阻力分析與減阻設(shè)計

1、阻力特性分析 與減阻措施研究 西北工業(yè)大學(xué) 2004.11,1、研究方法,采用N-S方程數(shù)值模擬和跨、超音速面積律設(shè)計相結(jié)合的綜合研究方法。 對基礎(chǔ)外形阻力特性進行數(shù)值計算； 分析流場特性，提出減阻措施； 采用跨、超音速面積律進行修形設(shè)計； 對修形外形進行阻力特性數(shù)值分析，驗證 修形措施的可行性。,2.1 數(shù)值計算方法,1）控制方程 采用NS方程為控制方程。 2）湍流模型 采用兩方程k-湍流模型模擬動力粘性。 3）網(wǎng)格 亞音速：非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，約100萬； 超音速：結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，約370萬； 局部加密。,2.2 網(wǎng)格,亞音速對稱面網(wǎng)格,2.2 網(wǎng)格,亞音速機身表面局部網(wǎng)格,2.2 網(wǎng)格,跨

2、、超音速對稱面網(wǎng)格,2.2 網(wǎng)格,跨、超音速機身表面網(wǎng)格,采用N-S方程數(shù)值計算方法進行氣動力和流場計算， 可提供比面積律更為精準的氣動力信息； 基于面積律概念，根據(jù)基本外形壓力分布和流場特 性，分析計算結(jié)果與面積分布之間的聯(lián)系，找出影 響氣動力的因素，再依據(jù)工程實現(xiàn)的可行性，進行 飛機外形的修形。,2.3 面積率設(shè)計,高度：H = 11km； 速度：M = 0.6、0.8、0.95、1.05、1.1、1.3、1.5、1.8； 迎角： 亞音速：= -426、= 2； 跨音速：= -416、= 2； 超音速：= -412、= 2。,2.4 研究條件,3、結(jié)果與分析,3.1 外形對零升阻力影響,亞

3、音速：變化不大。 BDF： 跨音速67； 超音速3。 RSDF： 跨音速57； 超音速46。 Cd0最小,3.1 外形對零升阻力影響（截面積影響）,兩個極大S與極小值s (1.58.0m、521框) BDF： S1S2；s1不光滑； SDF： S1 S2；s1光滑； RSDF： S1 S2；s1光滑； S - s； S1 S2。,3.1 外形對零升阻力影響（壓力）,BDF RSDF,SDF,3.1 外形對零升阻力影響（壓力）,BDF RSDF,SDF,3.2 外形對升阻性能影響,RSDF SDF46%,RSDF SDF 跨音速25%； 超音速12。,RSDF SDF 24,3.2 外形對升阻性

4、能影響,3.2 外形對升阻性能影響,3.3 外形對俯仰性能影響,RSDF 提供+CM0,靜穩(wěn)定性：RSDF SDF,4、建議,1）對鴨翼根部進行修形。 鴨翼根部近平直段存在高壓區(qū)， 帶來阻力增加。,4、建議,2）進氣道可進一步后移。 S1 S2；s1光滑； S2 - s凹坑 ； S1 S2。 跨超阻力特性明顯改善； 升力與俯仰特性略有改善，至少沒有變差。 3）減小進氣道迎風(fēng)面積， S1 S2；截面積分布更加合理。,4）腹部進氣道布置 減小鴨翼、主翼、側(cè)板與進氣道之間干擾，截面積分布更合理。,1）零升阻力（與SDF比） 亞音速：差異很??； 跨音速：BDF降低67； RSDF減小57。 超音速：BDF增加3; RSDF減小46。 RSDF零升阻力最小。 2）進氣道后移1330修形方案，跨超音速氣動性能全面改善: 誘導(dǎo)阻力因子：減小46%； 升力線效率：跨音速增加25%，超音速約增加12； 最大升阻比：跨、超