_DLR-F6翼身组合体的高阶精度数值模拟

三维NS方程

学校代码 10699

分类号 V211

密级学号 036050167

硕士学位论文

（学位研究生）

题目

三维N-S方程数值求解及

S-A湍流模型应用研究

作者李广宁

学科、专业流体力学

指导教师李杰

申请学位日期

二零零六年三月西北工业大学硕士学位论文

I

摘要

通过数值求解Euler方程模拟真实流场的流动特性，已经越来越不能满足现

代飞机的设计要求和需要，为了更加准确地模拟流场信息，提供详细、高效、实

用的气动数据，Navier-Stokes(N-S)方程组的数值求解技术已经成为计算流体力

学学科的一个重要研究方向。另外，在自然界和科学与工程实践中存在的流动现

象大多数是湍流现象，我们在讨论复杂流动现象的数值模拟时，自然也就离不开

对湍流现象的研究与模拟。

本文基于中心有限体积方法，采用显式四步Runge-Kutta时间推进格式进行

N-S方程组的数值求解，选用一方程Spalart-Allmaras湍流模型对粘性流场进

行数值模拟，并与代数Baldwin-Lomax湍流模型的粘性流场数值模拟能力进行对

比研究。本文主要进行了以下几个方面的工作：

1. 粘性网格生成技术。采用沿物面边界法向外推法和求解椭圆型偏微分方

程法相结合的方法生成粘性计算网格。法向外推方法生成的内层代数网

格能够保证在物面附近的网格具有很好的正交性，并可控制第一层网格

至物面距离；采用Hilgenstock源项控制方法实现外层椭圆网格对边界

正交性和距离的双重控制，保证了网格合理光滑的分布并具有较高的质

量。

2. N-S方程组的数值求解方法研究。对流项的空间离散采用改进的“中心

有限体积+人工粘性”格式。对人工粘性中的压力感测因子进行改进，

使其具有类TVD性质，并有效地抑制不真实的数值振荡，以适应较高马

赫数的流场计算，使格式更具鲁棒性。时间推进格式采用改进的显式四

步Runge-Kutta格式，并采用当地时间步长、隐式残值光顺加速收敛措

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。

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

多重网格技术在侧喷干扰流场模拟中的应用

薄靖龙;刘耀峰;曹宁

【摘要】开展了多重网格技术在侧向喷流干扰流场数值模拟中的应用研究.采用修正的限制算子和回插算子,解决了多重网格技术在超声速/高超声速侧向喷流干扰流场模拟中的稳定性问题.使用全近似(FAS)格式和两重网格V循环,数值模拟了不同条件下的单、多喷流干扰流场,计算结果表明:应用修正算子的多重网格技术可以显著提高侧向喷流干扰流场计算的收敛速度,并且计算稳定性好.

【期刊名称】《弹箭与制导学报》

【年(卷),期】2015(035)003

【总页数】5页(P143-147)

【关键词】多重网格技术;高超声速;侧向喷流;喷流干扰;数值模拟

【作者】薄靖龙;刘耀峰;曹宁

【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074

【正文语种】中文

【中图分类】V211.3

随着航空航天飞行器向着更高空、更高速、更高效的方向发展,在越来越多的飞行器上采用侧向喷流控制技术进行姿态或轨道控制。侧向喷流进入高速主流引起的复杂干扰流动,构成了最复杂的流场之一,在这种流场中包含着激波/边界层干扰、激波/激波干扰、流动分离与再附、漩涡等一系列复杂流动现象[1-5],图1给出了典型模型对称面上的复杂侧向喷流干扰流场结构示意[5]。

由于侧喷干扰流场结构复杂,特别是位于喷口附近的流场,物理参数变化异常剧烈,为准确预测流场中存在的复杂流动现象,需要根据流动特点进行针对性的网格加密,从而导致网格量较大,在工程应用中对于部分外形复杂的飞行器(如包含多喷流、多舵面等),网格量过大这一特点尤其显著。加之工程应用中计算状态多,往往多达上万组,在现有计算方法与计算资源条件下,难以满足工程计算任务的需要。因此,采取合适的加速收敛措施,提高侧喷干扰流场的收敛速度具有重要的工程应用价值。

基于RANS方法的民用飞机网格分析

第４３卷第５期　２０１３年９月　航空计算技术　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｃｏｍｐｕｔｉｎｇ　Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ　Ｖｏ１．４３　Ｎｏ．５　Ｓｅｐ．２０１３　

基于ＲＡＮＳ方法的民用飞机网格分析　

聂智军，咸水燕，麻蓉，颜　洪　

（中航工业西安航空计算技术研究所，陕西西安７１００６８）　

摘要：基于ＲＡＮＳ方程分别对代表民机巡航的ＤＬＲ—Ｆ６模型和增升的ＮＡＳＡ　ＴＲＡＰＷＩＮＧ模型进行多块结构化网　格生成技术研究，通过网格拓扑、分布、质量参数等多项研究，得到影响民机外流场粘性计算需要的网格生成因子，　形成一套适用高精度阻力预测的民机ＣＦＤ网格生成指南。同时，为验证网格设计方法的可靠性及准确性，分析了　不同网格生成准则对于ＣＦＤ计算模拟精准度的影响，为民机计算策略研究及气动力设计提供了参考依据，具有重　要的工程实用价值。　关键词：ＲＡＮＳ；民机；多块结构网格；阻力预测；网格生成指南　中图分类号：Ｖ２１１　文献标识码：Ａ　文章编号：１６７１．６５４Ｘ（２０１３）０５．００１５．０５　

Ｍｅｓｈ　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　Ｃｉｖｉｌ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ＰＬＡＮＳ　Ｅｑｕａｔｉｏｎｓ　

ＮＩＥ　Ｚｈｉ－ｊｕｎ，ＣＨＥＮＧ　Ｓｈｕｉ—ｙａｎ，ＭＡ　Ｒｏｎｇ，ＹＡＮ　Ｈｏｎｇ　

（Ｘｉ　ａｎ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　Ｃｏｍｐｕｔｉｎｇ　Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＡＶＩＣ，Ｘｉ　ａｎ　７１００６８，Ｃｈｉｎａ）　

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ＲＡＮＳ　ｅｑｕａｔｉｏｎｓ，ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ　ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ　ｏｆ　ｍｕｌｔｉ—ｂｌｏｃｋ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄ　ｇｒｉｄ　ｉｓ　ｓｔｕｄｉｅｄ　ｆｏｒ　ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ　ｏｆ　ｃｉｖｉｌ　ａｉｒｐｌａｎｅ：ＤＬＲ—Ｆ６　ｃｒｕｉｓｅ　ｍｏｄｅｌ　ａｎｄ　ＮＡＳＡ　ｔｒａｐｅｚｏｉｄａｌ　ｗｉｎｇ　ｈｉｇｈ－ｌｉｆｔ　

天问一号着陆器EDL过程建模与仿真

Vol. 43 No. 1

January 2022第43卷第1期

2022年1月宇航学报

Journal of Astronautics

天问一号着陆器EDL过程建模与仿真

陈正

1,崔祜涛

1,田阳

1,黄翔宇彳

（1.哈尔滨工业大学深空探测基础研究中心，哈尔滨

150001 ；

2.北京控制工程研究所，北京

100094）

摘要：针对天问一号着陆器的进入、下降与着陆（EDL）过程，考虑伞降动态特性，建立包含大底与背罩分离

过程的EDL全过程高保真仿真模型。对着陆器跨越高超声速到亚声速的飞行过程，特别是伞降过程中降落伞、着

陆器、大底、背罩的相互作用进行建模，建立了着陆器六自由度刚体动力学模型、降落伞-着陆器（背罩）组合体模

型、大底（背罩）-着陆器组合体模型。结合着陆器、降落伞的力学环境模型以及大气进入与着陆过程的制导策略,

构建了着陆器EDL全过程的仿真模型。通过弹道仿真分析了天问一号着陆器在进入与着陆过程中的动态特性，仿

真结果表明,飞行轨迹与天问一号着陆器的真实飞行结果具有较高的一致性，验证了模型的准确性。

关键词：

天问一号着陆器；进入、下降与着陆；动力学建模

中图分类号：

V412. 4 +1 文献标识码：

A 文章编号：

1000-1328（2022）01-0091-12

DOI：

10.3873/j. issn. 1000-132& 2022.01.011

Tianwen-1 Lander Entry, Descent and Landing Modeling and Simulation

CHEN Zheng1, CUI Hu-tao1, TIAN Yang1, HUANG Xiang-yu2

(1. Deep Space Exploration Research Center, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China

；

2. Beijing Institute of Control Engineering, Beijing 100094, China)

无人机着舰流场的数值模拟研究

２０１９年２月

第３７卷第１期西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＦｅｂ．Ｖｏｌ．３７２０１９Ｎｏ．１

ｈｔｔｐｓ：／／ｄｏｉ．ｏｒｇ／１０．１０５１／ｊｎｗｐｕ／２０１９３７１０１８６

收稿日期：２０１８⁃０１⁃１１基金项目：陕西省重点研发项目（２０１８ＺＤＣＸＬ⁃ＧＹ⁃０３⁃０４）资助作者简介：李旭（１９９３—），西北工业大学博士研究生，主要从事飞行器设计研究。无人机着舰流场的数值模拟研究

李旭１，祝小平２，周洲１，２，许晓平１，２

（１．西北工业大学航空学院，陕西西安　７１００７２；２．西北工业大学无人机特种技术重点实验室，陕西西安　７１００６５）

摘　要：针对航母尾迹对舰载机着舰过程气动特性的影响，采用嵌套网格的方法，对无人机在不同风

向下的着舰过程进行了数值模拟。首先，对不同网格划分，定常和非定常计算进行了比较，发现有无

附面层对航母流场结果影响不大，下滑线上定常计算的结果和非定常时均的结果类似。然后，对０°和±１５°风向下的航母流场进行了分析，表明航母尾迹随风向的变化而变化。接着，对单独无人机降落的

过程进行了模拟，验证了所建立的嵌套网格的可靠性。最后，对耦合航母情况下无人机的着舰进行了

仿真，结果表明降落过程中飞机一直处于低动压的状态，升力和俯仰力矩变化明显，不同风向下着舰

气动特性的变化也存在差异。研究结果为以后舰载机安全着舰的评估和控制提供了参考。

关　键　词：舰船尾迹；无人机；着舰飞行；数值模拟；嵌套网格；非定常气动力

中图分类号：Ｖ２１１文献标志码：Ａ文章编号：１０００⁃２７５８（２０１９）０１⁃０１８６⁃０９

航母是一个国家海军力量的重要体现，实现舰

载机在航母上的安全起降才能最大程度地发挥航母的作用。航母的甲板上存在着高大的塔形舰岛，其后会形成大的分离区，左右舷也存在着卷起的分离涡［１⁃２］；在航母尾部，下沉的气流形成“公鸡尾

一种高效的壁面距离计算方法

李广宁;李凤蔚;周志宏

【摘要】采用CFD(Computational Fluid Dynamic) 技术进行湍流效应数值模拟时,经常需要计算流场网格点到最近壁面的距离.当网格规模很大,特别是针对一些动网格问题,壁面距离的计算量很大且费时,影响整个流场求解效率.本文对壁面距离计算的直接算法和基于二叉树技术的ADT (Alternating Digital Tree) 快速算法进行了对比分析和研究,提出了一种高效的、基于方盒切割技术的快速计算方法,并采用不同外形的CFD计算网格对该方法进行了验证.计算结果表明,新方法的壁面距离计算效率明显高于直接算法和ADT算法,并具有较好的鲁棒性和通用性,可以便捷地移植到现有的CFD计算程序中,从而提高整个流场的数值计算效率.

【期刊名称】《航空工程进展》

【年(卷),期】2010(001)002

【总页数】6页(P137-142)

【关键词】CFD;湍流模型;壁面距离;ADT树;二叉树;方盒切割

【作者】李广宁;李凤蔚;周志宏

【作者单位】西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072

【正文语种】中文

【中图分类】V211.3

0 引言

采用CFD技术进行数值模拟的物理问题中，常常需要计算空间区域中各离散点到最近壁面的距离，例如，在流场湍流效应数值模拟过程中，许多湍流模型都要计算壁面距离[1-3]。当几何外形很复杂、网格规模很大时，壁面距离的计算量很大，会对整个流场计算效率产生很大的影响。尤其是对一些动网格问题，如武器投放、伞兵空降等，需要反复计算壁面距离。对于某些大型三维静止网格算例，即使是采用Cray C90级别的巨型计算机也需要3个小时完成壁面距离的计算[4]。因此，本文设计了一种高效、快速的壁面距离计算方法，以提高流场数值模拟的计算效率，满足工程实践的需要。

考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算

龙源期刊网

考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算

作者：李权魏剑龙张彦军

来源：《计算机辅助工程》2011年第04期

摘要：针对现代民用飞机设计巡航阻力预测中不考虑转捩影响很难完善计算与试验对比的问题，采用固定转捩和全湍流方法完成DLR_F4翼身组合体阻力计算，并与试验及相关文献结果进行对比.结果表明：采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基本一致，二者之间总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面；在大多数迎角下，全湍流计算结果与试验比较接近，只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差；2种计算方式对评估带有小范围层流区风洞试验的阻力结果有积极意义.

关键词： DLR_F4翼身组合体；阻力预测；转捩；湍流

中图分类号： V224；TB115.1文献标志码： B

Drag calculation of DLR_F4 wing-body combination

considering transition effect

LI Quan, WEI Jianlong, ZHANG Yanjun

(AVIC the First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China)

Abstract： As to the problem that the comparison of calculation and test is difficult to be

improved in drag calculation of civil aircraft without considering transition effect, the drag of

DLR_F4 wing-body is respectively calculated by fix transition method and full turbulence method,

融合式翼梢小翼减阻效应研究

马玉敏;魏剑龙

【摘要】有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义.针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场.结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2％,阻力系数减小4.2％.

【期刊名称】《航空工程进展》

【年(卷),期】2018(009)002

【总页数】7页(P245-251)

【关键词】翼梢小翼;气动特性;诱导阻力;减阻;弯矩系数;数值模拟

【作者】马玉敏;魏剑龙

【作者单位】第一飞机设计研究院总体气动设计研究所,西安710089;第一飞机设计研究院总体气动设计研究所,西安710089

【正文语种】中文

【中图分类】V211.3

0 引言

机翼在产生升力的同时，由于其尾涡和翼尖涡的下洗作用也产生了诱导阻力。高亚音速飞机在巡航状态下的诱导阻力约占全机阻力的30%～40%，有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。从理论计算和试验对翼尖装置的研究表明，加装翼尖装置可以起到显著的减阻效果[1]。

1976年，美国NASA Whitcomb的研究首先表明加装翼梢小翼能够减小机翼的诱导阻力，随后美国在加油机KC-135上加装翼梢小翼进行了飞行试验，据报道可以使总阻力降低约6.5%[2-3]。此后，许多大中型飞机都采用翼梢小翼来减小诱导阻力，比较典型的有波音737NG，空客A330、A340，我国的ARJ21等。融合式翼梢小翼相对传统的翼梢小翼更为先进，机翼翼尖圆滑弯曲过渡到翼梢小翼，不仅能充分发挥翼梢小翼的作用，优化机翼展向升力分布，而且可大幅改善翼梢小翼和机翼翼尖交接处的流场，降低气流干扰和分离程度。

翼梢小翼的减阻机理是：首先，翼梢小翼起到翼尖端板的作用，相当于增大了机翼的有效展弦比；其次，翼梢小翼产生升力的同时也产生了尾涡，与机翼的翼尖涡在二者交界处的诱导速度相反，从而削弱了机翼的翼尖涡，使诱导阻力减小；最后，翼梢小翼可利用机翼翼尖的畸变流场产生向内的侧向力，该力分解为向上的升力和向前的推力，有利于增加机翼升阻比，提高起落性能[4]。翼梢小翼还会增大机翼翼根的弯矩，导致机翼的结构重量增加，因此机翼翼根弯矩的增量是翼梢小翼设计的一个重要约束。

考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算 2

第２０卷第４期　２０１１年１２月　计算机辅助工程　Ｃｏｍｐｕｔｅｒ　Ａｉｄｅｄ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｖ０ｌ＿２０　Ｎ（）．４　Ｄｅｃ．２０ｌｌ　

文章编号：１００６—０８７Ｉ（２０１１）０４—００７２．０５　

考虑转捩影响的ＤＬＲ—Ｆ４翼身组合体阻力计算　

李权，　魏剑龙，　张彦军　

（中航工业第一飞机设计研究院，西安７１００８９）　

摘要：针对现代民用飞机设计巡航阻力预测中不考虑转捩影响很难完善计算与试验对比的问题，　

采用固定转捩和全湍流方法完成ＤＬＲ—Ｆ４翼身组合体阻力计算，并与试验及相关文献结果进行对　

比．结果表明：采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基　本一致，二者之间总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面；在大多数迎角下，全湍流计算结果与试　

验比较接近，只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差；２种计算方式对评估带有小范围层流区风　洞试验的阻力结果有积极意义．　关键词：ＤＬＲ—Ｆ４翼身组合体；阻力预测；转捩；湍流　中图分类号：Ｖ２２４；ＴＢ１１５．１　文献标志码：Ｂ　

Ｄｒａｇ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ＤＬＲ—Ｆ４　ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ　ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ　

ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇ　ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ　ｅｔｒａｎｓｉｕｏｎ　ｅｒ“ｉ　’ｅｃｔ　

ＬＩ　Ｑｕａｎ，ＷＥＩ　Ｊｉａｎｌｏｎｇ，ＺＨＡＮＧ　Ｙａｎｊｕｎ　

（ＡＶＩＣ　ｔｈｅ　Ｆｉｒｓｔ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｘｉ’ａｎ　７１００８９，Ｃｈｉｎａ）　

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｓ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｐｒｏｂｌｅｍ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｔｅｓｔ　ｉｓ　ｄｉｆｉｃｕｌｔ　ｔｏ　ｂｅ　ｉｍｐｒｏｖｅｄ　ｉｎ　ｄｒａｇ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｃｉｖｉｌ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｗｉｔｈｏｕｔ　ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇ　ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ　ｅｆｆｅｃｔ，ｔｈｅ　ｄｒａｇ　ｏｆ　ＤＬＲ—Ｆ４　ｗｉｎｇ—ｂｏｄｙ　ｉｓ　