欧盟的风 洞试验数据，在 2016 年 6 月最后一届 DPW 加入了模型机翼 弹性变形影响的研究内容。
关键词：CFD；风洞试验；空气动力学模型；模型变形；支架干扰
中图分类号：V211.3
文献标识码：A
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.01.001
现代飞行器的空气动力学设计已形成计算流体力学 (CFD)、风洞试验和飞行试验三大要素并列的格局，在这三 种主要手段之间，存在着数据的相关性问题，需要通过对比 或验证，掌握其间的相互关系和修正方法，才能更加有效地 用于飞机研发。在这方面需要建立公共的参照物或标准， 即空气动力学验证模型、研究模型或标准模型，也可称其为 空气动力学的第 3+1 基本要素。通常一架完整的型号飞机 具有相对全面的理论计算、风洞试验和试飞数据，但因为其 军事或商务方面的特殊性，不能作为气动研究的共用模型。 因此国际上自 20 世纪 30 年代以来就由公益性的国立科研 机构牵头，研发空气动力学验证模型，完成相应的地面或者 飞行试验，并将模型数据和计算、试验结果在一定范围内共 享，如 NACA 翼型系列[1]、AGARD-B 跨/超声速风洞标定模 型[ 机翼[4]等，有 效地促进了航空空气动力学的发展。
CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展
CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展罗磊;高振勋;蒋崇文【摘要】综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况,及其在航空领域的应用现状.在CFD技术发展方面,从计算格式、网格方法、湍流模拟3个方面进行了综述,并对未来CFD技术的发展方向进行了展望.在CFD技术的应用方面,重点介绍了飞行器外形优化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)020【总页数】5页(P77-81)【关键词】计算流体力学;空气动力学;航空;飞行器【作者】罗磊;高振勋;蒋崇文【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）自20世纪60年代随计算机技术的不断进步而迅速发展，如今已深入到包括航空、航天、船舶、水利、冶金、建筑、化工等工程领域的各个方面，取得了巨大的成就。
航空领域是最早应用和发展CFD技术的领域，在半个多世纪的时间里，航空工程界形成了一套行之有效的CFD技术应用方式，充分合理地利用CFD技术优势，有效缩短了技术研发与型号研制的周期。
在当今航空领域迅猛发展的形式下，CFD技术展现出巨大的应用价值和发展潜力。
本文旨在综述CFD技术近期的发展情况，并展望未来CFD技术的发展方向，以及介绍CFD技术在航空领域应用的现状。
1 CFD技术发展随着CFD技术发展的深入，CFD面临着越来越多的困难。
本文从计算格式、网格方法、湍流模拟等方面介绍CFD技术的最新发展情况。
在CFD领域中，低阶格式由于其鲁棒性和可靠性，被广泛用于工程实际的计算中。
尽管低阶格式已在复杂外形的复杂流动数值模拟中取得了巨大成功, 但低阶格式具有较大的数值耗散与色散。
DLR—F6翼身组合体跨音速流场CFD应用计算研究
问题 的 ＡＡ 第 二 届 工 作 会 议 （ Ｐ Ⅱ） 的 ＩＡ ＤＷ 中
Ｄ Ｒ ＿ ６翼身 组 合 体 模 型 。首 先 利 用 “ 立 方体 ” Ｌ－ Ｆ 超
概念构建了绕 Ｄ Ｒ ６ 身组合 体的高质量多块 Ｌ —Ｆ 翼
结 构拼 接 网格 ， 究 了 网格 拓扑 结构 对 Ｄ Ｒ Ｆ 研 Ｌ — ６翼
动力 学研 究 项 目 Ｅ Ａ Ｐ 和致 力 于研 究 阻力 精 度 ＣＲ…
法一直无法精确计算跨音速流场问题 ， 一方面这是
由于跨 音速 流 场 的速 度 范 围具 有 特 殊性 ， 行器 表 飞 面跨音 速 区 的气流 是 既 有 亚音 速 又 有 超音 速 的“ 混 合 流动 ” ， 且 跨 音 速 问题 对 算 法 的耗 散 特 性 十 区 而 分 敏感 ， 常会 出现 计 算 收 敛难 ， 靠 性 差 等 问题 。 通 可
响 具有 十分 重要 的意义 。
Hale Waihona Puke ＤＲ Ｆ Ｌ — ６翼身 组 合 体 是 一 个 跨 音 速 运 输 机 的 经 典算 例 ， 国外 多 个 风 洞 中 进 行 过 吹 风试 验 ， 在 其 试 验数 据可 靠 ， 到 了国 际 流体 力 学 工 作 者 的一 致 得 认 可 。本文 采用 Ｃ Ｄ数值 方法 ， 用 欧 洲计 算空 气 Ｆ 选
摘
要
针对跨 音速 运输机经典算例 Ｄ Ｒ ６翼身组合体模型 ， Ｌ —Ｆ 采用 Ｃ Ｄ方法对 其气 动特 性进 行 了黏 性流 动数值模 拟， Ｆ 流
动模型为 雷诺平 均 Ｎ Ｓ Ｒ Ｎ ） ． （ Ａ Ｓ 方程 。首先 采用 “ 超立方体” 概念 生成绕 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ６翼身 组合体 的高质 量多块结构拼接 网格 ， 研 究 网格拓扑结构 对气动特 性的影响。在此基础上通过 网格细分 和粗分 考查 了网格 密度对计 算结果 的影 响， 后进行 了湍流 最 模 型的影响研 究。通过 与实验 数据对 比分析 ， 出 了适 宜 Ｄ Ｒ Ｆ 得 Ｌ — ６翼身组合 体跨音速黏性流动 的计算 网格 ， 并总结 出了能较 好 模拟其跨音速流场特 性的湍流模 型。结果表 明： 网格拓 扑结构 的合理 设计会 对计 算结果产 生一定 的影 响。网格 密度 对机
机翼—机身—吊架—短舱的跨声速流计算
机翼—机身—吊架—短舱的跨声速流计算
孙刚;乔志德
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1995(013)004
【摘要】本文通过使用多块网格的嵌合全技术，计算了机翼－机身－吊架－短舱
的跨声速流场。
将机翼－机身－吊架－短舱流场分为机翼机－机身和吊架－短舱两个子区域，根据嵌套网格结构建立机翼－机身－吊架－短舱的组合网格，分别对这两个子区域根据相应的边界条件独立求解，然后采用嵌合体技术传递两个子区域的干扰信息，通过两个流场的耦合迭代得到机翼－机身－吊架－短舱流场的计算结果，数值模拟结果与实验结果进行了比较，两者吻合较好。
【总页数】8页(P374-381)
【作者】孙刚;乔志德
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.结合部网格系统在机身-边条-机翼组合体绕流计算中的应用 [J], 李孝伟;范绪箕
2.机翼机身跨声速绕流的计算 [J], 孙刚;乔志德
3.绕侧滑锥体,三维机翼与机身的超音速非线性全位势流计算 [J], 陈红全;黄明恪
4.大展弦比直机翼双机身飞机中机身与机翼的最佳布置问题 [J], 邓扬晨;吴敬涛;贺
集乐
5.机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟 [J], 高正红;黄江涛
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