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.
度; l、m、n 是 N、G和 F面上的法向量; v是运动粘性
系数; R= 2 / 3. 式中 用 到的 函 数和 常 量详 见 文 献
[ 8]. B aldw in-Lom ax ( BL ) 代数模型详见文献 [ 9] .
2 网格构建和计算状态
为了将网格质量对计算结果的影响降到最小, 本文采用 / 超立方体 0概念构建绕 DLR-F4翼身组合 体的高质量多块连续拼接结构化网格. 在机头、机尾 和翼梢处分别构建一块超立方体网格 ( H-H 型 ), 以 避免翼稍、机头和机尾处网格退化现象的产生. 机身 和机翼的其余部分均采用 O-H 型网格. 图 1是 DLRF4翼身组合体表面网格, 图 2是其空间网格拓扑结构. 远场边界距物面的距离取为机身长度的 4倍.
# 1030#
哈尔滨工程大学 学报
第 31卷
例研讨会 0. CFD研究人员认为, 计算网格的品质、密度 和湍流模型对阻力精度影响显著 [ 4, 6-7] .
为研究阻力计算精度, 本文 以 DLR-F4 翼身组 合体为模型算例, 采用 / 超立方体 0概念构建计算网 格, 通过网格再细分得到 3种不同密度的高质量多 块连续拼接结构化网格, 进行与 A IAA DPW I同状 态的雷诺平均 Navier-S tokes( RANS)方程计算. 首先 对本文构建的计算网格质量进行评估, 然后详细分 析网格密度、湍流模型对计 算结果的影响, 为 CFD 模型的选取和高质量网格的构建提供参考.
第 31卷第 8期 2010年 8月
哈尔滨工程大学学报 Journal o f H arbin Eng ineer ing Un iversity
do:i 10. 3969/ .j issn. 1006-7043. 2010. 08. 007
V o .l 31 l . 8 A ug. 2010
DLR-F4翼身组合体流场数值模拟
使用上述网格拓扑结构, 取第一层网格距离物 面的尺度为 1 @ 10- 5 m, 生成规 模为 97. 985 0 万网 格点的计算网格, 即本文的粗网格. 在粗网格的基础 上, 适量增加机翼弦向和展向的网格点数, 形成具有 165. 647 4万网格点的中等计算网格. 最后在中等网 格的基础上, 将第一层网格距物面的距离缩小到 1 @ 10- 6m, 增加固壁法向网格点数, 形成细网格, 规模 为 286. 941 0万网格点.
第 8期
郑秋亚, 等: DLR-F4翼身组合体流场数值模拟
# 1031#
图 2 空间网格拓扑结构 F ig. 2 T opo log ical structure of space gr id
3 计算结果与分析
使用本文超立方体结构的粗、中、细网格, 结合 BL 和 SA 湍流模型, 进行绕 DLR-F4翼身组合体流 场的 RANS方程计算, 着重考察网格密度和湍流模 型对翼身组合体气动特性的影响. 首先对本文计算 网格的质量进行测评, 使得在后序分析网格密度和 湍流模型对计算结果的影响中尽量少包含网格质量
Abstract: The DLR-F4 w ing-body m odel is a smi plified geom etric smi ulation of current subsonic comm erc ia l aircraft intended to he lp evaluate smi ulations pred icting a ircraft drag. T he accuracy of computed drag around it w as invest igated, and in part icular, the effects of grid and turbulence modelsw ere analyzed. Thisw as done by solving the Reynolds- averaged Nav ier-Stokes equations ( RANS) coupled w ith the Spalar-t A llm aras and Baldw in-Lom ax turbulencem ode ls. A h igh quality mult-i block structured patched g rid around the w ing-body configuration w as generated using the hypercube concept. M esh refinem ent was performed to investigate the effects of the grids' density. The results show ed that computed lift w as slight ly affected by turbu lence models and the grids' density. Com puted drag was significant ly affected by both turbulence models and the grids' density. The pressure coefficient d istribution w as slightly affected by the grids' density. This research show ed that the accuracy of computed drag can be mi proved by decreasing the grid interval between the object plane and the firs-t layer m esh as w ell as by properly increasing the density of the grids. K eyword s: drag; m esh refinem en;t Nav ier S tokes equations; turbu lence m odels; W ing Body conf igurations
讨论会, 其中影响较大的有以确认欧洲计算软件和 评估各种湍流模型为目标的欧洲计算空气动力学研 究项目 ECARP[ 2] 和致力于研究阻力精度问题的 A IAA DPW. 为研究阻力的计算精度, A IAA 阻力预测小组于 2001年 6月召开了首次阻力计算工作会议 ( DPW I), 以 DLR-F4翼身组合体作为标准算例, 与会的 18家单 位提供了 14种软件的计算结果 [ 3-4] . 2003年 6月召开 了第二次工作会议 ( DPW Ò), 以 DLR-F6翼身组合体为 标准算例 [ 5-6] . 国内近几年也相继组织了 / CFD 统一算
1 流体运动控制方程
在一般曲线坐标系下, RANS 方程的无量纲化
守恒型形式为
5Q 5t
+
55EN+
5F 5G
+
5G 5F
=
1 Re
(
5Ev 5N
+
5F v 5G
+
5G5Fv ).
( 1)
式中: Q 为守恒变量; E、F、G 为无粘通矢量; E v、F v、 Gv 为粘性通矢量; R e是雷诺数.
Spa lar-t A llm aras ( SA ) 一方程湍流模 型 [ 8] 是目 前应用最为广泛的涡粘性湍流模型, 其核心思想是
( 9140A 160308HK 61 ) ; 国 家 自 然 科 学 基 金 资 助 项 目 ( 60974082 ). 作者简介: 郑秋亚 ( 1964-) , 女, 高级工 程师, 博士 研究 生, E-m ai:l q-i uyazheng@ 126. com; 刘三阳 ( 1959-) , 男, 博士生导师, 博士后. 通信作者: 郑秋亚.
Num erical simulation of the flow fields around the DLR-F4 w ing-body configuration
翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究
翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究
顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【期刊名称】《上海交通大学学报》
【年(卷),期】1987(0)5
【摘要】用有限基本解方法研制成翼身组合体升力和力矩的计算程序。
以当量回转体代替机身,机翼可以有后掠、厚度及弯度。
厚度问题用线源模拟,先予解决。
然后求解升力问题,这时考虑了厚度的影响。
此法简单且有一定的精度。
本文还计算了一些实例,并与实验作了比较。
对机身影响、机翼的后掠和根梢比等作了简要的讨论。
【总页数】8页(P48-54)
【关键词】空气动力学;翼身组合体;数值方法
【作者】顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【作者单位】上海交通大学工程力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V21
【相关文献】
1.减摇鳍与舭龙骨组合体定常升力数值计算 [J], 丁勇;李积德
2.振动舵亚音速定常和非定常气动特性研究 [J], 詹德来
3.机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算 [J], 孙乐;韩子鹏
4.扑翼升力特性的非定常涡格法计算研究 [J], 朱标;宋文萍;袁昌盛
5.升力面有地面效应的亚音速非定常气动力数值计算法 [J], 周文伯
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DLR—F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究
DLR—F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究作者：孙悦李仁府熊有德周玲王亮来源：《航空兵器》2017年第05期摘要：本文选用DLR-F6翼身组合体模型，分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。
分析结果表明，六面体、四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致，在保证相同计算结果精度的前提下，多面体网格使用的网格单元数量最少，计算效率最高，且网格生成十分方便。
此外， S-A，SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布，但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大，而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。
从湍流模型构造上分析发现， S-A和SST模型基于湍流各向同性假设，忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差，而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性，因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。
关键词： DLR-F6；计算网格；湍流模型；多面体网格；分离区中图分类号： V211.3； O354.4文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2017）05-0060-080引言为了更好地评估计算流体力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）技术在亚音速飞机阻力预测方面的应用情况，从2001年到2016年，美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics， AIAA）应用空气动力学技术委员会（Applied Aerodynamics Technical Committee）共组织召开了六次阻力预测会议（Drag Prediction Workshop， DPW）[1]。
会议邀请全世界的高校、研究院所、工业部门参加，前三届会议统一选用德国宇航公司（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt， DLR）的翼身组合模型，从第四届会议开始，改用波音公司和NASA共同设计的CRM（Common Research Model）模型。
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。
DLR-F4翼身组合体流场数值模拟
Ｚ Ｅ Ｇ Ｑ ｕｙ Ｌ Ｕ Ｓ ｎｙ ｎ Ｌ Ａ Ｇ Ｙ —ｕ Ｈ Ｎ ｉ—ａ一， Ｉ ａ —ａ ｇ ． Ｉ Ｎ ｉ ａ ｈ
（．Ｓｈｏ ｏ Ｓｉ ｃ ， ｉａ ｎ ｅｓｙ ｉａ １０１ ｈ ａ ２ ｃｏｌｏ ｃ ｎｅ Ｃ ａｇａ ｎｖｒ ｔ，Ｘ ｎ ７０６ ，Ｃ ｉａ １ ｃｏｌ ｆ ｃ ｎｅ Ｘｄ ｎ Ｕ ｉ ｒｔ，Ｘ ＂ ７１７ ，Ｃ ｉ ； ．Ｓｈｏ ｆＳｉ ｃ ， ｈｎ ｎ Ｕ ｉ ｓｙ ｉａ １０４ ｈｎ ； ｅ ｉ ｖ ｉ ｎ ３ ｎ ｅ ｅｉ ｔ ３Ａ ｒｎｕｃｌ ａｏａ ｒ ｏ ｏ ｐ ｔｉ ａ Ｆ ｉ Ｄ ｎｍｃ ， ｅｏａｔ ｓ ｏ ｐｔ ｇＴｃｎ ｕ ｅｅｒｈＩｓｔｔ， ｉ １０８ Ｃ ｉ ） ． ｅ ａｔａ Ｌｂｒｔｙ ｆ ｍ ｕ ｔ ｎｌ ｌ ｄ ｙ ａ ｉ Ａ ｒ ｕｉ ｍ ｕ ｎ ｅｈｉ ｅＲ ｓａ ｔｕｅ ｘ， ７０６ ， ｈｎ ｏ ｉ ｏ Ｃ ａｏ ｕ ｓ ｎ ｃＣ ｉ ｑ ｃ ｎｉ ａ ｎ ａ
摘 要 ： 了研究阻力计算精度并考察 网格 和湍流模 型对翼 身组合 体构 型气动特性 的影 响 ， 过求解 雷诺平均 Ｎ ｖ ｒ 为 通 ａｉ — ｅ
Ｓ ｋｓ ｔ ｅ 方程耦合 Ｓ ａ ｒ Ａｌ ｒｓ Ｂ ｌｗｎＬ ｍａ ｏ ｐｌ ｔ ｌ ａ 和 ａ ｉ—ｏ ｘ湍流模型 ， ａ — ｍａ ｄ 数值模 拟 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ —４翼身组合体流场． 使用 “ 超立方体 ” 概念构 建绕 Ｄ ＲＦ Ｌ —４翼身组合体 的高质量 多块结构拼接 网格 ， 过 网格 细分来研 究 网格 密度对 计算结 果的影 响． 果表 明： 通 结 湍 流模 型和网格 密度对升 力影 响较 小 ， 对阻力影 响较 大 ， 网格密度对 压力系数 分布影响甚微 ； 当地缩小第一 层 网格 到物 适 面的距离 ， 增加物面法 向网格点数能改善阻力计算精度 ． 关键词 ： 阻力 ； 网格细分 ； ａｉｒ ｔ ｅ 方程 ； Ｎ ｖｅ Ｓ ｋ ｓ ｏ 湍流模型 ； 身组 合体 翼
ANSYSCFX对飞机气动阻力的精确模拟
ANSYS CFX对飞机气动阻力的精确模拟I冒ANSYSCFX对飞机气动阻力的精确模拟计算流体动力学(CFD)现在已经广泛应用于航空,航天[业的概念,预研和工程设计阶段来评估气动性能.现在先生CFD技术和计算机能力使得在短时间内来模拟整架飞机,,--ji~计周期有重要影响.公认CFD对评估气动特性(诸如升力或阻力)随设计的炙变是很有价值的.然而,对于准确预测气动特性(尤其是且力)的绝对值还有很多不确定性.由于缺乏可信度,当前:FD主要作为筛选大量潜在设计的工具.因此如果能够准确进亍气动计算,CFD将是大量风洞气动特性测试和性能计算的最差候选者.减少设计周期和降低试验验证的费用希望准确预测气动寺性的绝对值.第二届AIAA阻力预测研讨会的目的是评定当百CFD软件的情况,来增加使用这种技术预测复杂飞行器外乡气动性能的可信度.在最近三年时间内,AIAA(美国飞机工业协会)举办了两i研讨会,目的是评估当前的CFD方法对整机气动力的模拟青度.2001年的第一届的研讨会有18家CFD软件参加,测试真型采用了DLR—F4翼身组合体,网格由ANSYSICEMCFD供.当时不同软件给出的结果相差很大.甚至采用同样的岩流模型后,不同软件给出的结果仍然相差很大.因此,AIAA定举办第二届研讨会,测试内容相同,但测试模型改为tLR-F6.AIAA于2003年6月21日在美国奥兰多举办了第二届研寸会.测试模型选用了DLR-F6翼身组合体(WB)和DLR-F6 墓身发动机挂架组合体(WBNP),测试目的是比较不同软件寸一系列攻角状态下两种外形的气动阻力,升力,俯仰力矩计算准确度.为了保证模拟结果的质量,AIAA要求参加测试的软件必页计算不同网格密度下的结果.所有的软件都统一采用~NSYSICEMCFD划分的网格.对DLR-F6翼身组合体(WB) 形,网格数量分别为3450000(粗网格),5820000(中网旨),10130000(密网格):对DLR-F6翼身发动机挂架组合体WBNP)外形,网格数量分别为4890000(粗网格l,84300002中国制造业信息化2005年7月(中网格),13690000(密网格).由于风洞试验模型采用了转捩带,计算过程也考虑了层流到湍流的转捩.网格密度测试发现对中网格和密网格来讲, 所有的主要结果参数都改变很小.本文显示的结果都是基于中密度网格计算的.数值方法在这次测试中,ANSYS公司采用CFX-56完成了所有状态的计算.CFX-5的特点是采用了当今CFD发展的最先进技术,即全隐式多重网格耦合求解器.作为压力基的方法,CFX-5 的全隐式多重网格耦合求解器已被证明对测试案例能得到高质量的收敛结果.此外.CFX-5中的物理模型是高度优化的. 本次计算采用了SST湍流模型以及自动壁面函数.计算结果ANSYSCFX的模拟结果在整个测试攻角范围内都和试验值吻合得很好.奇怪的是,大多数其它CFD软件的计算结果很难和试验值吻合.对飞机来说,阻力比升力小一个量级,因此,阻力比升力明显地要难以模拟.而ANSYSCFX给出的阻力计算结果表明,两种外形所有测试攻角范围内都和试验值吻合得很好.ANSYSCFX计算的所有工况中,阻力和试验值的最大误差在没有发动机时为32%,有发动机时是55%,此外,对由于挂架和发动机引起的附加阻力也模拟得相当准确.AIAA的评估结果认为,ANSYSCFX完全达到了他们的评估要求,与参与测试的其它软件相比,表现优异.收敛性能飞机全机气动计算的主要障碍之一是计算机资源的消耗较大,因此,高效率的收敛性能显得非常重要.ANSYSCFX在本次计算中,所有的工况都在100步到150步之间就迭代收敛了.这也是所有参加测试软件中迭代步数最少的一个软件. 结论ANSYS公司的CFX软件成功地完成了AIAA的气动力计算测试.这也表明基于压力方法的CFD软件非常适合跨音速流动的气动计算.在参加测试的25个软件中,CFX的计算结果一致性非常出色,和试验值吻合得很好.o'。
弧形翼-身组合体绕流流场数值模拟及实验研究
Ｊ ｎ ２ １ ｕ ．０２
弧 形 翼 一 组 合 体 绕 流 流 场 数 值 模 拟 及 实 验 研 究 身
郑 健 ， 周长省 ， 鞠玉涛
（ 南京理工大学 机械工程学院 ， 江苏 南京 ２ ０９ ） １０ ４
摘
要 ： 了研 究标 准技 术协 作 计划 （Ｔ Ｐ 弧 形翼 一 为 Ｔｃ ） 身组 合 体 的 空 气动 力 学特性 ， 对其 在超 声
ｄｎ ｍｃ ， Ｆ 方 法 对 弧 形 翼 绕 流 流 场 进 行 数 ｙａ ｉｓＣ Ｄ） 值 模 拟 成 为研 究 的主 流 方 向 。 国外 Ｗａｄａ ｒｌｗ等
人 ＿ 首 先 采 用 无 粘 流 计 算 模 型 研 究 了技 术 协 ｌ 作 计 划 （Ｔ ｅ ｅ ｈ ｉ ｌ ｏｐ ｒｔ ｎ ｒｇａ ｈ ｔｃ ｎｃ ｃ ｏ ｅａｉ ｐｏ ｒｍ， ａ ｏ Ｔ Ｃ ） 准 弧 形 翼 模 型 的 绕 流 流 场 。Ｈａｒ ＿ ＴＰ标 ｒｉ ２ ｓｊ 采 用 粘 性 流 计 算 方 法 研 究 了 来 流 条 件 为 马 赫 数 １ ３～３ ０零 攻 角 下 的 自 诱 导 滚 转 力 矩 。 ． ．
收 稿 日期 ：０ １ ０ — ４ ２ １— ８ ２
１ ６３． ｏ 。 ｃｒ ｎ
修 回 日期 ：０ ２ ０ — ０ ２ １ — ４ １
作者简介 ： 郑健 （９ ８ ） 男 ， 士 ， 师 ， 要 研究 方 向： １７ 一 ， 博 讲 主 固体 火 箭发 动 机 总体 技 术 ， － ｉ ｚｅｇ ａ — ｅｏ Ｅｍａ ：ｈ ｎｊｎ ｈｌ ＠ ｌ ｉ ｌ
关键词： 弧形翼 ； 身组合 ； 翼一 流场； 雷诺应力湍流模型 ； 平流迎风劈裂法； 吹风 实验 中 图分类号 ： ２ １ Ｖ １ 文章编 号 ：０ ５ ９ ３ （０ ２ ０ — ５ ５ ０ １０ — ８０ ２ １ ）３ ００ — ６
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—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
_DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算
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