DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算

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 (c ref=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

Reference Geometry:

Sref = 0.1454 m2 (full model), cref = 141.2 mm, b/2=585.647 mm

Nose 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 = -33.92 mm

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）、参考长度(c

=0.1412m)及y＋≈30计算得出附面

ref

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

第二章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2.5 y/b=0.15

图 2.6 y/b=0.239

图 2.7 y/b=0.331

图 2.8 y/b=0.377

图 2.9 y/b=0.409

图 2.10 y/b=0.512

图 2.11 y/b=0.638

图 2.12 y/b=0.847

由各截面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。