DLR-F4翼身组合体跨声速绕流CFD计算
考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算
计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｕ ｅ ｄｅ ｇ ｎ ｅｉ ｇ ｍｐ ｔ ｒＡｉ ｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｒｎ
Ｖ０ ＿ ０ Ｎ（ ４ ｌ２ ） ．
Ｄｅ ． ２ ｌ ｃ ０ｌ
文 章 编 号 ：０ ６—０ ７ （０ １０ —０２０ １０ ８ Ｉ ２ １ ）４ ０７ ．５
考 虑转 捩 影 响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４翼 身 组 合体 阻力 计算
孙求解器一般不方便设置屡流边界层和湍流边界层在黏性阻力方面差异比较大并且还会有不同的激波附面层干扰的复杂影响肉此若不考虑转捩的影响很难完善计算和试验的阻力对比研究本文根据文献2提供的转捩位置通过在机翼前缘保留层流区进行层流计算在麒他k域采用湍流汁算的方法
第２ ０卷 第 ４期 ２１ ０ １年 １ ２月
ｈｔ ： ｔ ／／ｗｗｗ．ｃ ｎａ ａ ．ｃ ｐ ｈｉ ｅ ｅ ｎ
第 ４期
李权 ， ： 等 考虑 转捩 影响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ —４翼 身组合 体 阻力计 算
７ ３
２０ ０ １年 ， Ｐ Ｉ以 Ｄ Ｒ— ４翼 身 组 合 体 为 模 Ｄ Ｗ Ｌ Ｆ 型， 发布 给 全 球 参 与 者 共 同 进 行 Ｃ Ｄ 阻 力 计 算 ． Ｆ ２ ０ 发 布 的 Ｄ Ｗ 总结 报 告 表 明 ， Ｆ ０ ２年 Ｐ Ｃ Ｄ计 算 结 果 的分散 度很 大 ， 算 所 得 的最 大 阻力 与 ： 阻 力 计 最小 相差 １ 以上． 倍 文献 ［ ］ 出 ， 后 的 首要 工作 应 是 １指 会 找 出结果 分 散 的根源 ， 减小 结果 分散 度 ． 在风 洞试 验 中 ， 模拟 真实 飞行 中的湍 流效应 ， 为
ｄ ｓｒｂ ｔ ｎ ｏ ｔ ｉ ｅ ｂ ｔ ｅ ｗｏ ｉｔｉ ｕ ｉ ｓ ｂ ａ ｎ ｄ ｙ ｈ ｔ ｍｅｈ ｄ ａ ｅ ａ ｉａｌ ｃ ｎ ｉｔｎ ｗｉ ｅ ｃ ｏｈ ｒ ａ ｄ ｈ ｍａｎ ｏ ｔ ｏ ｓ ｒ ｂ ｓｃ ｌｙ ｏ ｓｓｅ ｔ ｔ ｈ ａ ｈ ｔ ｅ ， ｎ ｔｅ ｉ ｄ ｆ ｒ ｎ ｅ ｏ ｈ ｏａ ｒ ｇ ｂｅｗｅ ｎ ｔ ｍ ｉｓ ｉ ｉｃ ｕｓ ｄ ａ ｉ ｅ ｅ ｃ ｆｔ ｅ ｔｔ ｌｄ ａ ｔ ｅ ｈｅ ｌ ｎ ｖ ｓ ｏ ｒ ｇ；ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｏ ｕ ｌｔ ｂ ｌ ｎ ｅ ｍｅ ｈ ｄ ａ ｅ ｆ ｅ ｈ ｅ ｕ ｔ ｆｆ ｌ ｕｒ ｕ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｃｏ ｅ ｔ ｈ ｅ ｔｒ ｓ ｌｓｕ ｄｅ ｓ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｌ ｓ ｏ ｔ ｅ ｔ ｓ ｅ ｕ ｔ ｎ ｒｍｏ ｔａｔｃ ｎ ｌｓ，ａ ｄ ｏ ｌ ｎ ｎ ｙ ｗｈｅ ｈ ｇ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｓｃ ｏ ｅ ｔ ｔ ｌ， ｎ ｔ ｅ ｈｉｈ ａｔｃ ｎ ｌｓ ｉ ｌｓ ｏ ｓａｌ
三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析
三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析郑秋亚;左大海;刘三阳【摘要】通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程考察Spalart-Allmaras、Wilcox's k-ω和Menter's SST三种湍流模型在跨声速流动中的计算精度.结果表明:Menter's SST模型预测的力和力矩最接近实验数据;Spalart-Allmaras模型的压力分布和激波位置与Menter,s SST模型的一致,Wilcox's k-ω模型的激波位置相对偏后,且预测的升力和摩擦阻力偏大.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2011(031)005【总页数】3页(P152-154)【关键词】计算精度;Navier Stokes方程;跨声速流动;湍流模型【作者】郑秋亚;左大海;刘三阳【作者单位】西安电子科技大学理学院,西安710071;长安大学理学院,西安710064;长安大学理学院,西安710064;西安电子科技大学理学院,西安710071【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言在雷诺平均 Navier－Stokes（RANS）方程计算中，计算结果的精度不仅与所用格式的精度有关，而且与湍流模型对流动的模拟精度有很大的关系。
目前工程中应用最为广泛的湍流模型主要包括：Spalart－Allmaras（SA）一方程模型[1]，Wilcox’s k－ω[2]（Wilcox）两方程模型和Menter’s SST[3]（SST）两方程模型。
长期以来，人们在工程应用中发现不同湍流模型表现出了不同的特性，因此研究湍流模型对流动的模拟精度，对CFD模型的选取和CFD计算精度的提高有着重要的意义。
文中以ONERA M6机翼和DLR－F6翼身组合体[4]为例，采用具有高精度和稳定性良好的Roe格式[5]，通过求解RANS方程分析SA、Wilcox和SST湍流模型对跨声速流动的模拟精度，为更高准确度湍流模型方程的建立和CFD模型的选取提供参考。
DLR-F4翼身组合体跨声速绕流CFD计算
DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流CFD计算☆作业⼆☆DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流的CFD计算姓名：涂飞学号：SZ1101020⽬录⼀．本作业概述 (1)1. 所⽤模型 (1)2 来流条件 (1)3 ⽹格划分 (2)⼆. 求解结果 (3)1 流场云图 (3)2动⼒学参数 (3)3截⾯压强系数分布 (5)三．总结 (7)参考⽂献 (8)图表1 DLR-F4模型（1） (1)图表2模型参考数据 (1)图表3 来流参数 (1)图表4 ⽹格划分 (2)图表5 物⾯压强系数云图 (3)图表6 动⼒学参数 (3)图表7 升⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表8 阻⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表9俯仰⼒矩系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表10 升阻⽐计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表11 极曲线计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表12 残差收敛历史 (4)图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)图表14 机翼7个不同位置截⾯图 (5)图表15 机翼各个截⾯表⾯压强系数分布与实验数据对⽐图 (7)⼀．本作业概述1.所⽤模型DLR-F4翼⾝组合体，如图：图表 1 DLR-F4模型（1）参考⾯积0.1454 m2参考长度C ref141.2 mm参考半展长b ref /2 585.647 mm参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm 图表2模型参考数据2 来流条件⽓体属性理想，粘性来流温度T∞255.6 K来流压强P∞101325 pa来流雷诺数Re 3×106来流马赫数Ma 0.75攻⾓（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°图表 3 来流参数3 ⽹格划分⽹格要求：粘性⽹格，y＋≈30图表 4 ⽹格划分本作业我采⽤块结构⽹格进⾏划分，⽹格单元600万，⽹格划分⽤Pointwise软件完成。
cfd-17
文章编号: (2009)-17大客设计中的结构网格划分规范研究刘杰平1张淼2张玉东1张卫民11中国航天空气动力技术研究院，北京，1000742上海飞机设计研究所，上海）摘要：本文选取AIAA阻力预测工作组（DPW-II）所提供的翼身组合体DLR-F6为研究对象，它同时也是大型客机设计中最基本和最典型的外形。
为满足工程设计对结果精度和计算周期的双重要求，在计算机硬件条件和湍流模型、数值求解器以及具体参数设置都相同的前提下，网格技术就显得尤为关键。
本文根据实践中摸索出的原则所独立完成的网格，与DPW-II提供的三套密度由粗到细的标准网格，分别对DPW-II所要求的相同状态进行了认真的计算和分析。
结果表明：本文所使用的网格技术更适于大型客机工程设计的需求，同时也为进一步研究更复杂和更真实的大型客机奠定了基础。
关键词：大型客机；CFD；网格；DPW；DLR-F60 引言大型客机是国家“十一五”计划的重点支持项目。
在大型客机的方案选型和初样设计阶段，计算流体力学（CFD）发挥着其独有的重要作用。
在气动优化设计、雷诺数修正以及局部流场精细刻画等方面，CFD较风洞试验具有成本低、效率高的天然优势；但如何使CFD更好的满足大型客机工程设计对计算精度和周期的双重要求，这是CFD工作者必须面对和解决的问题。
计算精度主要体现在阻力的数值预测上，为研究阻力的计算精度问题，AIAA阻力预测工作组（DP W）于2001年和2003年先后召开了两次工作会（DPW-I和DPW-II），分别针对两组外形（DLR-F4翼身组合体和DLR-F6翼身组合体及加吊挂/发动机舱的组合体），各提供三套密度由粗到细的网格展开盲比[1,2]。
相关试验是20世纪90年代在法国ONERA S2MA 1.77m×1.75m跨声速风洞中完成的。
两次会议都有近20家单位使用近20种软件给出了计算结果，尽管与试验结果的比较情况千差万别，但基本反映出了CFD 对阻力计算精度问题的研究现状。
DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算
（． １西安 电子科技大学理学 院 ， １０ １ ７ ０ ７ ，西安 ； ． ２ 长安大学理学 院 ， １ ０ ４ 西 安 ； ７０６ ， 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 ，７０ ６ ，西安） ． １０８
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 ， 合 Ｓ ａａｔ ｌ ｒｓ 结 ｐ ｌｒ Ａｌ ａ 、 ～ ｍａ
ｖ ｎ ｙ ｏｄ － ｖ ｒ ｇ ｄ Ｎａ ｉｒＳ ｏ ｅ （ ｉｇ Ｒｅ ｎ ｌｓａ ｅ ａ ｅ ｖｅ － ｔ ｋ ｓ ＲＡＮＳ ｅ ｕ ｔｏ ｓｃ ｕ ｌｄ ｗｉｈ ｔ ｒｅ ｋ ｎ ｓｏ ｕ ｂ ｌｎ ｅ ） ｑ ａ ｉｎ ｏ ｐ ｅ ｔ ｈ ｅ ｉｄ ｆｔ ｒ ｕ ｅ ｃ ｍ ｏ ｅｓ ｔ ｅＳ ａａ ｔＡｌ ａ ａ Ｓ ）ｏ ｅｅ ｕ ｔｏ ｄ ｌ ｈ ｉ ｏ Ｓ ∞ ｍ ｏ ｅ ，ａ ｄｔ ｅＭ ｅ ｔ ｄ ｌ－ ｈ ห้องสมุดไป่ตู้ ｐ ｌｒ— ｌ ｒ ｓ（ Ａ ｍ ｎ ｑ ａｉｎ ｍｏ ｅ ，ｔ ｅＷ ｌ ｘ’ ｃ ｄ ｌ ｎ ｈ ｎ —
DLR_F4翼身组合体流场数值模拟_郑秋亚
5
1 J
Qv
5t
+
5QvU 5N
+
5QvV 5G
+
5QvW 5F
=
1 Re
[
5
RQ(v + v) ( l# 5N
¨v )
+
5
RQ( v +
v) (m# 5G
¨v ) +
5
RQ( v
+
v) (n# 5N
¨v )
+
1 J
Sv
].
( 3)
式中:
Sv
=
QCb1 ( 1-
f t2 )Sv +
R1e[ -
Q(Cw 1fw
-
Ckb21f t2 ) (
v d
)2
+
RQCb2 ( ¨v)2 -
1 R
(v
+
v ) ¨v#
¨Q]
+
R
e[ Qft1
($U )2
].
( 4)
湍流粘性系数 Lt, 由下式定义
vt = vff 1,
fv 1
=
V3
V3 +
c3v 1,
V=
v v
.
( 5)
式中: U、V 和 W 分别是沿 N、G 和 F方向的逆 变速
图 1 DLR-F4表面网格
F ig. 1 Surface gr ids fo r DLR-F 4 w ing body
计算状态 选用 A IAA DPW Ñ 提供 的计算状 态 M a = 0. 75, a= 0. 93b, R e= 3. 0 @ 106 ( 基于平均气动 弦长 ) , 由于此次会议公布的计算结果中采用 BL 代 数模型和 SA 一方程模型的较多, 为了使 本文计算 具有可比性, 本文选用 BL 代数和 SA 一方程 2种湍 流模型.
空气动力学验证模型与cfd-风洞数据相关性
Aeronautical Science & Technology
Jan. 25 2020 Vol. 31 No.01 1-16
空气动力学验证模型与 CFD-风洞
数据相关性
钟敏 1,*，华俊 1，孙侠生 1，郑遂 1，王钢林 1，张国鑫 1，王浩 1，李岩 1，李小飞 1，白俊强 2
1. 中国航空研究院，北京 100012 2. 西北工业大学，陕西 西安 710072
收稿日期：2019-09-12；退修日期：2019-09-20；录用日期：2019-10-10 *通信作者 . Tel.：010-84936172 E-mail：zhongmin@ 引 用 格 式 ：Zhong Min，Hua Jun，Sun Xiasheng，et al. Data correlation between aerodynamic validation model and CFD-wind tunne［l J］.
然而，DPW 也逐渐反映出 CFD 计算结果与风洞试验数 据之间的相关性问题。由于参加者以 CFD 工作者为主，研 讨主要专注于不同 CFD 计算方法、网格、湍流模型等，对风 洞试验数据可能存在的问题关注较少，如模型受弹性变形 以及试验支撑的干扰，使得试验模型和计算模型不匹配等。 为此，组委会根据第五届 DPW 出现的问题引入了欧盟的风 洞试验数据，在 2016 年 6 月最后一届 DPW 加入了模型机翼 弹性变形影响的研究内容。
关键词：CFD；风洞试验；空气动力学模型；模型变形；支架干扰
中图分类号：V211.3
文献标识码：A
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.01.001
现代飞行器的空气动力学设计已形成计算流体力学 (CFD)、风洞试验和飞行试验三大要素并列的格局，在这三 种主要手段之间，存在着数据的相关性问题，需要通过对比 或验证，掌握其间的相互关系和修正方法，才能更加有效地 用于飞机研发。在这方面需要建立公共的参照物或标准， 即空气动力学验证模型、研究模型或标准模型，也可称其为 空气动力学的第 3+1 基本要素。通常一架完整的型号飞机 具有相对全面的理论计算、风洞试验和试飞数据，但因为其 军事或商务方面的特殊性，不能作为气动研究的共用模型。 因此国际上自 20 世纪 30 年代以来就由公益性的国立科研 机构牵头，研发空气动力学验证模型，完成相应的地面或者 飞行试验，并将模型数据和计算、试验结果在一定范围内共 享，如 NACA 翼型系列[1]、AGARD-B 跨/超声速风洞标定模 型[ 机翼[4]等，有 效地促进了航空空气动力学的发展。
CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展
CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展罗磊;高振勋;蒋崇文【摘要】综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况,及其在航空领域的应用现状.在CFD技术发展方面,从计算格式、网格方法、湍流模拟3个方面进行了综述,并对未来CFD技术的发展方向进行了展望.在CFD技术的应用方面,重点介绍了飞行器外形优化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)020【总页数】5页(P77-81)【关键词】计算流体力学;空气动力学;航空;飞行器【作者】罗磊;高振勋;蒋崇文【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）自20世纪60年代随计算机技术的不断进步而迅速发展，如今已深入到包括航空、航天、船舶、水利、冶金、建筑、化工等工程领域的各个方面，取得了巨大的成就。
航空领域是最早应用和发展CFD技术的领域，在半个多世纪的时间里，航空工程界形成了一套行之有效的CFD技术应用方式，充分合理地利用CFD技术优势，有效缩短了技术研发与型号研制的周期。
在当今航空领域迅猛发展的形式下，CFD技术展现出巨大的应用价值和发展潜力。
本文旨在综述CFD技术近期的发展情况，并展望未来CFD技术的发展方向，以及介绍CFD技术在航空领域应用的现状。
1 CFD技术发展随着CFD技术发展的深入，CFD面临着越来越多的困难。
本文从计算格式、网格方法、湍流模拟等方面介绍CFD技术的最新发展情况。
在CFD领域中，低阶格式由于其鲁棒性和可靠性，被广泛用于工程实际的计算中。
尽管低阶格式已在复杂外形的复杂流动数值模拟中取得了巨大成功, 但低阶格式具有较大的数值耗散与色散。
DLR—F6翼身组合体跨音速流场CFD应用计算研究
问题 的 ＡＡ 第 二 届 工 作 会 议 （ Ｐ Ⅱ） 的 ＩＡ ＤＷ 中
Ｄ Ｒ ＿ ６翼身 组 合 体 模 型 。首 先 利 用 “ 立 方体 ” Ｌ－ Ｆ 超
概念构建了绕 Ｄ Ｒ ６ 身组合 体的高质量多块 Ｌ —Ｆ 翼
结 构拼 接 网格 ， 究 了 网格 拓扑 结构 对 Ｄ Ｒ Ｆ 研 Ｌ — ６翼
动力 学研 究 项 目 Ｅ Ａ Ｐ 和致 力 于研 究 阻力 精 度 ＣＲ…
法一直无法精确计算跨音速流场问题 ， 一方面这是
由于跨 音速 流 场 的速 度 范 围具 有 特 殊性 ， 行器 表 飞 面跨音 速 区 的气流 是 既 有 亚音 速 又 有 超音 速 的“ 混 合 流动 ” ， 且 跨 音 速 问题 对 算 法 的耗 散 特 性 十 区 而 分 敏感 ， 常会 出现 计 算 收 敛难 ， 靠 性 差 等 问题 。 通 可
响 具有 十分 重要 的意义 。
Hale Waihona Puke ＤＲ Ｆ Ｌ — ６翼身 组 合 体 是 一 个 跨 音 速 运 输 机 的 经 典算 例 ， 国外 多 个 风 洞 中 进 行 过 吹 风试 验 ， 在 其 试 验数 据可 靠 ， 到 了国 际 流体 力 学 工 作 者 的一 致 得 认 可 。本文 采用 Ｃ Ｄ数值 方法 ， 用 欧 洲计 算空 气 Ｆ 选
摘
要
针对跨 音速 运输机经典算例 Ｄ Ｒ ６翼身组合体模型 ， Ｌ —Ｆ 采用 Ｃ Ｄ方法对 其气 动特 性进 行 了黏 性流 动数值模 拟， Ｆ 流
动模型为 雷诺平 均 Ｎ Ｓ Ｒ Ｎ ） ． （ Ａ Ｓ 方程 。首先 采用 “ 超立方体” 概念 生成绕 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ６翼身 组合体 的高质 量多块结构拼接 网格 ， 研 究 网格拓扑结构 对气动特 性的影响。在此基础上通过 网格细分 和粗分 考查 了网格 密度对计 算结果 的影 响， 后进行 了湍流 最 模 型的影响研 究。通过 与实验 数据对 比分析 ， 出 了适 宜 Ｄ Ｒ Ｆ 得 Ｌ — ６翼身组合 体跨音速黏性流动 的计算 网格 ， 并总结 出了能较 好 模拟其跨音速流场特 性的湍流模 型。结果表 明： 网格拓 扑结构 的合理 设计会 对计 算结果产 生一定 的影 响。网格 密度 对机
机翼—机身—吊架—短舱的跨声速流计算
机翼—机身—吊架—短舱的跨声速流计算
孙刚;乔志德
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1995(013)004
【摘要】本文通过使用多块网格的嵌合全技术，计算了机翼－机身－吊架－短舱
的跨声速流场。
将机翼－机身－吊架－短舱流场分为机翼机－机身和吊架－短舱两个子区域，根据嵌套网格结构建立机翼－机身－吊架－短舱的组合网格，分别对这两个子区域根据相应的边界条件独立求解，然后采用嵌合体技术传递两个子区域的干扰信息，通过两个流场的耦合迭代得到机翼－机身－吊架－短舱流场的计算结果，数值模拟结果与实验结果进行了比较，两者吻合较好。
【总页数】8页(P374-381)
【作者】孙刚;乔志德
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.结合部网格系统在机身-边条-机翼组合体绕流计算中的应用 [J], 李孝伟;范绪箕
2.机翼机身跨声速绕流的计算 [J], 孙刚;乔志德
3.绕侧滑锥体,三维机翼与机身的超音速非线性全位势流计算 [J], 陈红全;黄明恪
4.大展弦比直机翼双机身飞机中机身与机翼的最佳布置问题 [J], 邓扬晨;吴敬涛;贺
集乐
5.机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟 [J], 高正红;黄江涛
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绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算
绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算
郑秋亚;王宝园;刘三阳
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2009(0)3
【摘要】采用超立方体概念设计了绕翼身组合体外形的高质量连续拼接多块结构化网格,旨在构造一种通用的绕翼身组合体外形的高质量网格生成方法,提高阻力计算精度。
以DLR-F4翼身组合体为例生成计算网格,采用雷诺平均Navier-Stokes 方程耦合Spalart-Allmaras湍流模型进行阻力计算。
超立方体网格计算的结果与实验数据吻合较好,优于其他软件和其他网格的计算结果;从而说明本文超立方体网格构建方法可行、生成的网格质量高,能改善阻力精度,该方法适用于绕相似外形的翼身组合体网格生成。
【总页数】4页(P535-538)
【关键词】翼身组合体;结构化网格;超立方体;Navier-Stokes方程
【作者】郑秋亚;王宝园;刘三阳
【作者单位】西安电子科技大学;长安大学;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
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.用全位势方程计算细长翼-身组合体的可压缩绕流 [J], 黄明恪
2.翼-身组合体跨音速绕流全位势积分方程数值计算 [J], 杨勇;俞守勤
3.身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算 [J], 刘超峰;李海东;杨炳渊
4.基于非结构网格的翼身组合体绕流数值模拟 [J], 段卓毅;乔志德;陈迎春
5.网格间距及正交性控制在翼-身-尾组合体三维绕流中的研究 [J], 张正科;庄逢甘;朱自强;罗时钧
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考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算
考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算作者：李权魏剑龙张彦军来源：《计算机辅助工程》2011年第04期摘要：针对现代民用飞机设计巡航阻力预测中不考虑转捩影响很难完善计算与试验对比的问题，采用固定转捩和全湍流方法完成DLR_F4翼身组合体阻力计算，并与试验及相关文献结果进行对比.结果表明：采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基本一致，二者之间总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面；在大多数迎角下，全湍流计算结果与试验比较接近，只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差；2种计算方式对评估带有小范围层流区风洞试验的阻力结果有积极意义.关键词： DLR_F4翼身组合体；阻力预测；转捩；湍流中图分类号： V224；TB115.1文献标志码： BDrag calculation of DLR_F4 wing-body combinationconsidering transition effectLI Quan, WEI Jianlong, ZHANG Yanjun(AVIC the First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China)Abstract： As to the problem that the comparison of calculation and test is difficult to be improved in drag calculation of civil aircraft without considering transition effect, the drag ofDLR_F4 wing-body is respectively calculated by fix transition method and full turbulence method, and the results are compared with test results and the results of some literatures. The comparison indicates that, the pressure factor distributions obtained by the two methods are basically consistent with each other, and the main difference of the total drag between them lies in viscous drag; the results of full turbulence method are close to the test results under most attack angles, and only when the high attack angles is close to stall, the results become a little worse; both methods can provide reference for the evaluation of drag results in tunnel test with a small laminar area.Key words： DLR_F4 wing-body combination; drag prediction; transition; turbulence0引言巡航阻力预测是现代民用飞机设计中非常关心的一个问题.据测算，若保持航程不变，每减少1%的阻力，单架波音747飞机每年可减少3.875×106 L的燃油.鉴于此，美国AIAA的应用空气动力学委员会于1998年成立CFD阻力预测工作小组，重点评估先进CFD技术预测飞机阻力的能力，并从2001年起已经召开4次阻力预测会议（简称DPW）.2001年，DPWⅠ以DLR_F4翼身组合体为模型，发布给全球参与者共同进行CFD阻力计算.2002年发布的DPW总结报告［1］表明，CFD计算结果的分散度很大，计算所得的最大阻力与最小阻力相差1倍以上.文献［1］指出，会后的首要工作应是找出结果分散的根源，减小结果分散度.在风洞试验中，为模拟真实飞行中的湍流效应，在DLR_F4机翼上表面5%～15%位置、下表面25%位置布置固定转捩带［2］，保证转捩带后飞机边界层流场发展为湍流.在CFD计算中一般采用全湍流模拟，很少考虑转捩的设置［1, 3-6］（求解器一般不方便设置）.层流边界层和湍流边界层在黏性阻力方面差异比较大，并且还会有不同的激波附面层干扰的复杂影响，因此，若不考虑转捩的影响，很难完善计算和试验的阻力对比研究.本文根据文献［2］提供的转捩位置，通过在机翼前缘保留层流区进行层流计算，在其他区域采用湍流计算的方法，重新计算DLR_F4翼身组合体的阻力.1计算模型和网格划分计算模型为DPWⅠ提供的DLR_F4翼身组合体，见图1.DLR_F4具有典型的运输类飞机布局特点：机翼四分之一弦线后掠角为25°，前缘后掠角为27.1°，后缘在40%翼展处拐折，外翼后缘后掠角为18.9°，展弦比为9.5，上反角为4.8°；机翼选用超临界翼型，翼根相对厚度为14.0%，翼尖减小为12.0%，后缘钝度为0.5%当地弦长.模型半翼展为587.7 mm，平均气动弦长141.2 mm，机身长1 192.0 mm.机翼参考面积145 400 mm2，俯仰力矩参考点距机头504 mm.(a)翼身组合体几何，mm(b)站位定义DPWⅠ要求的计算范围：马赫数Ma为0.75～0.80, 雷诺数Re=3.0×106，迎角α为－3～2°.该范围内DLR_F4构型的基本流动特点为：高马赫数（跨音速范围，Ma为0.75～0.80）时，机翼上表面存在被弱激波中断的超音速流动；中段带拐折机翼后缘可能在设计点存在小分离；大后掠机翼（展弦比为9.5），钝头翼型，中小迎角为附着流动，分离从后缘开始；上翘后，机身和机尾存在沿机身后体发展的三维脱体涡.根据该流动特点完成计算网格制作.本文网格分为3层结构：远场域、近场域和近壁面域.其中，远场域为入口距机头100倍平均气动弦长，出口距飞机150倍平均气动弦长，其他方向为距飞机100倍平均气动弦长.近场域为入口距机头1倍机身长度，出口距飞机1.5倍机身长度，其他方向为距飞机1个机身长度.近壁面区网格主要用于模拟边界层流动，采用“O”网格包裹全机表面.近壁区网格沿壁面法向第一层网格距壁面0.001 mm，网格沿壁面法向增长率为1.2，保证边界层内相当数目的网格以及y+≈1，满足SA或SST等湍流模型的求解要求.DLR_F4表面网格见图2.在转捩计算之前已经完成该网格的收敛性研究，因此可确定网格分布和网格规模.该网格全局节点为7.72×106个，六面体单元为7.58×106个.2计算方法采用CCFD-MB求解器并行版，基于多块结构网格求解三维积分形式雷诺平均N-S方程为式中：V为控制体体积；S为控制体表面面积；为守恒量；f为通过表面的无黏通量和黏性通量之和；n为控制体表面的外法向单位矢量.以有限体积法构造空间半离散格式，无黏通量项采用2阶Roe迎风通量差分格式离散，黏性通量项采用中心差分格式离散，隐式时间推进，采用多重网格技术加速收敛.固定转捩模拟方法：根据试验转捩位置（见图3），在机头和机翼前缘设置层流区进行层流计算，在其他区域采用湍流计算.湍流模型采用SST模型.3结果与讨论3.1计算状态方案1：Ma=0.75；Re=3.0×106；升力因数CL=0.500±0.001.方案2：Ma=0.75；Re=3.0×106；攻角α取－3°，－2°，－1.5°，0°，1°和2°.3.2方案1计算计算结果比较见表1.其中，Avg代表14种软件35种计算结果的平均值，Min代表最小值，Max代表最大值；试验值通过插值得到.［1］经比较发现：（1）在固定马赫数和升力因数情况下，35种结果的来流迎角分布比较分散，正负相差2.223°；本文固定转捩计算迎角为－0.17°，全湍流计算迎角为－0.08°.（2）35种计算结果的阻力偏高，平均值与试验值相差17.2×10-4，本文两种方式计算的阻力结果与试验相差都在10×10-4以内，其中固定转捩相差5.9×10-4，全湍流相差3.7×10-4，计算精准度可靠.（3）固定转捩计算结果与全湍流计算结果相比，总阻力因数小8.6×10-4，压差阻力因数小2.3×10-4，摩擦阻力因数小6.3×10-4；与文献［1］平均结果（全湍流计算）相比，总阻力因数小23.1×10-4，压差阻力因数小9.5×10-4，摩擦阻力因数小12.4×10-4.（4）本文固定转捩计算结果，对比本文全湍流结果以及文献［1］平均结果，压差阻力之间的差量都小于黏性阻力之间的差量.（5）计算得到的低头力矩都比试验大，本文2种方式计算的低头力矩与文献［1］的平均结果接近，比试验值平均大0.024 8.尽管对风洞试验结果进行修正处理，但仍不可避免有包括机翼弹性变形、支架干扰、转捩带以及修正方法等因素的影响.文献［3］采用最小二乘法修正方案1的试验阻力为285.6×10-4，比文献［1］的试验阻力小1.1×10-4.因此，很难给定阻力真值，但可以确定其范围.根据经验，假定真值阻力因数在0.028 56±0.000 5区间，则本文计算结果正好在该范围内.表 1方案1计算结果比较Tab.1Calculation result comparison of case 1参数AvgMinMax试验值固定转捩法（本文）全湍流法（本文）α/(°)－0.237－1.0001.2230.177－0.170－0.080升力因数CL0.500 20.498 00.506 00.500 00.500 60.500 2总阻力因数CD0.030 370.022 570.049 980.028 650.028 06〖〗0.028 92压差阻力因数CDP0.016 980.012 110.032 630.016 03〖〗0.016 26黏性阻力因数CDV0.013 270.004 990.025 760.012 03〖〗0.012 66俯仰力矩因数CM－0.155 9－0.227 60.048 1－0.130 3－0.158 0－0.151 93.3方案2计算计算结果与试验对比曲线见图4，其中，tran代表固定转捩，full代表全湍流，HST代表HST风洞试验结果.结果表明：（1）在相同迎角下，本文2种方式计算得到的升力因数都比试验结果略大，其中固定转捩的结果更大.（2）在相同迎角下，固定转捩计算得到的阻力因数比全湍流计算结果略小，但比试验结果仍稍大；（3）极曲线对比，总体上2种方式的计算结果与试验结果都比较接近；在大多数迎角下，全湍流结果与试验值更接近，只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差.（4）诱导阻力特性评估，同极曲线情况类似，总体上2种方式的计算结果与试验值都比较接近，在大迎角接近失速时，全湍流计算结果稍差.(a)升力因数曲线(b)阻力因数曲线(c)极曲线(d)诱导阻力评价曲线3.4压力因数CP分布机翼7个典型站位的选取见图5，其中，ETA代表机翼剖面站位与机翼半展长的比值.图6给出方案1（CL=0.5）计算条件下，机翼7个典型站位的CP分布对比，其中，tran代表固定转捩，full代表全湍流，HST代表HST风洞结果，x/c代表机翼剖面弦向各点位置与当地弦长的比值.结果表明：本文2种方式计算的CP分布与试验结果都比较接近.文献［3］给出OVERFLOW计算的CP分布结果，经对比发现，本文结果与试验结果更接近，优于文献［3］.(a)ETA=0.185(b)ETA=0.238(c)ETA=0.331(d)ETA=0.409(e)ETA=0.512(f)ETA=0.636(g)ETA=0.844图7给出方案2计算条件下，α=0°时机翼6个典型站位的CP分布对比.结果表明，在相同迎角下本文2种方式计算的CP分布基本一致，只在上翼面激波附近有些许差异.(a)ETA=0.185(b)ETA=0.238(c)ETA=0.331(d)ETA=0.409(e)ETA=0.512(f)ETA=0.6364结论分别采用固定转捩法和全湍流法进行DPWⅠ要求的DLR_F4翼身组合体的阻力考核计算，并与试验及相关文献结果进行对比，得以下结论：（1）本文考核点的阻力计算结果与试验结果接近，计算精准度可靠；与其他软件结果相比，计算精度较好.（2）在方案1考核点（CL=0.5），本文固定转捩与全湍流计算结果分别在试验结果两侧，全湍流计算结果更接近试验；固定转捩比全湍流计算的总阻力因数小8.6×10-4，总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面；固定转捩计算与全湍流相应计算得到的CP分布基本一致.（3）在方案2考核中，在大多数迎角下全湍流结果与试验结果比较接近；只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差.（4）本文2种计算方式对于比较带有小范围层流区的风洞试验和评估阻力范围都具有积极的意义.参考文献：［1］LEVY D W, ZICKUHR T, VASSBERG J, et al. Summary of data from the first AIAA CFD drag prediction workshop, AIAA-2002-0841［R］. 2002.［2］Advisory Group for Aerospace Research and Development. A selection of experimental test cases for the validation of CFD codes, AGARD-AR-303［R］. 1994.［3］VASSBERG J C, BUNING P G, RUMSEY C L. Drag prediction for the DLR_F4 wing-body using OVERFLOW and CFL3D on an overset mesh, AIAA-2002-0840［R］. 2002.［4］-Reynolds number viscous flow computations using an unstructured-grid method, AIAA-2004-1103［R］. 2004.［5］RAKOWITZ M, EISFELD B, SCHWAMBORN D, et al. Structured and unstructured computations on the DLR_F4 wing-body configuration, AIAA-2002-0837［R］. 2002.［6］王运涛, 王光学, 洪俊武, 等. DLR_F4 翼身组合体的阻力计算［J］. 空气动力学学报, 2003, 21(4), 454-458.WANG Yuntao, WANG Guangxue, HONG Junwu, et al. Drag prediction of DLR_F4 from AIAA drag prediction workshop［J］. Acta Aerodynamica Sinica, 2003, 21(4), 454-458.(编辑于杰)。
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 mmNose Location (in CAD coordinates): x = -347.0 mm, z = 17.5 mmMoment 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 ref=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。
DLR-F4翼身组合体流场计算—FINE_Open应用
经过snapping后的翼根 附近物面网格如左图所 示，经过Optimize后，网 格的正交性将得以提高。
右图为翼根后缘处局部网格，此 处几何尺寸较小，需经过足够的 细分才能保证不出现负体积等。
2、对网格质量进行检查，点击Mesh quality图标，在弹框中的Criterion下选择 Negative cells检查有无负体积存在，也可检查其他诸如Concave cells、Twisted cells等，还可以检查网格正交性情况。下图为检查负体积情况：
8、保存项目，开始计算 点击保存“Save Project”图标及其右边的“Save selected ’Run’ files”图标， 如下图，保存完后，点击右边的开始计算“Start Solve”按钮，在弹框中检查 并行计算的内存分配，点击OK确认，开始计算；
计算过程中可打开Monitor窗口，监控残差等物理量的变化，如下图：
2、在计算出第一层厚度之后，分别选中各个物面，保持stretching ratio不变，点击 其右下方的Apply，完成所有设置后，点击”Go”开始嵌入粘性层，成功后物面附近网 格如下图所示：
尾部附近粘性边界层
头部附近粘性边界层
3、在此步骤成功后，可按前述检查网格质量，如有无负体积等。 4、按照上述设置，最后得到的网格数量（Nb of cells）为1359617个，不同的划分 要求得到的网格规模不同。
二、网格的生成
基本准备：
1、在License运行成功的状态下打开Fine_Open软件，选择“创建一个新项目” 以及点选“创建一个新的网格”，并为新项目命名及选择工作目录。 2、创建成功后软件自动弹出是否打开“HEXPRESS”，选择”Yes”进入到网格划分 界面。 3、进入HEXPRESS后，在自动弹出的一系列选项中，选择”Import computational domian <.dom>”，找到在”../Tutorials/HEXPRESS/_basics/Tutorial_4”目录下的几何 文件“dlrf4.dom”并导入。 4、导入几何文件后，在菜单Grid/Boundary Conditions下对其外场等面设置边界条件， 除了保持物面为固体（SOL）边界条件外，外场的几个面（exterior_1~_5）设为外场 (EXT)边界，对称面（mirror）设为对称（MIR）边界条件。
考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算
采 用 固定转捩 和全 湍流 方法 完成 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４翼 身组 合体 阻力 计算 ， 与 试验 及相 关 文献 结果 进行 对 并
比． 结果表明： 采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基 本一 致 ， 者之 间总阻 力的差量 主要表 现在 黏性 阻力方 面 ； 大 多数 迎 角下 ， 二 在 全湍 流 计 算结 果 与试
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考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算
考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算李权;魏剑龙;张彦军【摘要】针对现代民用飞机设计巡航阻力预测中不考虑转捩影响很难完善计算与试验对比的问题,采用固定转捩和全湍流方法完成DLR_F4翼身组合体阻力计算,并与试验及相关文献结果进行对比.结果表明:采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基本一致,二者之间总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面；在大多数迎角下,全湍流计算结果与试验比较接近,只在大迎角接近失速时,全湍流结果稍差；2种计算方式对评估带有小范围层流区风洞试验的阻力结果有积极意义.【期刊名称】《计算机辅助工程》【年(卷),期】2011(020)004【总页数】5页(P72-76)【关键词】DLR_F4翼身组合体;阻力预测;转捩;湍流【作者】李权;魏剑龙;张彦军【作者单位】中航工业第一飞机设计研究院,西安710089;中航工业第一飞机设计研究院,西安710089;中航工业第一飞机设计研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V224;TB115.1巡航阻力预测是现代民用飞机设计中非常关心的一个问题．据测算，若保持航程不变，每减少1%的阻力，单架波音747飞机每年可减少3．875×106L的燃油．鉴于此，美国AIAA的应用空气动力学委员会于1998年成立CFD阻力预测工作小组，重点评估先进CFD技术预测飞机阻力的能力，并从2001年起已经召开4次阻力预测会议(简称DPW)．2001年，DPWⅠ以DLR_F4翼身组合体为模型，发布给全球参与者共同进行CFD阻力计算．2002年发布的DPW总结报告［1］表明，CFD计算结果的分散度很大，计算所得的最大阻力与最小阻力相差1倍以上．文献［1］指出，会后的首要工作应是找出结果分散的根源，减小结果分散度．在风洞试验中，为模拟真实飞行中的湍流效应，在DLR_F4机翼上表面5% ～15%位置、下表面25%位置布置固定转捩带［2］，保证转捩带后飞机边界层流场发展为湍流．在CFD计算中一般采用全湍流模拟，很少考虑转捩的设置［1，3-6］(求解器一般不方便设置)．层流边界层和湍流边界层在黏性阻力方面差异比较大，并且还会有不同的激波附面层干扰的复杂影响，因此，若不考虑转捩的影响，很难完善计算和试验的阻力对比研究．本文根据文献［2］提供的转捩位置，通过在机翼前缘保留层流区进行层流计算，在其他区域采用湍流计算的方法，重新计算DLR_F4翼身组合体的阻力．计算模型为DPWⅠ提供的DLR_F4翼身组合体，见图1．DLR_F4具有典型的运输类飞机布局特点:机翼四分之一弦线后掠角为25°，前缘后掠角为27．1°，后缘在40%翼展处拐折，外翼后缘后掠角为18．9°，展弦比为 9．5，上反角为4．8°;机翼选用超临界翼型，翼根相对厚度为 14．0%，翼尖减小为12．0%，后缘钝度为0．5%当地弦长．模型半翼展为587．7 mm，平均气动弦长 141．2 mm，机身长1 192．0 mm．机翼参考面积 145 400 mm2，俯仰力矩参考点距机头504 mm．DPWⅠ要求的计算范围:马赫数Ma为0．75～0．80，雷诺数 Re=3．0 ×106，迎角α 为 -3 ～2°．该范围内DLR_F4构型的基本流动特点为:高马赫数(跨音速范围，Ma为0．75 ～0．80)时，机翼上表面存在被弱激波中断的超音速流动;中段带拐折机翼后缘可能在设计点存在小分离;大后掠机翼(展弦比为9．5)，钝头翼型，中小迎角为附着流动，分离从后缘开始;上翘后，机身和机尾存在沿机身后体发展的三维脱体涡．根据该流动特点完成计算网格制作．本文网格分为3层结构:远场域、近场域和近壁面域．其中，远场域为入口距机头100倍平均气动弦长，出口距飞机150倍平均气动弦长，其他方向为距飞机100倍平均气动弦长．近场域为入口距机头1倍机身长度，出口距飞机1．5倍机身长度，其他方向为距飞机1个机身长度．近壁面区网格主要用于模拟边界层流动，采用“O”网格包裹全机表面．近壁区网格沿壁面法向第一层网格距壁面0．001 mm，网格沿壁面法向增长率为1．2，保证边界层内相当数目的网格以及y+≈1，满足SA或SST等湍流模型的求解要求．DLR_F4表面网格见图2．在转捩计算之前已经完成该网格的收敛性研究，因此可确定网格分布和网格规模．该网格全局节点为7．72 ×106个，六面体单元为7．58×106个．采用CCFD-MB求解器并行版，基于多块结构网格求解三维积分形式雷诺平均N-S方程为式中:V为控制体体积;S为控制体表面面积;¯Q为守恒量;f为通过表面的无黏通量和黏性通量之和;n为控制体表面的外法向单位矢量．以有限体积法构造空间半离散格式，无黏通量项采用2阶Roe迎风通量差分格式离散，黏性通量项采用中心差分格式离散，隐式时间推进，采用多重网格技术加速收敛．固定转捩模拟方法:根据试验转捩位置(见图3)，在机头和机翼前缘设置层流区进行层流计算，在其他区域采用湍流计算．湍流模型采用SST模型．方案 1:Ma=0．75;Re=3．0×106;升力因数CL=0．500 ±0．001．方案2:Ma=0．75;Re=3．0×106;攻角α 取-3°，-2°，-1．5°，0°，1°和2°．计算结果比较见表1．其中，Avg代表14种软件35种计算结果的平均值，Min 代表最小值，Max代表最大值;试验值通过插值得到．［1］经比较发现:(1)在固定马赫数和升力因数情况下，35种结果的来流迎角分布比较分散，正负相差2．223°;本文固定转捩计算迎角为 -0．17°，全湍流计算迎角为 -0．08°．(2)35种计算结果的阻力偏高，平均值与试验值相差17．2×10-4，本文两种方式计算的阻力结果与试验相差都在10×10-4以内，其中固定转捩相差5．9 ×10-4，全湍流相差 3．7 × 10-4，计算精准度可靠．(3)固定转捩计算结果与全湍流计算结果相比，总阻力因数小 8．6×10-4，压差阻力因数小2．3×10-4，摩擦阻力因数小6．3 ×10-4;与文献［1］平均结果(全湍流计算)相比，总阻力因数小23．1 ×10-4，压差阻力因数小 9．5 ×10-4，摩擦阻力因数小12．4×10-4．(4)本文固定转捩计算结果，对比本文全湍流结果以及文献［1］平均结果，压差阻力之间的差量都小于黏性阻力之间的差量．(5)计算得到的低头力矩都比试验大，本文2种方式计算的低头力矩与文献［1］的平均结果接近，比试验值平均大0．024 8．尽管对风洞试验结果进行修正处理，但仍不可避免有包括机翼弹性变形、支架干扰、转捩带以及修正方法等因素的影响．文献［3］采用最小二乘法修正方案1的试验阻力为285．6×10-4，比文献［1］的试验阻力小 1．1 ×10-4．因此，很难给定阻力真值，但可以确定其范围．根据经验，假定真值阻力因数在0．02856±0．000 5区间，则本文计算结果正好在该范围内．计算结果与试验对比曲线见图4，其中，tran代表固定转捩，full代表全湍流，HST代表HST风洞试验结果．结果表明:(1)在相同迎角下，本文2种方式计算得到的升力因数都比试验结果略大，其中固定转捩的结果更大．(2)在相同迎角下，固定转捩计算得到的阻力因数比全湍流计算结果略小，但比试验结果仍稍大;(3)极曲线对比，总体上2种方式的计算结果与试验结果都比较接近;在大多数迎角下，全湍流结果与试验值更接近，只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差．(4)诱导阻力特性评估，同极曲线情况类似，总体上2种方式的计算结果与试验值都比较接近，在大迎角接近失速时，全湍流计算结果稍差．机翼7个典型站位的选取见图5，其中，ETA代表机翼剖面站位与机翼半展长的比值．图6给出方案1(CL=0．5)计算条件下，机翼7个典型站位的CP分布对比，其中，tran代表固定转捩，full代表全湍流，HST代表HST风洞结果，x/c代表机翼剖面弦向各点位置与当地弦长的比值．结果表明:本文2种方式计算的CP分布与试验结果都比较接近．文献［3］给出OVERFLOW计算的CP分布结果，经对比发现，本文结果与试验结果更接近，优于文献［3］．图7给出方案2计算条件下，α=0°时机翼6个典型站位的CP分布对比．结果表明，在相同迎角下本文2种方式计算的CP分布基本一致，只在上翼面激波附近有些许差异．算结果更接近试验;固定转捩比全湍流计算的总阻力因数小8．6×10-4，总阻力的差量主要表现在黏性阻力方面;固定转捩计算与全湍流相应计算得到的CP分布基本一致．(3)在方案2考核中，在大多数迎角下全湍流结果与试验结果比较接近;只在大迎角接近失速时，全湍流结果稍差．(4)本文2种计算方式对于比较带有小范围层流区的风洞试验和评估阻力范围都具有积极的意义．分别采用固定转捩法和全湍流法进行DPWⅠ要求的DLR_F4翼身组合体的阻力考核计算，并与试验及相关文献结果进行对比，得以下结论:(1)本文考核点的阻力计算结果与试验结果接近，计算精准度可靠;与其他软件结果相比，计算精度较好．(2)在方案1考核点(CL=0．5)，本文固定转捩与全湍流计算结果分别在试验结果两侧，全湍流计【相关文献】［1］LEVY D W，ZICKUHR T，VASSBERG J，et al．Summary of data from the first AIAA CFD drag prediction workshop，AIAA-2002-0841［R］．2002．［2］Advisory Group for Aerospace Research and Development． A selection of experimental test cases for the validation of CFD codes，AGARD-AR-303［R］．1994．［3］VASSBERG J C，BUNING P G，RUMSEY C L．Drag prediction for the DLR_F4 wing-body using OVERFLOW and CFL3D on an overset mesh，AIAA-2002-0840［R］．2002．［4］LUO Hong，BAUM J D，LÖHNER R．High-Reynolds number viscous flow computations using an unstructured-grid method，AIAA-2004-1103［R］．2004．［5］RAKOWITZ M，EISFELD B，SCHWAMBORN D，et al．Structured and unstructured computations on the DLR_F4 wing-body configuration，AIAA-2002-0837［R］．2002．［6］王运涛，王光学，洪俊武，等．DLR_F4翼身组合体的阻力计算［J］．空气动力学学报，2003，21(4)，454-458．WANG Yuntao，WANG Guangxue，HONG Junwu，et al．Drag prediction of DLR_F4 from AIAA drag prediction workshop［J］．Acta Aerodynamica Sinica，2003，21(4)，454-458．。
用Fluent对DLR-F4的计算和不同湍流模型结果的对比
»傲雪论坛»『Fluent专版』打印话题寄给朋友的计算和不同湍流模型结果的对比 [精华]于2005-10-11 16:50最近在学习fluent！用icem cfd的tera模块对DLR-F4的半模生成了四面体网格，体数量为50万，没有生成附面层网格，但物面网格很密，尤其翼面部分；用fluent对其ma=0.75,alpha=0.93, re=3.e-6 (base mac=0.1412m)的状态进行了计算；采用耦合隐式，二阶迎风格式，对各个湍流模型分别进行了计算；计算结果差别很大，通过对比不同展位上的压力分布，发现层流计算的结果和实验最为接近，包括压力分布和升力、阻力系数；把不同展位上的压力分布与实验的对比图贴上，欢迎大家发表看法；不知没有附面层网格进行湍流模型的对比是否恰当？此主题相关图片如下：bada于2005-10-11 16:54用层流计算的半模的升力、阻力系数lam: cl=0.2924 cd=0.0192实验值：exp: cl=0.3010 cd=0.0176此主题相关图片如下：2005-10-11 16:54力云图题相关图片如下：沙尘暴发帖: 195积分: 5雪币: 164于2005-10-11 16:5523.8%展位附件(该文件已经被下载7 次)2005-10-11 17:41 8%题相关图片如下：都觉得无聊，只好学编程玩……2005-10-11 17:42 1%题相关图片如下：2005-10-11 17:43 9%题相关图片如下：都觉得无聊，只好学编程玩……2005-10-11 17:44 2%题相关图片如下：2005-10-11 17:45 6%题相关图片如下：都觉得无聊，只好学编程玩……2005-10-11 17:46 4%题相关图片如下：都觉得无聊，只好学编程玩……zhangyixi发帖: 29积分: 11雪币: 29于2005-10-12 08:49做个结构化网格算试试？呵呵万山不许一溪奔，拦得溪声日夜喧。
RAE2822翼型流场的fluent计算
RAE2822翼型跨声速绕流的CFD计算摘要：使用ANSYS对RAE2822翼型进行网格划分,之后导入fluent中进行计算。
通过对不同的模型和不同边界层网格的计算，采用控制变量的方法分组比较分析，并将计算结果中的压力系数与试验数据以及组内数据进行对比分析，以验证FLUENT计算结果的准确性。
关键词：RAE2822，控制变量，ANSYS，FLUENT引言：本文研究了速度场来流条件为Ma=0.729, α=2.31的情况下各种状态下的计算结果。
计算状态分别为无粘流动（欧拉方程、无附面层网格）；至少3种不同湍流模型计算粘性绕流（同一带附面层网格，y＋≈30）。
采用S-A湍流模型，建立4种不同y＋的网格计算（y＋<1, y＋≈10, y＋≈30, y＋≈50）。
对y＋≈50的网格，额外采用流场求解网格自适应功能（基于压力梯度）进行计算。
以及在Ma∞＝0.75, Re＝5×106,迎角α=-1°, -0.5°, 0°, 0.5°, 1°的条件下对DLR-F6翼身组合体的绕流进行了数值求解，并将所得结果与实验结果进行对比分析，对FLUENT软件计算三位复杂外形绕流的准确性进行验证。
通过对不同状态下的计算结果分析飞行器的气动特性，并且将数值计算的结果与相应的试验数据进行比较，从而对数值计算结果进行验证。
一、RAE2822翼型1.1 RAE2822翼型二维模型图 1 SAE2822机翼翼型1.2计算初始参数流体介质：理想空气来流条件马赫数Ma=0.729攻角α=2.31°来流的压力和温度：P=101325Pa，T=300K声速v=（KRT）0.5=347.19m/s来流速度=Ma*v=253.10 m/s二、RAE2822翼型网格的划分和参数的设置2.1 RAE2882翼型网格的划分本文由机翼的特征长度L=1m、马赫数为Ma=0.729和雷诺数Re=6.5×106根据计算可得到不同附面层的第一层厚度表1所示：根据表1的数据利用ICEM软件划分不同第一层厚度的边界层网格和无边界层厚度的网格，以y＋=30为例，网格图形如图2所示：y＋h0.8 0.000003310 0.000004130 0.000125950 0.0002099表1 不同附面层网格第一层厚度h图 2 y＋=30的网格2.2参数的设置边界的温度T=300K；对于攻角的处理是通过在FLUENT计算时设置的来流速度的方向来体现，如图3所示：图3 边界条件的设置三、计算结果和数据处理分析3.1无粘模型和湍流模型计算结果的对比分析这里选用的无粘模型和用y＋=30的边界层网格和用Spalart-Allmaras湍流模型的计算结果分别与试验数据进行比较。
三维跨音速势流的差分计算
三维跨音速势流的差分计算
彭勇
【期刊名称】《衡阳工学院学报》
【年(卷),期】1989(001)003
【摘要】本文采用有限差分法，应用轴向在扰动、横向小扰动、柱座标系统下的三维扰动速势方程和在物面周线的切向座标系下建立的物面边界条件，建立了可适用于不同外形的物体在不同速度和攻角下的流场和气动载荷计算的数值方法。
以机身一座舱和抛物线旋转体（a＝0°和a≠0°）作为计算对象，计算了流场和物面压力分布。
所有计算结果均与实验结果良好结合。
计算表明，本方法简便易行，适用性广。
在计算方法上，也作了探索性研究。
【总页数】8页(P19-26)
【作者】彭勇
【作者单位】建筑工程系
【正文语种】中文
【中图分类】O354.2
【相关文献】
1.跨音速三维机翼及翼身组合体非守恒型全位势流AF3算法 [J], 陈红全;黄明恪
2.三维任意机身的跨音速全位势流计算 [J], 张莉;黄明恪
3.三维跨音速阻力的差分计算 [J], 彭小勇;李惠敏;熊正为
4.三维跨音速势流的差分计算 [J], 彭勇
5.跨音速定常势流计算中的解不唯一问题 [J], 刘凭;罗时钧
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☆作业二☆
DLR-F4翼身组合体跨声速绕流的CFD计算
姓名：涂飞
学号：SZ1101020
目录
一．本作业概述 (1)
1. 所用模型 (1)
2 来流条件 (1)
3 网格划分 (2)
二. 求解结果 (3)
1 流场云图 (3)
2动力学参数 (3)
3截面压强系数分布 (5)
三．总结 (7)
参考文献 (8)
图表1 DLR-F4模型（1） (1)
图表2模型参考数据 (1)
图表3 来流参数 (1)
图表4 网格划分 (2)
图表5 物面压强系数云图 (3)
图表6 动力学参数 (3)
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图 (4)
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图 (4)
图表12 残差收敛历史 (4)
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)
图表14 机翼7个不同位置截面图 (5)
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图 (7)
一．本作业概述
1.所用模型
DLR-F4翼身组合体，如图：
图表 1 DLR-F4模型（1）
参考面积0.1454 m2
参考长度C ref141.2 mm
参考半展长b ref /2 585.647 mm
参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm
图表2模型参考数据
2 来流条件
气体属性理想，粘性
来流温度T∞255.6 K
来流压强P∞101325 pa
来流雷诺数Re 3×106
来流马赫数Ma 0.75
攻角（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°
图表 3 来流参数
3 网格划分
网格要求：粘性网格，y＋≈30
图表 4 网格划分
本作业我采用块结构网格进行划分，网格单元600万，网格划分用Pointwise软件完成。
二. 求解结果
本作业求解器用CFL3D软件，在空气动力学系Cluster 服务器上运算，每个状态历时52小时。
1 流场云图
图表 5 物面压强系数云图
2动力学参数
迎角升力系数阻力系数俯仰力矩系数
-1°0.4171 0.027096 -0.168092
-0.5°0.47758 0.029266 -0.1658
0°0.53902 0.031836 -0.162492
0.5°0.60176 0.035208 -0.158586
1°0.66374 0.039736 -0.154336
图表 6 动力学参数
下面是计算动力学参数与实验数据对比：
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图图表12 残差收敛历史
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史3截面压强系数分布
根据实验报告，选取机翼七个截面：
图表14 机翼7个不同位置截面图
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图
由以上各图可以看出，计算结果与实验数据吻合较好，结果较为精确。
距离翼梢较近的几个截面压强系数分布中，捕捉激波计算结果不太满意，这可能是与该区域的气流非定常流动有关。
除此之外，升力系数，阻力系数，升阻比等计算结果非常可靠，俯仰力矩系数计算结果也较好。
三．总结
本作业完成了以DLR-F4为计算模型的三维全机跨声速绕流计算。
熟悉了除建模前处理外CFD 各个流程，包括网格划分，CFD求解器设置、计算，Tecplot等软件进行数据后处理。
从结果来看，总体上较为满意，也说明了其间各个过程没有较大失误，在进行计算、处理数据之间，我也学习到了各个环节必备的知识与理论。
参考文献
[1] O. Brodersen, A. St¨urmer . DRAG PREDICTION OF ENGINE–AIRFRAME INTERFERENCE EFFECTS USING UNSTRUCTURED NAVIER–STOKES CALCULATIONS.19th AIAA Applied Aerodynamics Conference 11-14 June 2001.。