DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算
DLR—F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究
DLR—F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究作者：孙悦李仁府熊有德周玲王亮来源：《航空兵器》2017年第05期摘要：本文选用DLR-F6翼身组合体模型，分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。
分析结果表明，六面体、四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致，在保证相同计算结果精度的前提下，多面体网格使用的网格单元数量最少，计算效率最高，且网格生成十分方便。
此外， S-A，SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布，但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大，而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。
从湍流模型构造上分析发现， S-A和SST模型基于湍流各向同性假设，忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差，而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性，因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。
关键词： DLR-F6；计算网格；湍流模型；多面体网格；分离区中图分类号： V211.3； O354.4文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2017）05-0060-080引言为了更好地评估计算流体力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）技术在亚音速飞机阻力预测方面的应用情况，从2001年到2016年，美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics， AIAA）应用空气动力学技术委员会（Applied Aerodynamics Technical Committee）共组织召开了六次阻力预测会议（Drag Prediction Workshop， DPW）[1]。
会议邀请全世界的高校、研究院所、工业部门参加，前三届会议统一选用德国宇航公司（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt， DLR）的翼身组合模型，从第四届会议开始，改用波音公司和NASA共同设计的CRM（Common Research Model）模型。
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。
基于CFD的翼型绕流数值模拟
基于CFD的翼型绕流数值模拟摘要：本文重点介绍使用FLUENT软件包模拟流体流动的现象，包括使用GAMBIT进行二维的图形对象绘制，计算域的网格划分技术以及边界条件的设定，利用FLUENT求解定常或非定常，二维或三维，外流或内流，可压缩或不可压缩等各种流场流动的物理现象。
结合相关实例，熟悉GAMBIT的建模技巧和网格划分技术，运用FLUENT计算各种流场的操作和计算结果的后处理以及动画制作等技术。
关键词：FLUENT；流体流动；GAMBIT；建模；网格划分；边界条件；后处理0 引言自然界和工程问题中遇到的流动现象多种多样，根据不同的分类方法，可以分为层流和湍流，二维流动和三维流动，可压缩流动和不可压缩流动，定常流动和非定常流动等。
实际问题中以湍流现象较为普遍。
直到目前为止，还没有一个通用的湍流模型可以解决所有的工程湍流问题，所以选择湍流模型的时候需要注意具体问题具体分析，例如流动物理现象的特点、计算精度的要求、计算能力、计算时间要求等。
进而，根据所需解决问题的特点选择最合适的湍流模型。
我们将利用GAMBIT进行建模并熟悉过程中的操作技巧，例如各种生成体的方法，还有网格划分的技术，例如视对象的复杂程度选择生成结构化或非结构化的网格。
我们通过实战操作的学习，可以迅速掌握解决实际问题的基本思路和基本方法，以下我们就实例二维NACA 0006翼型的外部亚声速可压缩定常流动进行数值模拟分析。
1 二维定常可压缩流场分析—NACA 0006翼型气动力计算翼型的气动力计算是空气动力学领域中十分常见的问题，而实际的翼型是由翼型的几何数据文件所描述的，三角机翼、矩形机翼等规则形状的翼型很少见。
本实例中，我们将针对一个实际的NACA0006翼型，使用FLUENT软件包对其进行气动力计算分析。
1.1 概述使用FLUENT软件包进行翼型气动力分析需要计算出不同工况下（攻角、来流马赫数等）翼型的外部绕流流场，流动一般是假设定常、可压缩的，FLUENRT软件就起到一个数值风洞的作用。
_DLR-F6复杂组合体跨声速阻力计算研究
， F6 WB 和 WBNP 对 DLR-
组合体流场进行了全湍流和固定转捩 2 种边界层流 动处理方式的数值模拟，以分析阻力对网格尺寸的 敏感性， 评估挂架和吊舱引起的阻力增量，考察转 捩对阻力和阻力增量的影响．
1
控制方程
控制方程为与时间相关的三维守恒型 RANS 方
程， 在一般曲线坐标系下其形式为
－ 2 /3 分别给出了 WB 和 WBNP 的总阻力系数随着 N
a 为当地声速， 式中： Re 为雷诺数， μ T 为湍流粘性 系数． 计算采用格心式有限体积方法， 无粘项使用高 分辨率的 Roe 格式耦合保单调性的 MUSCL 插值方 SGS 时间推进方法， 法， 时间采用隐式 LU湍流模型 采用鲁棒性良好的 SA 模型， 其模型方程详见文献 ［ 10］ ．
．
本文 以 DPW Ⅱ 为 背 景， 通过求解雷诺平均 NavierStokes （ RANS ） 方 程 耦 合 SpalartAllmaras （ SA） 一方程湍流模型
［10 ］
处， 上表面 10% 弦长处； 计算网格选用 DPWⅡ提供的 ICEM 1to1 结构网格， F6 WBNP 组合体表 图 1 是 DLRF6 WB 的表面网格． 面网格， 取掉挂架和吊舱为 DLR-
^ （ F － F v ） （ G － G v ） Q （ E － E v ） + + + = 0． t ξ η ζ ^ ^ ^ ； 式中： t 为时间； Q 守恒变量； E、 Ev 、 Fv 、 G v 为粘性矢通量， Ev 、 Fv 、 G v 中包含的应力 张量分量和热通量分别由下式给出 ： τij = （ μl + μT ） M∞ Re
［69 ］
C L = 0． 5 粗、 算例 1 ： 网格细分研究 M ∞ = 0 ． 75 ， WB ， WBNP， 中、 细网格， 全湍流； CL = 算例 2 ： 转捩对阻力的影响 M ∞ = 0 ． 75 ， 0 ． 5 中网格， WB ， WBNP， 固定转捩．
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_F6翼身组合体阻力计算
[文章编号] 1001-246X(2008)02-0145-06[收稿日期]2006-11-14;[修回日期]2007-03-17[作者简介]王运涛(1967-),男,黑龙江密山,研究员,博士,从事计算空气动力学方面的研究.DLR -F 6翼身组合体阻力计算王运涛, 王光学, 张玉伦(中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所,四川绵阳 621000)[摘 要] 采用/亚跨超CFD 软件平台0(TRIP210)数值模拟DLR -F6翼身组合体构型,采用的多块对接网格、测压和测力的试验结果均来自美国AIAA 阻力计算小组,对比计算结果采用CFL3D 的结果.详细研究网格密度、湍流模型对DLR -F6翼身组合体构型的总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果较一致.采用SST 两方程模型得到网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布影响较小.[关键词] TRIP210;DLR -F6;DPWII;阻力;湍流模型[中图分类号] V21117[文献标识码] A0 引 言随着计算机软硬件技术和计算流体力学(CFD)的飞速发展,CFD 在航空航天飞行器方案选型和初样设计阶段发挥的作用愈来愈重要,在雷诺数修正、优化设计、细致流场刻画等方面,CFD 较风洞试验更具有优势,已经与风洞试验一样,成为飞行器气动设计最重要的研究手段[1].随着大型网格前置处理软件、C FD 软件系统和后置处理软件的发展,CFD 几乎可以模拟所有高度复杂飞行器外形的绕流流场[2].飞行器设计者使用CFD 工具面临的首要问题是软件的精度和效率问题.CFD 软件的计算效率问题依靠多重网格技术和并行计算技术已得到较好解决,但计算精度问题(Verification &Valida tion)依然是当前研究的热点[3].为此,国际上先后组织了许多专题研讨会,如欧洲的计算空气动力学研究项目ECARP[4](European C omputational Aerodynamics Research Project)和AI AA 的DPW(Dra g Prediction Workshop).EC ARP 项目的目标是对欧洲的软件系统进行统一的确认研究,并对各种湍流模型进行评估.为研究C FD 的阻力计算精度问题,AI AA 阻力计算工作小组在2001年6月召开了第一次阻力计算的工作会议(DPW I),该次会议选择DLR -F4翼身组合体作为标准算例.会上18家单位提供了采用14种软件的计算结果[5].2003年6月召开了第二次阻力计算的工作会议(DPW II),该次会议选择DLR -F6翼P 身P 挂P 舱组合体作为算例,会议的重点是阻力计算精度,共有22家研究机构提供了20种CFD 软件的计算结果[6].试验结果是90年代在法国ONERA S2MA 1177m @1175m 跨声速风洞中完成的.近年来,国内也先后组织了全国范围内的CFD 软件可信度确认工作,如2004年8月中国空气动力研究与发展中心与中国航空工业六三一所联合举办的/CFD 统一算例研讨0活动和2005年6月中国空气动力研究与发展中心举办的CT-1大攻角气动特性研讨会.本文研究目的是考核中国空气动力研究与发展中心(C ARDC)自行研发的CFD 软件TRIP210(TRIsonic Platform Version210)的数值模拟精度.软件的确认算例选择了DLR -F6翼身组合体外形,利用DPWII 提供的3套粗细不等的结构网格,首先详细研究了网格密度、湍流模型对翼身组合体构型典型气动特性的影响,在此基础上,数值模拟了固定马赫数下的极曲线,对比的试验结果包括DPWII 提供的测力和测压的试验结果以及Rumsey 等人采用CFL3D 得到的计算结果[7].1 TRIP210软件简介TRIP210是中国空气动力研究与发展中心自行研发的C FD 软件,该软件采用结构网格技术和有限体积第25卷第2期2008年3月计 算 物 理C HI NESE JOURNAL OF C OMP UTATI ONAL PHYSICSVol.25,No.2M ar.,2008方法,通过数值求解三维任意坐标系下的Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,主要面向以下几类问题的数值计算:全机中等攻角以下纵、横向气动特性计算;飞机全机进排气系统一体化匹配计算;喷管、进气道内部流动的模拟及特性计算;导弹全弹纵、横向气动特性计算;航天器亚跨超气动特性数值模拟.TRIP210软件已经具备的功能如下:1)多块对接P拼接网格结构流场计算能力,初步具备对接P重叠结构的计算能力;2)多窗口技术和多重网格加速收敛技术;3)LU-SGS分解、SSOR求解和四步Runge-Kutta法,多种五点差分格式和七点差分格式接口;4)多种湍流模型,Spalar-t Allmaras一方程和Menter.s k-Omega SST等多种湍流模型;5)网格文件标准的Gridgen接口和ICE M接口,后置处理标准的Tecplot接口;6)开发了TRIP210软件的工具库和算例库,以及简洁实用的用户界面.2DLR-F6翼身组合体计算网格和计算状态本文采用的计算网格均来自DPWII,该结构网格由ICE M软件生成,网格结构为多块对接网格(1-to-1),分为粗网格、中等网格和细网格3种,网格详细信息如表1所示,DLR-F6翼身组合体的计算构型和表面网格分布(中等)见图1.由表1可以看出,在该网格序列中,各套网格之间并没有2倍数关系,这也许会给网格收敛性研究带来一定的影响.表1标准网格统计列表Table1Grid statistics for standard grids网格类型网格节点网格单元计算分区Coarse3579589337484821 Medium6038635571596827Fine10421976996659232图1DLR-F6翼身组合体的表面网格(中等)Fig11Surface grids for DLR-F6wing P body(medi um)本文计算状态如下[6]:算例1:网格收敛性研究.M=0175,Re=310@106(基于M.A.C=011412m),C L=01500?01001,全湍流计算(fully turbulent).算例2:极曲线.M=0175,Re=310@106(基于M.A.C=011412m),A=-3b,-2b,-115b,-1b,0b,1b, 115b,全湍流计算(fully turbulent).其中M.A.C为平均气动弦长.3计算结果与分析采用TRIP210软件,选择二阶精度的通量差分(FDS)类型的MUSCL差分格式,Spalart-Allmaras(SA)一方程和Menter.s k-X SST(SST)两方程湍流模型,模拟上述两种工况的流场,采用3~4重网格加速收敛.测力与测压试验是1990年8月在法国ONERA S2MA风洞中完成的,对比计算结果采用Chris Rumsey等人采用CFL3D软件得到的结果[7].选择这一计算结果,首先是由于该计算采用的网格与本文相同,可以避免网格因素的影响,其次是因为CFL3D软件的基本功能与本文采用的软件类似.需要说明的是,CFL3D在算例2计算中采用了DPW II建议的转捩位置,而本文采用的是全湍流计算.311算例1计算结果及分析采用DPWII提供的3套(Coarse,Medium,Fine)多块对接网格和SA与SST两种湍流模型,数值模拟了算例1的工况,主要目的是研究网格收敛性问题和湍流模型的影响两个方面.图2给出采用粗网格、中等网格和密网格3套网格以及两种湍流模型得到的网格收敛性研究结果,同时146计算物理第25卷还给出CFL3D 采用SA 模型的全湍流计算结果,气动横坐标为网格节点的(-2P 3)幂,纵坐标为阻力系数.由图2可以看出,本文采用SST 两方程模型得到了网格收敛性结果,而采用SA 模型时,中等网格计算得到的阻力系数偏大.SST 模型从粗网格到密网格阻力变化只有3Counts(1Counts=10-4),而SA 模型的变化则大很多,说明SST 模型的计算结果对网格的依赖性较弱.网格收敛性研究常用的策略是通过在物面法向加密使得网格序列之间有2倍数的关系,但本文采用的网格序列之间不具有这种关系(表1),如何设计网格序列,研究网格收敛性是一个值得研究的问题.图2 DLR-F6翼身组合体的网格收敛性研究Fi g 12 Grid convergence for DLR -F6wing Pbody表2给出在固定升力系数下,采用三套网格、两种湍流模型的详细计算结果,包括相应的攻角、总阻力、压差阻力、摩擦阻力和力矩系数等,同时给出的还有C FL3D 采用SA 模型的计算结果和相应的试验结果.由表中可以看出,在固定升力系数条件下,计算攻角普遍小于试验攻角;相同湍流模型条件下,网格密度对摩擦阻力和压差阻力均有一定影响,相比较而言,对压差阻力的影响大一些;在相同网格密度条件下,湍流模型对阻力的影响主要体现在摩擦阻力上;在固定升力系数条件下,不同的网格密度对力矩系数影响较小,不同的湍流模型对力矩系数影响较大,计算得到的低头力矩普遍大于试验结果,在以下的研究中将看到,这主要是由于网格密度对压力分布影响较小,不同湍流模型对压力分布有一定影响(主要是上表面激波位置)所致.表2 算例1计算结果与试验结果对比Table 2 Numecrical and experimental results in Case 1软件P 湍流模型攻角升力阻力压差阻力摩擦阻力俯仰力矩COAR SE (3374848)TRIP210(SA)0116701500010291010163010129-01146TRIP210(SST)0129401500010274010163010111-01138CFL3D(SA)0113901500010294010160010133-01138MEDIUM (5715968)TRIP210(SA)0116901501010298010161010137-01145TRIP210(SST)0129401500010273010159010114-01140CFL3D(SA)0111601500010288010156010132-01141FINE (9966592)TRIP210(SA)0115201500010280010155010124-01149TRIP210(SST)0129001500010271010156010114-01139CFL3D(SA)0110801500010285010154010132-01141TEST-0152001500010295---01121312 算例2计算结果及分析图3给出采用SA 模型得到的升力曲线与极曲线,同时给出相应的试验结果及采用C FL3D 软件SA 模型得到的计算结果.可以看到,不同的网格密度对升力特性基本没有影响,对阻力特性影响比较显著,最大影响量在17Counts 左右,采用SA 模型时,粗网格的极曲线与试验吻合最好,我们认为这是一个巧合.研究表明[5],模拟转捩位置与采用全湍流计算阻力相差13C ounts,考虑到C FL3D 模拟转捩位置而本文采用全湍流计算,因此,虽然CFL3D 中等网格的结果与本文密网格的结果接近,但实际上本文中等网格的计算结果与CFL3D 中等网格的计算结果是吻合的.图4给出采用SST 模型得到的升力曲线和极曲线,图中同时给出相应的试验结果和采用CFL3D 软件SST 模型的计算结果.可以看到,采用SST 模型时,不同的网格密度对升力特性和阻力特性基本没有影响,在计算的攻角范围内一直保持网格收敛性,网格密度对阻力的影响量在4Counts 以下.相同升力系数条件下,计算得到的阻力普遍小于试验的阻力系数,考虑到模型转捩位置的影响,与CFL3D 的计算结果相比较,本文采用中等网格的阻力系数偏大了13Counts 左右.图5给出采用中等网格,SA 和SST 两种湍流模型得到的压差阻力和摩擦阻力随攻角的变化曲线.由图中可以看出,在本文的计算范围内,摩擦阻力系数基本不随攻角变化;不同的湍流模型对压差阻力影响很小,147第2期王运涛等:DLR -F6翼身组合体阻力计算对摩擦阻力的影响较大,采用SA 模型的摩擦阻力比采用SST 模型得到的摩擦阻力大24Counts 左右.图3 升力和阻力极曲线(SA)Fig 13 Lift curve and drag polar(SA)图4 升力和阻力极曲线(SS T )Fig 14 L i ft curve and drag polar(SS T )图5 压差阻力和摩擦阻力随攻角的变化Fi g 15 Fraction of drag vs.angle ofattack313 压力系数与测压试验的比较法国ONERA 完成的测压试验是在升力系数C L =014984的条件下完成的,相应的攻角为0149b ,为了与相应的测压数据相比较,本节研究究竟是在相同升力下比较测压结果,还是在相同攻角下比较测压结果,及网格密度和湍流模型对压力分布的影响.图6给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.计算采用中等网格和SST 两方程湍流模型,分别给出C L =015003,A =01294b 和C L =015224,A =0149b 条件下的压力分布.可以看到,在KINK 以内的站位(2319%),两种来流条件下的压力分布都与试验结果吻合较好;在KINK 以外的站位上,与试验相同攻角下的压力分布显然更接近试验结果.从计算结果看,在相同攻角下比较计算与试验的压力分布更合理一些.图6 压力分布与试验的比较Fi g 16 C p distri bu tion图7给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.采用粗网格、密网格和SA 一方程湍流模型,计算来流攻角均为0149b ,相应的升力系数分别为015364和015385.由此可以看出,网格分布对压力分布的影响非常小,对阻力系数的影响比较大.上述来流状态下,粗网格下的阻力系数为010308,密网格为010297,两者相差11Counts.图8给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.采用中等网格和SA 一方程、SST 两方程湍流模型,计算来流攻角均为0149b ,相应的升力系数分别为015362和015224.可以看出,湍流模型对压力分布的影响不明显,只是在翼梢的站位上,SST 模型得到激波位置略微靠前,必须指出,此时对阻力系数的影响比较大.上述来流状态下,SA 模型的阻力系数为010314,SST 模型为010283,两者相差31Counts!148计 算 物 理第25卷图7 网格对压力分布的影响Fig 17 C p distribution with differentgrids图8 湍流模型对压力分布的影响Fig 18 C p distribution in various turbulent models图9 DLR -F6翼身组合体表面流线Fig 19 DLR -F6wing -body surfacestreamline314 局部流动细节分析图9给出采用中等网格、SA 一方程模型和SST 两方程模型得到的翼身接合部的流动细节,来流条件M =0175,A =0149b .可以看到,在上述来流条件下,翼身结合处上表面产生了小的分离区,比较两种湍流模型的计算结果,从定性方面来讲,分离区的位置、大小等方面没有明显的区别,详细研究湍流模型阻力方面的差异,应该从边界层内的速度型等方面入手.4 结论本文采用TRIP210软件,利用DPWII 提供的多块对接网格,数值模拟DLR -F6翼身组合体的外形,主要研究了网格密度、湍流模型对数值模拟结果的影响,通过与相应的试验结果和CFL3D 的计算结果相对比,得到一些基本结论:1)采用SST 湍流模型得到了网格收敛性的结果;2)相对于SA 一方程模型,SST 两方程湍流模型对网格依赖性较弱;在相同网格密度条件下,不同湍流模型对阻力的影响主要体现在摩擦阻力上;3)比较压力分布时,计算与试验建议在相同攻角下比较;网格密度对压力分布影响较小,湍流模型对压力分布有一定的影响.软件的确认工作具有相当大的难度,首先是难以得到精确的试验结果,其次是如何保证计算模型与试验模型的一致性,再次是影响计算结果的因素众多.本工作只是TRIP210软件确认工作的一个开端,在今后的工作中我们还将给出DLR -F6翼P 身P 架P 舱组合体的数值模拟结果.149第2期王运涛等:DLR -F6翼身组合体阻力计算150计算物理第25卷[参考文献][1]Johnson Forres ter T,Tinoco Ed ward T,Yu N Jong.Thirty years of developmen t and application of CFD at Boeing commercial airplaneSeattle[R].AIAA2003-3439,2003.[2]Tinoco E N,Bogue D R.Progress toward CFD for full flight envelope[J].Aeronautical Journal,2005,109(1100):451-460.[3]Oberkampf William L,Trucano Timothy G.Verification and validation i n computational fluid d ynamics[J].Progress in AerospaceSciences,2002,38:209-272.[4]Haase W,Chaput E,Leschziner M A.ECARP:European computational aerodynamics rearch project:Validation of C FD codes andassessment of turbulence models[R].Vieweg&Sohn Verlagsgesellschaft mb H,Germany,1997.[5]Levy David W,Zickuhr Tom,et al.Summary of data from the firs t AIAA CFD drag p rediction workshop[R].AIAA2002-0841,2002.[6]Laflin K R,Klausmeyer S M,Zickuhr T.Summary of data from the second AIAA C FD drag prediction workshop[R].AIAA2004-0555,2004..[7]Ru msey C,Rivers S,Morrison J.Study of CFD variation on transport configurations for the second drag-prediction workshop[R].AIAA2004-0393,2004.Drag of DLR-F6Wing-Body Con figurationWANG Yuntao,WANG Guangxue,ZHANG Yulun(Computational Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research and Development Center,Mian y an g621000,China)Abstract:Navier-Stokes calculation on mult-i block is performed to calculate drag of the DLR-F6wing-body configuration with CFD software TRIP210.Structured grids(1-to-1)and test results used are from Drag prediction workshopÒ(DPWII).Referenced numerical resul ts are obtained with CFL3D.Effects of mesh densi ty and turbulent models on aerodynamic characteristics and pressure distribution are carefully studied.Results are verified by experimen tal data and CFL3D results.Grid refinement leads to convergent results in SS T turbulent models.It is demonstrated that turbulent models have li ttle influence on pressure drag,bu t obvious influence on friction d rag.The turbulent model and grid densi ty have li ttle influence on pressure distribution.Key words:TRIP210;DLR-F6;d rag prediction workshopÒ;drag;turbulent modelsReceived date:2006-11-14;Revised date:2007-03-17。
DLR-F6翼身组合体阻力计算
格 密 度 和湍 流 模 型对 压力 分 布 影 响较 小 ．
［ 键词 ］ 关 Ｔ Ｉ２ ０ Ｌ —６ Ｄ ＷＩ；阻 力 ； 流 模 型 ＲＰ ．；Ｄ ＲＦ ； Ｐ Ｉ 湍 ［ 献标 识 码 ］ 文 Ａ
翼 身组合体作 为标准算例 ． 上 １ 会 ８家单位提供 了采用 １ ４种软 件 的计算 结果 ．０３年 ６月召 开 了第 二次 阻力 ２０
计 算的工作会议 （ Ｐ Ｉ）该 次会议选择 Ｄ Ｒ Ｆ 翼／ 挂／ Ｄ Ｗ ， Ｉ Ｌ ．６ 身／ 舱组合 体作为 算例 ， 议 的重 点是 阻力计算 精度 ， 会 共
势， 已经 与 风洞试 验一 样 ， 为 飞行器 气动设 计 最重要 的研 究手 段ｎ ． 成 随着 大型 网格前 置处理软件 、Ｆ Ｃ Ｄ软件系统 和后 置处理软件 的发展 ，Ｆ Ｃ Ｄ几乎可 以模 拟所有 高度复 杂飞行 器外形 的绕 流流场 ． 飞行器设计者使 用 Ｃ Ｄ工具面临 的首要 问题是软件 的精 度和效 率 问题 ．Ｆ Ｆ Ｃ Ｄ软件 的计算
【 章 编 号 ］ １０ —４Ｘ（０８ ０—１５０ 文 ０ １２６ ２０ ）２０４－６
Ｄ Ｒ—６翼 身 组合 体 阻 力计 算 Ｌ Ｆ
王 运 涛 ， 王 光 学 ， 张 玉伦
（ 国 空 气 动 力研 究与 发 展 中心 计 算 空 气 动 力 学 研 究 所 ，四 川 绵 阳 ６ １０ ） 中 ２００
［ 图分类号 ］ Ｖ １． 中 ２ １７
Ｏ 引 言
随着 计算 机软 硬件 技术 和计 算流 体 力学 （ Ｆ ） 飞 速发 展 ， Ｆ ＣＤ的 Ｃ Ｄ在航 空 航 天 飞行 器 方案 选 型 和 初 样设 计 阶段 发挥 的作用 愈来 愈重 要 ， 雷 诺 数修 正 、 化 设 计 、 致 流 场 刻 画等 方 面 ， Ｆ 在 优 细 Ｃ Ｄ较 风 洞试 验 更 具 有 优
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
_DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算
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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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考虑短舱安装参数的全机气动外形优化设计
考虑短舱安装参数的全机气动外形优化设计许丹阳;白俊强;雷锐午【摘要】针对跨声速宽体客机机翼、机身、短舱、挂架、平尾、垂尾全机构型中各部件之间存在的气动干扰和力矩耦合问题,采用多块拼接自由变形(FFD)方法进行全机多部件的参数化,利用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)进行流场求解,结合离散伴随技术和序列二次规划优化算法进行考虑短舱安装参数变化和平尾配平的气动外形优化设计.经过优化之后,短舱附近机翼的压力分布形态变光顺,设计点阻力减小3.82％,并且获得了无激波的压力分布形态.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2019(053)004【总页数】8页(P150-157)【关键词】气动外形优化;平尾配平;短舱安装参数;自由变形;离散伴随【作者】许丹阳;白俊强;雷锐午【作者单位】西北工业大学航空学院,710072,西安;西北工业大学航空学院,710072,西安;西北工业大学航空学院,710072,西安【正文语种】中文【中图分类】V211近年来,高性能计算机硬件平台发展突飞猛进,基于雷诺平均Navier-Stokes方程的气动优化设计方法在飞行器外形设计领域得到越来越广泛的应用[1-3]。
宽体客机作为当前民航市场上的最新一代客机,巡航马赫数达到0.85,处于典型的跨声速非线性区间。
客机机翼外形的微小改变往往会产生较大的气动力变化;同时全机多部件之间的互相干扰,也使得气动外形设计工程师无法进行精确定量的外形设计。
为了能够合理地对设计空间进行探索,以得到气动特性较好的构型,跨声速客机气动外形优化设计问题往往需要大规模设计变量[4];同时也需要考虑多部件之间的耦合来获得综合性能最优的气动外形。
国外大量的研究成果表明,基于伴随的气动优化设计方法在复杂大规模气动外形优化设计问题中有较好的应用前景。
Alonso等基于斯坦福大学非结构网格求解器(SU2)实现了旋翼以及全机构型的气动优化设计[5];Zingg等采用离散伴随方程结合Newton-Krylov隐式求解方法,开展了气动外形优化设计研究取得了显著的成果,并将该方法拓展到了自然层流翼型设计中,实现了层流翼型的优化减阻[6];Martins 等利用高可信度多学科优化设计平台(MACH)进行了机翼、翼身组合体以及风力机的优化设计研究[7]。
湍流模型在民机跨声速绕流计算的应用
Ｅ ＡＲＳ Ｍ ｋ ． 【 １ ） ｍｏ ｄ ｅ １ ． Ｓ ｐ ａ ｌ ａ ｒ ｔ Ａｌ ｌ ｍａ ｒ ａ ｓ ｍｏ ｄ ｅ ｌ 。 Ｓ Ｓ Ｔ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ， Ｓ ｔ ａ ｎ ｄ ａ ｒ ｄ ｋ 一 ∞ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ａ ｎ ｄ Ｌ ｏ ｗ． Ｒｅ ｙ ｎ ｏ ｌ ｄ ｓ Ｎｕ ｍ—
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韩 涛
（ 海军驻 沈 阳地 区航 空军事代 表 室， 辽宁 沈阳 １ １ ０ ０ ３ ４ ）
摘 要： 针对 民机构型 Ｄ Ｌ Ｒ． Ｆ ６翼 身组合体 ， 研 究 了不同湍流模 型对 气动 特性和 流场特征 的影响。控制 方程采 用
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。
身_翼_舵组合体高超声速变攻角颤振计算
S 方程， 方法直接求解 N需要依赖计算机运算能力的 进一步提高。本文将采用自行开发的 CFD 数值仿真 与当地流活塞理论相结合的方法处理这一难题。 颤振计算的结构运动方程的求解有频域和时域 两种方法。频域中常用的通过线性求解特征方程搜 p － k 法等［13］。 索颤振临界参数的方法有 v － g 法、 杨 炳渊
Z（ x， y， t） = Φ｛ ξ｝
（ 1）
｛ ξ｝ 为对应的模态坐 为结构模态或分枝模态行阵，
第8 期
刘超峰等： 身 － 翼 － 舵组合体高超声速变攻角颤振计算
1665
（ w） T
标列阵。
C（ w） =
w下 σ σ = w上，
∑
y） C （ x， y） Φ μ （ x，
3 w w
（ w） Φ dσ x （ 11 ）
［1 ］
。 气动弹性问题分成静态和动态两
0922 ； 收稿日期： 2010-
0803 修回日期： 2011-
1664
宇航学报
第 32 卷
生颤振导致事故发生。研究带升力面的新型面空导 弹的变攻角颤振规律， 成为飞行器设计部门急需解 决的问题。 经典气动弹性力学研究包含空气动力和结构运 动的建模和求解。空气动力的建模和求解是颤振计 算的核心内容。颤振计算中的非定常气动力计算方 法可 按 马 赫 数 范 围 进 行 划 分
［ 4 ］ ［ 3 ］
变量的 q － σ 法， 将气流密度和速度合并为动压参 数， 使得高度变化仅影响声速， 大大减少了计算的状 态。 如果结构运动方程是弱非线性的，可以将结构 或空气动力的非线性项分段线性化处理， 再使用描 述函数法
［14 ］
求解周期解， 或者使用摄动法
［15 ］
基于混合网格的DLR-F6模型跨声速阻力预测粘流计算
基于混合网格的DLR-F6模型跨声速阻力预测粘流计算周磊;杨振虎;邱征;白文
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2005(000)006
【摘要】该文详细介绍了针对第二届AIAA阻力预测会议公布的标准模型及其网格进行的基于混合网格的纳维尔-斯托克斯粘流计算考题,我们将自主开发的WoF90程序的计算结果与DLR的TAU程序以及FOI的EDGE程序的计算结果进行了对比分析,发现三种程序的升力系数普遍比实验结果偏高,但偏高的程度大致相同,阻力计算的精度范围大体一致.结果确认了300万网格点的计算结果尚不足以得到网格收敛的效果,阻力预测需要更大规模的网格.
【总页数】4页(P37-40)
【作者】周磊;杨振虎;邱征;白文
【作者单位】中国航空计算技术研究所;中国航空计算技术研究所;中国航空计算技术研究所;中国航空计算技术研究所
【正文语种】中文
【相关文献】
1.基于非结构平台的DLR－F6标模阻力预测 [J], 章锦威;戚姝妮;郭承鹏;董军
2.基于BP神经网络的模型铲刀推土阻力预测模型 [J], 黄葵;李因武;李建桥;彭剑波
3.基于流通阻力的DPF碳载量预测模型研究 [J], 石秀勇;蒋得刚;梁云芳;梁鹏飞
4.基于巷道摩擦阻力系数BP神经网络预测模型的矿井风网风量预测研究 [J], 刘
彦青
5.基于神经网络的杨树苗木注射针头阻力预测模型研究 [J], 孙炜;陆一枝;商庆清因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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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 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。
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。