_DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

《_DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在行业资料-天天文库。

1、第４４卷第９期西安交通大学学报Ｖｏｌ．４４№９２０１０年９月ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＸＩ′ＡＮＪＩＡＯＴＯＮＧＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹＳｅｐ．２０１０ＤＬＲ－Ｆ６翼身组合体跨声速阻力计算郑秋亚１，２，刘三阳１，周天孝３（１．西安电子科技大学理学院，７１００７１，西安；２．长安大学理学院，７１００６４，西安；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，７１００６８，西安）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，结合Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ、Ｗｉｌｃｏｘ’ｓｋ－ω和Ｍｅｎｔｅｒ’ｓｋ－ωＳＳＴ三种湍流模型，通过求解雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程、数

2、值模拟ＤＬＲ－Ｆ６翼身组合体的流场来研究阻力计算精度，考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响．结果表明：三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好，气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致；Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ模型得到了网格收敛结果，所得阻力优于其他软件的结果；网格密度对阻力有影响，对机翼表面压力系数分布无明显影响；湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上，对升力影响较小，对阻力（尤其是摩擦阻力）影响显著，对翼根处的流动分离有一定影响；在跨声速流动中，Ｍｅｎｔｅｒ’ｓｋ－ωＳＳＴ模型的结果最接近实验数据．关键词：阻力；Ｎａｖｉｅｒ－

3、Ｓｔｏｋｅｓ方程；湍流模型；翼身组合体中图分类号：Ｖ２１１．３文献标志码：Ａ文章编号：０２５３－９８７Ｘ（２０１０）０９－０１１５－０７ＴｒａｎｓｏｎｉｃＤｒａｇＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎＡｒｏｕｎｄＤＬＲ－Ｆ６ＷｉｎｇＢｏｄｙＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ１，２，ＬＩＵＳａｎｙａｎｇ１，ＺＨＯＵＴｉａｎｘｉａｏ３ＺＨＥＮＧＱｉｕｙａ（１．ＳｃｈｏｏｌｏｆＳｃｉｅｎｃｅ，ＸｉｄｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ′ａｎ７１００７１，Ｃｈｉｎａ；２．ＳｃｈｏｏｌｏｆＳｃｉｅｎｃｅ，Ｃｈａｎｇ′ａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ′ａｎ７１００６４，Ｃｈｉｎａ；３．ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＬａｂｏｒ

4、ａｔｏｒｙｏｆＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌＦｌｕｉｄＤｙｎａｍｉｃｓ，ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｘｉ′ａｎ７１００６８，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅａｃｃｕｒａｃｙｏｆｃｏｍｐｕｔｅｄｄｒａｇａｒｏｕｎｄｔｈｅＤＬＲ－Ｆ６ｗｉｎｇｂｏｄｙｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｇｒｉｄａｎｄｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓｏｎｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｂｙｓｏｌ－ｖｉｎｇＲｅｙｎｏｌｄｓ－ａｖｅｒａｇｅｄＮａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ

5、（ＲＡＮＳ）ｅｑｕａｔｉｏｎｓｃｏｕｐｌｅｄｗｉｔｈｔｈｒｅｅｋｉｎｄｓｏｆｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓ－ｔｈｅＳｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ（ＳＡ）ｏｎｅｅｑｕａｔｉｏｎｍｏｄｅｌ，ｔｈｅＷｉｌｃｏｘ’ｓｋ－ωｍｏｄｅｌ，ａｎｄｔｈｅＭｅｎｔ－ｅｒ’ｓｋ－ωＳＳＴｍｏｄｅｌ．Ａｍｕｌｔｉ－ｂｌｏｃｋｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄｐａｔｃｈｅｄｇｒｉｄｐｒｏｖｉｄｅｄｂｙｔｈｅＡＩＡＡＤｒａｇＰｒｅｄｉｃ－ｔｉｏｎＷｏｒｋｓｈｏｐｉｓｅｍｐｌｏｙｅｄｉｎｔｈｅｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔ

6、ｉｏｎｓｏｎｔｈｅｗｉｎｇｓｕｒｆａｃｅａｇｒｅｅｗｅｌｌｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ．Ｔｈｅｖａｒｙｉｎｇｔｒｅｎｄｓｏｆｔｈｅｃｏｍ－ｐｕｔｅｄａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｆｏｒｃｅｓｗｉｔｈｔｈｅａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋａｒｅｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ．Ｇｒｉｄｒｅｆｉｎｅ－ｍｅｎｔｌｅａｄｓｔｏｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔｒｅｓｕｌｔｓｆｏｒＳｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓｍｏｄｅｌ，ａｎｄｔｈｅｄｒａｇｇｅｔｓｂｅｔｔｅｒｔｈａｎｔｈｏｓｅｆｒｏｍｏｔｈｅｒｓｏｆｔｗａｒｅｓ．Ｔｈｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓｅｘｅｒｔｃｅｒ

7、ｔａｉｎｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉ－ｂｕｔｉｏｎｓ，ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｏｎｔｈｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓｏｆｓｈｏｃｋｗａｖｅ；ａｌｉｔｔｌｅｅｆｆｅｃｔｓｏｎｌｉｆｔ；ａｎｄｏｂｖｉｏｕｓｅｆｆｅｃｔｓｏｎｄｒａｇ，ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｆｒｉｃｔｉｏｎｄｒａｇ．Ｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓａｌｓｏｅｘｅｒｔｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｆｌｏｗｓｅｐａｒａｔｉｏｎｎｅａｒｔｈｅｒｏｏｔｏｆｗｉｎｇ．Ｉｎｔｈｅｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗｃｏｍｐｕｔａｔｉ