DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算

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1、DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算专业：工程力学学号：******姓名：**指导老师：*************2015/4/12问题描述：模型：DLR-F6翼身组合体来流条件：Ma∞＝0.75，α=-1°,-0.°,0°,0.5°,1°，Re＝5×106(cref=0.1412m)网格要求：带附面层网格，y＋≈30计算要求：自选一个湍流模型（采用壁面函数）。要求：（1）计算结果与实验数据进行比较分析（包括气动力和表面压力分布）。（2）作业以学术论文形式提交。（3）网格生成软件、网格类型及CFD求解器自选。相关几何信息ReferenceGeometry:Sref=0.145

2、4m2(fullmodel),cref=141.2mm,b/2=585.647mmNoseLocation(inCADcoordinates):x=-347.0mm,z=17.5mmMomentReferenceCenter(fromfuselagenose):delta(x)=504.9mm,delta(z)=-51.42mm(aftandbelownose)MomentReferenceCenter(inCADcoordinates):x=157.9mm,z=-33.92mm第一章物理模型及网格划分采用Gridgen划分网格，采用结构网格划分。根据所给雷诺数（Re＝5×106）、

3、参考长度(cref=0.1412m)及y＋≈30计算得出附面层第一层厚度为0.0227mm。对机头、翼身融合处、机翼前后缘进行加密。机身整体、机头及翼身融合处附面层网格如下所示：图1.1机身附面层网格图1.2机头附面层网格图1.3翼身融合处附面层网格远场网格划分如下：图1.4远场附面层网格第一章CFD计算及结果分析设置求解器及边界条件后导入Fluent软件，进行分析。湍流模型选择S-A模型，选择密度基求解器。按问题描述设置参数，将所得数据导入Tecplot进行后处理。2.1压力系数云图图2.1压力系数云图2.2升力系数、阻力系数及力矩系数对比图2.2升力系数随迎角变化的CFD计算结果

4、与实验数据对比图2.3飞机阻力系数随迎角变化的CFD计算结果与实验数据对比图2.4飞机力矩系数随迎角变化的CFD计算结果与实验数据对比由对比图可以看出，alfa-Cl图中两线基本吻合，说明FLUENT能够较准确地得出翼身融合体的升力系数。而阻力系数及力矩系数的FLUENT计算结果与实验数据差距较大，应与网格划分不够精细、激波捕捉不够准确有关。2.3机翼截面压力系数对比图2.5y/b=0.15图2.6y/b=0.239图2.7y/b=0.331图2.8y/b=0.377图2.9y/b=0.409图2.10y/b=0.512图2.11y/b=0.638图2.12y/b=0.847由各截面

5、的压力系数分布图可以看出，在y/b=0.15处，在下表面fluent计算数据与实验值吻合较好，而上表面偏差较大尤其在后缘处，但大致上吻合较好；在其他位置，机翼中后部的fluent计算数据与实验结果几乎完全吻合，而上表面机翼前缘处有误差，应由未能完全捕捉到激波所致。第三章工作总结在此次工作中，对气动分析过程有了一个较为基础的认识。主要工作量在于翼身融合体的网格划分，首次使用Gridgen软件进行三维结构网格划分，在过程中遇到了不少障碍，在不断的尝试与修改中，进一步熟悉了软件的使用。使用FLUENT进行计算、Tecplot进行结果后处理，使我对其运用都有了初步的认识，收获颇丰。