DLRF6翼身組合體跨聲速繞流的CFD計算

1、DLR-F6翼身組合體跨聲速繞流的CFD計算專業(yè)：工程力學學號：*姓名：*指導老師：*2015/4/12問題描述：模型：DLR-F6翼身組合體來流條件：Ma0.75，=-1°, -0.°, 0°, 0.5°, 1°，Re5×106 (cref=0.1412m)網(wǎng)格要求：帶附面層網(wǎng)格，y30計算要求：自選一個湍流模型（采用壁面函數(shù)）。要求：（1）計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進行比較分析（包括氣動力和表面壓力分布）。（2）作業(yè)以學術(shù)論文形式提交。（3）網(wǎng)格生成軟件、網(wǎng)格類型及CFD求解器自選。相關(guān)幾何信息Reference Geometry:Sre

2、f = 0.1454 m2 (full model), cref = 141.2 mm, b/2=585.647 mmNose Location (in CAD coordinates): x = -347.0 mm, z = 17.5 mm Moment Reference Center (from fuselage nose): delta(x) = 504.9 mm, delta(z) = -51.42 mm (aft and below nose) Moment Reference Center (in CAD coordinates): x = 157.9 mm, z = -33.9

3、2 mm第一章 物理模型及網(wǎng)格劃分采用Gridgen劃分網(wǎng)格，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。根據(jù)所給雷諾數(shù)（Re5×106）、參考長度(cref=0.1412m)及y30 計算得出附面層第一層厚度為0.0227mm。對機頭、翼身融合處、機翼前后緣進行加密。機身整體、機頭及翼身融合處附面層網(wǎng)格如下所示：圖1.1 機身附面層網(wǎng)格圖1.2 機頭附面層網(wǎng)格圖1.3 翼身融合處附面層網(wǎng)格 遠場網(wǎng)格劃分如下：圖1.4 遠場附面層網(wǎng)格第二章 CFD計算及結(jié)果分析設(shè)置求解器及邊界條件后導入Fluent軟件，進行分析。湍流模型選擇S-A模型，選擇密度基求解器。按問題描述設(shè)置參數(shù)，將所得數(shù)據(jù)導入Tecplot進行后

4、處理。2.1 壓力系數(shù)云圖圖2.1 壓力系數(shù)云圖2.2升力系數(shù)、阻力系數(shù)及力矩系數(shù)對比圖2.2 升力系數(shù)隨迎角變化的CFD計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比圖2.3 飛機阻力系數(shù)隨迎角變化的CFD計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比圖2.4 飛機力矩系數(shù)隨迎角變化的CFD計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比由對比圖可以看出，alfa-Cl圖中兩線基本吻合，說明FLUENT能夠較準確地得出翼身融合體的升力系數(shù)。而阻力系數(shù)及力矩系數(shù)的FLUENT計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)差距較大，應與網(wǎng)格劃分不夠精細、激波捕捉不夠準確有關(guān)。2.3 機翼截面壓力系數(shù)對比圖2.5 y/b=0.15圖 2.6 y/b=0.239圖 2.7 y/b=0.331圖 2.8 y/b=0.377圖 2.9 y/b=0.409圖 2.10 y/b=0.512圖 2.11 y/b=0.638圖 2.12 y/b=0.847由各截面的壓力系數(shù)分布圖可以看出，在y/b=0.15處， 在下表面fluent計算數(shù)據(jù)與實驗值吻合較好，而上表面偏差較大尤其在后緣處，但大致上吻合較好；在其他位置，機翼中后部的fluent計算數(shù)據(jù)與實驗結(jié)果幾乎完全吻合，而上表面機翼前緣處有誤差，應由未能完全捕捉到激波所致。第三章 工作總結(jié)在此次工作中，對氣動分析過程有了一個較為基礎(chǔ)的認識。主要工作量在于翼身融合體的網(wǎng)格劃分，首次使用Gridgen軟件進行三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，在過程中遇