DLR_F4翼身组合体流场数值模拟_郑秋亚

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翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究

翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究
顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【期刊名称】《上海交通大学学报》
【年(卷),期】1987(0)5
【摘要】用有限基本解方法研制成翼身组合体升力和力矩的计算程序。

以当量回转体代替机身,机翼可以有后掠、厚度及弯度。

厚度问题用线源模拟,先予解决。

然后求解升力问题,这时考虑了厚度的影响。

此法简单且有一定的精度。

本文还计算了一些实例,并与实验作了比较。

对机身影响、机翼的后掠和根梢比等作了简要的讨论。

【总页数】8页(P48-54)
【关键词】空气动力学;翼身组合体;数值方法
【作者】顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【作者单位】上海交通大学工程力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V21
【相关文献】
1.减摇鳍与舭龙骨组合体定常升力数值计算 [J], 丁勇;李积德
2.振动舵亚音速定常和非定常气动特性研究 [J], 詹德来
3.机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算 [J], 孙乐;韩子鹏
4.扑翼升力特性的非定常涡格法计算研究 [J], 朱标;宋文萍;袁昌盛
5.升力面有地面效应的亚音速非定常气动力数值计算法 [J], 周文伯
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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。

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。

DLR-F4翼身组合体流场数值模拟

ＤＬＲ・ｎ－ｏｙｃｎｇｒｔｏ－ｗｉｇ－ｄｏｆｕａｉｎＦ４ｂｉ
ＺＥＧＱｕｙＬＵＳｎｙｎＬＡＧＹ —ｕＨＮｉ—ａ一，Ｉａ —ａｇ．ＩＮｉａｈ
（．ＳｈｏｏＳｉｃ，ｉａｎｅｓｙｉａ１０１ｈａ２ｃｏｌｏｃｎｅＣａｇａｎｖｒｔ，Ｘｎ７０６，Ｃｉａ１ｃｏｌｆｃｎｅＸｄｎＵｉｒｔ，Ｘ＂７１７，Ｃｉ；．ＳｈｏｆＳｉｃ，ｈｎｎＵｉｓｙｉａ１０４ｈｎ；ｅｉｖｉｎ３ｎｅｅｉｔ３ＡｒｎｕｃｌａｏａｒｏｏｐｔｉａＦｉＤｎｍｃ，ｅｏａｔｓｏｐｔｇＴｃｎｕｅｅｒｈＩｓｔｔ，ｉ１０８Ｃｉ）．ｅａｔａＬｂｒｔｙｆｍｕｔｎｌｌｄｙａｉＡｒｕｉｍｕｎｅｈｉｅＲｓａｔｕｅｘ，７０６，ｈｎｏｉｏＣａｏｕｓｎｃＣｉｑｃｎｉａｎａ
摘要：了研究阻力计算精度并考察网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响，过求解雷诺平均Ｎｖｒ为通ａｉ — ｅ
Ｓｋｓｔｅ方程耦合ＳａｒＡｌｒｓＢｌｗｎＬｍａｏｐｌｔｌａ和ａｉ—ｏｘ湍流模型，ａ — ｍａｄ数值模拟ＤＲＦＬ —４翼身组合体流场．使用 “ 超立方体 ” 概念构建绕ＤＲＦＬ —４翼身组合体的高质量多块结构拼接网格，过网格细分来研究网格密度对计算结果的影响．果表明：通结湍流模型和网格密度对升力影响较小，对阻力影响较大，网格密度对压力系数分布影响甚微；当地缩小第一层网格到物适面的距离，增加物面法向网格点数能改善阻力计算精度．关键词：阻力；网格细分；ａｉｒｔｅ方程；ＮｖｅＳｋｓｏ湍流模型；身组合体翼

ANSYSCFX对飞机气动阻力的精确模拟

ANSYS CFX对飞机气动阻力的精确模拟I冒ANSYSCFX对飞机气动阻力的精确模拟计算流体动力学(CFD)现在已经广泛应用于航空,航天[业的概念,预研和工程设计阶段来评估气动性能.现在先生CFD技术和计算机能力使得在短时间内来模拟整架飞机,,--ji~计周期有重要影响.公认CFD对评估气动特性(诸如升力或阻力)随设计的炙变是很有价值的.然而,对于准确预测气动特性(尤其是且力)的绝对值还有很多不确定性.由于缺乏可信度,当前:FD主要作为筛选大量潜在设计的工具.因此如果能够准确进亍气动计算,CFD将是大量风洞气动特性测试和性能计算的最差候选者.减少设计周期和降低试验验证的费用希望准确预测气动寺性的绝对值.第二届AIAA阻力预测研讨会的目的是评定当百CFD软件的情况,来增加使用这种技术预测复杂飞行器外乡气动性能的可信度.在最近三年时间内,AIAA(美国飞机工业协会)举办了两i研讨会,目的是评估当前的CFD方法对整机气动力的模拟青度.2001年的第一届的研讨会有18家CFD软件参加,测试真型采用了DLR—F4翼身组合体,网格由ANSYSICEMCFD供.当时不同软件给出的结果相差很大.甚至采用同样的岩流模型后,不同软件给出的结果仍然相差很大.因此,AIAA定举办第二届研讨会,测试内容相同,但测试模型改为tLR-F6.AIAA于2003年6月21日在美国奥兰多举办了第二届研寸会.测试模型选用了DLR-F6翼身组合体(WB)和DLR-F6 墓身发动机挂架组合体(WBNP),测试目的是比较不同软件寸一系列攻角状态下两种外形的气动阻力,升力,俯仰力矩计算准确度.为了保证模拟结果的质量,AIAA要求参加测试的软件必页计算不同网格密度下的结果.所有的软件都统一采用~NSYSICEMCFD划分的网格.对DLR-F6翼身组合体(WB) 形,网格数量分别为3450000(粗网格),5820000(中网旨),10130000(密网格):对DLR-F6翼身发动机挂架组合体WBNP)外形,网格数量分别为4890000(粗网格l,84300002中国制造业信息化2005年7月(中网格),13690000(密网格).由于风洞试验模型采用了转捩带,计算过程也考虑了层流到湍流的转捩.网格密度测试发现对中网格和密网格来讲, 所有的主要结果参数都改变很小.本文显示的结果都是基于中密度网格计算的.数值方法在这次测试中,ANSYS公司采用CFX-56完成了所有状态的计算.CFX-5的特点是采用了当今CFD发展的最先进技术,即全隐式多重网格耦合求解器.作为压力基的方法,CFX-5 的全隐式多重网格耦合求解器已被证明对测试案例能得到高质量的收敛结果.此外.CFX-5中的物理模型是高度优化的. 本次计算采用了SST湍流模型以及自动壁面函数.计算结果ANSYSCFX的模拟结果在整个测试攻角范围内都和试验值吻合得很好.奇怪的是,大多数其它CFD软件的计算结果很难和试验值吻合.对飞机来说,阻力比升力小一个量级,因此,阻力比升力明显地要难以模拟.而ANSYSCFX给出的阻力计算结果表明,两种外形所有测试攻角范围内都和试验值吻合得很好.ANSYSCFX计算的所有工况中,阻力和试验值的最大误差在没有发动机时为32%,有发动机时是55%,此外,对由于挂架和发动机引起的附加阻力也模拟得相当准确.AIAA的评估结果认为,ANSYSCFX完全达到了他们的评估要求,与参与测试的其它软件相比,表现优异.收敛性能飞机全机气动计算的主要障碍之一是计算机资源的消耗较大,因此,高效率的收敛性能显得非常重要.ANSYSCFX在本次计算中,所有的工况都在100步到150步之间就迭代收敛了.这也是所有参加测试软件中迭代步数最少的一个软件. 结论ANSYS公司的CFX软件成功地完成了AIAA的气动力计算测试.这也表明基于压力方法的CFD软件非常适合跨音速流动的气动计算.在参加测试的25个软件中,CFX的计算结果一致性非常出色,和试验值吻合得很好.o'。

弧形翼-身组合体绕流流场数值模拟及实验研究

Ｊｎ２１ｕ．０２
弧形翼一组合体绕流流场数值模拟及实验研究身
郑健，周长省，鞠玉涛
（南京理工大学机械工程学院，江苏南京２０９）１０４
摘
要：了研究标准技术协作计划（ＴＰ弧形翼一为Ｔｃ）身组合体的空气动力学特性，对其在超声
ｄｎｍｃ，Ｆ方法对弧形翼绕流流场进行数ｙａｉｓＣＤ）值模拟成为研究的主流方向。国外Ｗａｄａｒｌｗ等
人＿首先采用无粘流计算模型研究了技术协ｌ作计划（Ｔｅｅｈｉｌｏｐｒｔｎｒｇａｈｔｃｎｃｃｏｅａｉｐｏｒｍ，ａｏＴＣ）准弧形翼模型的绕流流场。Ｈａｒ＿ＴＰ标ｒｉ２ｓｊ采用粘性流计算方法研究了来流条件为马赫数１３～３０零攻角下的自诱导滚转力矩。．．
收稿日期：０１０ — ４２１— ８２
１６３．ｏ。ｃｒｎ
修回日期：０２０ — ０２１ — ４１
作者简介：郑健（９８）男，士，师，要研究方向：１７一，博讲主固体火箭发动机总体技术，－ｉｚｅｇａ — ｅｏＥｍａ：ｈｎｊｎｈｌ＠ｌｉｌ
关键词：弧形翼；身组合；翼一流场；雷诺应力湍流模型；平流迎风劈裂法；吹风实验中图分类号：２１Ｖ１文章编号：０５９３（０２０ — ５５０１０ — ８０２１）３００ — ６

DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

ｔｏｏｋｈｐｉｅｌｙｄｉｈｏｕａｉｎｉｎＷｒｓｏｓｍｐｏｅｎｔｅｃｍｐｔｔｏ．ＴｈｏｕａｉｎｌｅｕｔｈｗｈｔｔｅｐｅｓｒｅｃｍｐｔｔｏａｓｌｓｓｏｔａｈｒｓｕｅｒｄｓｒｂｔｎｎｔｅｗｉｇｓｒａｅａｒｅｗｅｌｔｈｘｅｉｅｔＴｈａｙｎｒｎｓｏｈＯＴ— ｉｔｉｕｉｓｏｈｎｕｆｃｇｅｌｗｉｈｔｅｅｐｒｏｍｎ．ｅｖｒｉｇｔｅｄｆｔｅＣＩＩｐｔｄａｒｄｎｍｉｏｃｓｗｉｈｔｅａｇｅｏｔａｋａｅｃｎｉｔｎｔｈｘｅｉｅｔｕｅｅｏｙａｃｆｒｅｔｈｎｌｆｔｃｒｏｓｓｅｔｗｉｈｔｅｅｐｒｍｎ．Ｇｒｄｒｆｅａｉｅｉ — ｎ
（．１西安电子科技大学理学院，１０１７０７，西安；．２长安大学理学院，１０４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，７０６，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Ｓａａｔｌｒｓ结ｐｌｒＡｌａ、～ｍａ
ｖｎｙｏｄ－ｖｒｇｄＮａｉｒＳｏｅ（ｉｇＲｅｎｌｓａｅａｅｖｅ－ｔｋｓＲＡＮＳｅｕｔｏｓｃｕｌｄｗｉｈｔｒｅｋｎｓｏｕｂｌｎｅ）ｑａｉｎｏｐｅｔｈｅｉｄｆｔｒｕｅｃｍｏｅｓｔｅＳａａｔＡｌａａＳ）ｏｅｅｕｔｏｄｌｈｉｏＳ ∞ ｍｏｅ，ａｄｔｅＭｅｔｄｌ－ｈ ห้องสมุดไป่ตู้ ｐｌｒ— ｌｒｓ（Ａｍｎｑａｉｎｍｏｅ，ｔｅＷｌｘ’ ｃｄｌｎｈｎ —

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ＩＡＤＷ中
ＤＲ＿６翼身组合体模型。首先利用 “ 立方体 ” Ｌ－Ｆ超
概念构建了绕ＤＲ６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ＤＲＦ研Ｌ — ６翼
动力学研究项目ＥＡＰ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 ＤＲＦＬ — 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ＣＤ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ＤＲ６翼身组合体模型，Ｌ —Ｆ采用ＣＤ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ＮＳＲＮ）．（ＡＳ方程。首先采用 “ 超立方体” 概念生成绕ＤＲＦＬ — 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ＤＲＦ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

ＴｒａｎｓｏｎｉｃＤｒａＣｏｍｕｔａｔｉｏｎＡｒｏｕｎｄＤＬＲＦ６ＷｉｎＢｏｄＣｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｓ－ｇｐｇｙｇ
１，２１３ＺＨＥＮＧＱｉｕａ，ＬＩＵＳａｎａｎＨＯＵＴｉａｎｘｉａｏｙｙｇ，Ｚ
：ＴＡｂｓｔｒａｃｔｈｅａｃｃｕｒａｃｏｆｃｏｍｕｔｅｄｄｒａａｒｏｕｎｄｔｈｅＤＬＲ－Ｆ６ｗｉｎｂｏｄｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｙｐｇｇｙｇｅｆｆｅｃｔｓｏｆｒｉｄａｎｄｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓｏｎｔｈｅａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｒｅｉｎｖｅｓｔｉａｔｅｄｂｓｏｌ－ｇｙｇｙ）ｖｉｎＲｅｎｏｌｄｓ－ａｖｅｒａｅｄＮａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳｅｕａｔｉｏｎｓｃｏｕｌｅｄｗｉｔｈｔｈｒｅｅｋｉｎｄｓｏｆｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｇｙｇｑｐ， ’ ，ｋｍｏｄｅｌｓ－ｔｈｅＳａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ（ＳＡ）ｏｎｅｅｕａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｔｈｅＷｉｌｃｏｘｓ－ ωｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅＭｅｎｔ－ｐｑ ’ ｋｅｒｓ－ ωＳＳＴｍｏｄｅｌ．Ａｍｕｌｔｉ－ｂｌｏｃｋｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄａｔｃｈｅｄｒｉｄｒｏｖｉｄｅｄｂｔｈｅＡＩＡＡＤｒａＰｒｅｄｉｃ－ｐｇｐｙｇｔｉｏｎＷｏｒｋｓｈｏｉｓｅｍｌｏｅｄｉｎｔｈｅｃｏｍｕｔａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｃｏｍｕｔａｔｉｏｎａｌｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｒｅｓｓｕｒｅｐｐｙｐｐｐｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｏｎｔｈｅｗｉｎｓｕｒｆａｃｅａｒｅｅｗｅｌｌｗｉｔｈｔｈｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔ．Ｔｈｅｖａｒｉｎｔｒｅｎｄｓｏｆｔｈｅｃｏｍ－ｇｇｐｙｇａｅｒｏｄｎａｍｉｃｆｏｒｃｅｓｗｉｔｈｔｈｅａｎｌｅｏｆａｔｔａｃｋａｒｅｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔ．Ｇｒｉｄｒｅｆｉｎｅ－ｕｔｅｄｙｇｐｐ，ｍｅｎｔｌｅａｄｓｔｏｃｏｎｖｅｒｅｎｔｒｅｓｕｌｔｓｆｏｒＳａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅｄｒａｂｅｔｔｅｒｔｈａｎｔｈｏｓｅｅｔｓｇｐｇｇｆｒｏｍｏｔｈｅｒｓｏｆｔｗａｒｅｓ．Ｔｈｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓｅｘｅｒｔｃｅｒｔａｉｎｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉ－ｐ，；；ｂｕｔｉｏｎｓｅｓｅｃｉａｌｌｏｎｔｈｅｏｓｉｔｉｏｎｓｏｆｓｈｏｃｋｗａｖｅａｌｉｔｔｌｅｅｆｆｅｃｔｓｏｎｌｉｆｔａｎｄｏｂｖｉｏｕｓｅｆｆｅｃｔｓｏｎｐｙｐ，ｄｒａｅｓｅｃｉａｌｌｆｒｉｃｔｉｏｎｄｒａ．Ｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓａｌｓｏｅｘｅｒｔｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｆｌｏｗｓｅａｒａｔｉｏｎｇｐｙｇｐ， ’ ｋ－ｎｅａｒｔｈｅｒｏｏｔｏｆｗｉｎ．ＩｎｔｈｅｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗｃｏｍｕｔａｔｉｏｎｓｔｈｅＭｅｎｔｅｒｓ ωＳＳＴｍｏｄｅｌａｃｈｉｅｖｅｓｇｐｔｈｅｈｉｈｅｓｔａｃｃｕｒａｃ．ｇｙ：ｄ；Ｎ；；Ｋｅｗｏｒｄｓｒａａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓｅｕａｔｉｏｎｓｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｗｉｎｂｏｄｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｓｙｇｑｇｙｇ

一种高效的壁面距离计算方法

一种高效的壁面距离计算方法李广宁;李凤蔚;周志宏【摘要】采用CFD(Computational Fluid Dynamic) 技术进行湍流效应数值模拟时,经常需要计算流场网格点到最近壁面的距离.当网格规模很大,特别是针对一些动网格问题,壁面距离的计算量很大且费时,影响整个流场求解效率.本文对壁面距离计算的直接算法和基于二叉树技术的ADT (Alternating Digital Tree) 快速算法进行了对比分析和研究,提出了一种高效的、基于方盒切割技术的快速计算方法,并采用不同外形的CFD计算网格对该方法进行了验证.计算结果表明,新方法的壁面距离计算效率明显高于直接算法和ADT算法,并具有较好的鲁棒性和通用性,可以便捷地移植到现有的CFD计算程序中,从而提高整个流场的数值计算效率.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2010(001)002【总页数】6页(P137-142)【关键词】CFD;湍流模型;壁面距离;ADT树;二叉树;方盒切割【作者】李广宁;李凤蔚;周志宏【作者单位】西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言采用CFD技术进行数值模拟的物理问题中，常常需要计算空间区域中各离散点到最近壁面的距离，例如，在流场湍流效应数值模拟过程中，许多湍流模型都要计算壁面距离[1-3]。

当几何外形很复杂、网格规模很大时，壁面距离的计算量很大，会对整个流场计算效率产生很大的影响。

尤其是对一些动网格问题，如武器投放、伞兵空降等，需要反复计算壁面距离。

对于某些大型三维静止网格算例，即使是采用Cray C90级别的巨型计算机也需要3个小时完成壁面距离的计算[4]。

因此，本文设计了一种高效、快速的壁面距离计算方法，以提高流场数值模拟的计算效率，满足工程实践的需要。

目前常见的壁面距离计算方法主要分两类：一是基于搜索比较的直接计算方法；二是基于偏微分方程求解的计算方法[5-8]。

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)。

雷诺应力模型的初步应用

雷诺应力模型的初步应用董义道;王东方;王光学;邓小刚【摘要】针对 SSG／LRR －ω雷诺应力模型，选取 NASA 湍流资源网站上的四个典型算例，即湍流平板边界层流动、带凸起管道流动、翼型尾迹区流动和NACA0012不同攻角绕流，开展初步的验证与确认工作，将部分结果和 CFL3D进行对比。

对于NACA0012翼型绕流，对比雷诺应力模型和SA 模型的升力系数，结果表明：在失速攻角附近，雷诺应力模型明显优于 SA 模型。

在此基础上，将该模型应用于 DLR －F6翼身组合体的数值模拟，计算得到的机翼表面典型站位压力分布和实验值吻合良好，同时该模型捕捉到翼身交汇位置的小范围分离。

%Forthe verification and validation of SSG/LRR -ωReynolds stress model,four typical two dimensional cases from NASA turbulence resources website were chosen,including zero pressure gradient flat plate,bump-in-channel,airfoil near-wake and flow over NACA0012 airfoil.A part of numerical results were in good agreement with that of CFL3D.For flow over NACA0012 airfoil,lift coefficients of Reynolds stress model and SA model were compared.It is obvious that near the stall angle of attack,Reynolds stress model has advantages over SA model.Based on theseresults,SSG/LRR -ωReynolds stress model was applied to the simulation of complex DLR -F6 wing-body configuration.Pressure coefficient in typical stations is comparable to that of experiment.Besides,small range of separation in the wing-body intersection is well captured.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2016(038)004【总页数】8页(P46-53)【关键词】雷诺应力模型;验证与确认;复杂外形应用【作者】董义道;王东方;王光学;邓小刚【作者单位】国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073; 中山大学物理学院，广东广州 510006;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073【正文语种】中文【中图分类】TN95大涡模拟和直接数值模拟能够精细捕捉流动特征，但是由于其计算量大，开展的相关研究还局限于学术领域。

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。

融合式翼梢小翼减阻效应研究

融合式翼梢小翼减阻效应研究马玉敏;魏剑龙【摘要】有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义.针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场.结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2％,阻力系数减小4.2％.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2018(009)002【总页数】7页(P245-251)【关键词】翼梢小翼;气动特性;诱导阻力;减阻;弯矩系数;数值模拟【作者】马玉敏;魏剑龙【作者单位】第一飞机设计研究院总体气动设计研究所,西安710089;第一飞机设计研究院总体气动设计研究所,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言机翼在产生升力的同时，由于其尾涡和翼尖涡的下洗作用也产生了诱导阻力。

高亚音速飞机在巡航状态下的诱导阻力约占全机阻力的30%～40%，有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。

从理论计算和试验对翼尖装置的研究表明，加装翼尖装置可以起到显著的减阻效果[1]。

1976年，美国NASA Whitcomb的研究首先表明加装翼梢小翼能够减小机翼的诱导阻力，随后美国在加油机KC-135上加装翼梢小翼进行了飞行试验，据报道可以使总阻力降低约6.5%[2-3]。

此后，许多大中型飞机都采用翼梢小翼来减小诱导阻力，比较典型的有波音737NG，空客A330、A340，我国的ARJ21等。

融合式翼梢小翼相对传统的翼梢小翼更为先进，机翼翼尖圆滑弯曲过渡到翼梢小翼，不仅能充分发挥翼梢小翼的作用，优化机翼展向升力分布，而且可大幅改善翼梢小翼和机翼翼尖交接处的流场，降低气流干扰和分离程度。

翼梢小翼的减阻机理是：首先，翼梢小翼起到翼尖端板的作用，相当于增大了机翼的有效展弦比；其次，翼梢小翼产生升力的同时也产生了尾涡，与机翼的翼尖涡在二者交界处的诱导速度相反，从而削弱了机翼的翼尖涡，使诱导阻力减小；最后，翼梢小翼可利用机翼翼尖的畸变流场产生向内的侧向力，该力分解为向上的升力和向前的推力，有利于增加机翼升阻比，提高起落性能[4]。

ANSYSCFX对飞机气动阻力的精确模拟

公认ＣＦＤ对评估气动特性（诸如升力或阻力）随设计的改变是很有价值的。然而，对于准确预测气动特性（尤其是阻力）的绝对值还有很多不确定性。由于缺乏可信度，当前ＣＦＤ主要作为筛选大量潜在设计的工具。因此如果能够准确进行气动计算，ＣＦＤ将是大量风洞气动特性测试和性能计算的最佳候选者。
减少设计周期和降低试验验证的费用希望准确预测气动特性的绝对值。第二届ＡＩＡＡ阻力预测研讨会的目的是评定当前ＣＦＤ软件的情况，来增加使用这种技术预测复杂飞行器外形气动性能的可信度。
72·中国制造业信息化·２００５年７月
在最近三年时间内，ＡＩＡＡ（美国飞机工业协会）举办了两届研讨会，目的是评估当前的ＣＦＤ方法对整机气动力的模拟精度。２００１年的第一届的研讨会有１８家ＣＦＤ软件参加，测试模型采用了ＤＬＲ－Ｆ４翼身组合体，网格由ＡＮＳＹＳＩＣＥＭＣＦＤ提供。当时不同软件给出的结果相差很大，甚至采用同样的湍流模型后，不同软件给出的结果仍然相差很大。因此，ＡＩＡＡ决定举办第二届研讨会，测试内容相同，但测试模型改为ＤＬＲ－Ｆ６。
（中网格），１３６９００００（密网格）。由于风洞试验模型采用了转捩带，计算过程也考虑了层
流到湍流的转捩。网格密度测试发现对中网格和密网格来讲，所有的主要结果参数都改变很小。本文显示的结果都是基于中密度网格计算的。
数值方法在这次测试中，ＡＮＳＹＳ公司采用ＣＦＸ－５．６完成了所有状态的计算。ＣＦＸ－５的特点是采用了当今ＣＦＤ发展的最先进技术，即全隐式多重网格耦合求解器。作为压力基的方法，ＣＦＸ－５的全隐式多重网格耦合求解器已被证明对测试案例能得到高质量的收敛结果，此外，ＣＦＸ－５中的物理模型是高度优化的。本次计算采用了ＳＳＴ湍流模型以及自动壁面函数。计算结果ＡＮＳＹＳＣＦＸ的模拟结果在整个测试攻角范围内都和试验值吻合得很好。奇怪的是，大多数其它ＣＦＤ软件的计算结果很难和试验值吻合。对飞机来说，阻力比升力小一个量级，因此，阻力比升力明显地要难以模拟。而ＡＮＳＹＳＣＦＸ给出的阻力计算结果表明，两种外形所有测试攻角范围内都和试验值吻合得很好，ＡＮＳＹＳＣＦＸ计算的所有工况中，阻力和试验值的最大误差在没有发动机时为３．２％，有发动机时是５．５％，此外，对由于挂架和发动机引起的附加阻力也模拟得相当准确。ＡＩＡＡ的评估结果认为，ＡＮＳＹＳＣＦＸ完全达到了他们的评估要求，与参与测试的其它软件相比，表现优异。收敛性能飞机全机气动计算的主要障碍之一是计算机资源的消耗较大，因此，高效率的收敛性能显得非常重要。ＡＮＳＹＳＣＦＸ在本次计算中，所有的工况都在１００步到１５０步之间就迭代收敛了。这也是所有参加测试软件中迭代步数最少的一个软件。结论ＡＮＳＹＳ公司的ＣＦＸ软件成功地完成了ＡＩＡＡ的气动力计算测试。这也表明基于压力方法的ＣＦＤ软件非常适合跨音速流动的气动计算。在参加测试的２５个软件中，ＣＦＸ的计算结果一致性非常出色，和试验值吻合得很好。

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ＤＲＦＬ — 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
ｗｉｈｔｓｅｕｌａｄｔｅｒｓｌｓｏｏｉｅａｕｅ．Ｔｅｏａｉｏｎｉａｅｈｔｔｅｐｒｓｕｅｆｃｏｔｅｔｒｓｔｎｈｅｕｔｆｓｍｅｌｔｒｔｒｓｓｈｃｍｐｒｓｎｉｄｃｔｓｔａ，ｈｅｓｒａｔｒ
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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．。

结冰对翼型及翼身组合体气动特性影响研究

结冰对翼型及翼身组合体气动特性影响研究付炜嘉;桑为民;雷熙微【期刊名称】《航空计算技术》【年(卷),期】2011(041)001【摘要】飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对飞机气动性能的影响具有重要意义.应用多块结构化网格生成方法,通过求解雷诺平均N-S方程分别对翼型及DLR-F4翼身组合体干净外形和三种不同带冰外形的流场进行计算,分析不同冰型对翼型及翼身组合体绕流流场及气动特性的影响.%The icing problem affects the flight safety of aircraft, exploring the icing effect on aerodynamic performance for aircraft is very important. In the research, three different ice shapes are constructed:sharp - angled ice, blunt nosed ice and double horn ice. The multi- block technology was used to generate grid,the flows of icing models are simulated numerically by solving the Navier- Stokes equations. The results calculated are in good agreement with experimental data and show that our method is correct for the icing research.【总页数】6页(P60-65)【作者】付炜嘉;桑为民;雷熙微【作者单位】西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西,西安,710072;西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西,西安,710072;西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西,西安,710072;中航工业第一飞机设计研究院,陕西,西安,710089【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.翼面结冰对翼身组合体气动特性影响研究 [J], 桑为民;李凤蔚;施永毅2.结冰对翼型和多段翼型绕流及气动特性影响研究 [J], 桑为民;李凤蔚;施永毅3.湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究 [J], 白存儒;屠兴;郭渠渝;何克敏4.发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究 [J], 陈科甲;白俊强;朱军5.随机风况下风力机翼型结冰对气动特性的影响研究 [J], 王晓东;于佳鑫;房代宝;董世充因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

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5
1 J
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v) (m# 5G
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5
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+
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.
度; l、m、n 是 N、G和 F面上的法向量; v是运动粘性
系数; R= 2 / 3. 式中用到的函数和常量详见文献
[ 8]. B aldw in-Lom ax ( BL ) 代数模型详见文献 [ 9] .
2 网格构建和计算状态
为了将网格质量对计算结果的影响降到最小, 本文采用 / 超立方体 0概念构建绕 DLR-F4翼身组合体的高质量多块连续拼接结构化网格. 在机头、机尾和翼梢处分别构建一块超立方体网格 ( H-H 型 ), 以避免翼稍、机头和机尾处网格退化现象的产生. 机身和机翼的其余部分均采用 O-H 型网格. 图 1是 DLRF4翼身组合体表面网格, 图 2是其空间网格拓扑结构. 远场边界距物面的距离取为机身长度的 4倍.
# 1030#
哈尔滨工程大学学报
第 31卷
例研讨会 0. CFD研究人员认为, 计算网格的品质、密度和湍流模型对阻力精度影响显著 [ 4, 6-7] .
为研究阻力计算精度, 本文以 DLR-F4 翼身组合体为模型算例, 采用 / 超立方体 0概念构建计算网格, 通过网格再细分得到 3种不同密度的高质量多块连续拼接结构化网格, 进行与 A IAA DPW I同状态的雷诺平均 Navier-S tokes( RANS)方程计算. 首先对本文构建的计算网格质量进行评估, 然后详细分析网格密度、湍流模型对计算结果的影响, 为 CFD 模型的选取和高质量网格的构建提供参考.
第 31卷第 8期 2010年 8月
哈尔滨工程大学学报 Journal o f H arbin Eng ineer ing Un iversity
do:i 10. 3969/ .j issn. 1006-7043. 2010. 08. 007
V o .l 31 l . 8 A ug. 2010
DLR-F4翼身组合体流场数值模拟
使用上述网格拓扑结构, 取第一层网格距离物面的尺度为 1 @ 10- 5 m, 生成规模为 97. 985 0 万网格点的计算网格, 即本文的粗网格. 在粗网格的基础上, 适量增加机翼弦向和展向的网格点数, 形成具有 165. 647 4万网格点的中等计算网格. 最后在中等网格的基础上, 将第一层网格距物面的距离缩小到 1 @ 10- 6m, 增加固壁法向网格点数, 形成细网格, 规模为 286. 941 0万网格点.
第 8期
郑秋亚, 等: DLR-F4翼身组合体流场数值模拟
# 1031#
图 2 空间网格拓扑结构 F ig. 2 T opo log ical structure of space gr id
3 计算结果与分析
使用本文超立方体结构的粗、中、细网格, 结合 BL 和 SA 湍流模型, 进行绕 DLR-F4翼身组合体流场的 RANS方程计算, 着重考察网格密度和湍流模型对翼身组合体气动特性的影响. 首先对本文计算网格的质量进行测评, 使得在后序分析网格密度和湍流模型对计算结果的影响中尽量少包含网格质量
Abstract: The DLR-F4 w ing-body m odel is a smi plified geom etric smi ulation of current subsonic comm erc ia l aircraft intended to he lp evaluate smi ulations pred icting a ircraft drag. T he accuracy of computed drag around it w as invest igated, and in part icular, the effects of grid and turbulence modelsw ere analyzed. Thisw as done by solving the Reynolds- averaged Nav ier-Stokes equations ( RANS) coupled w ith the Spalar-t A llm aras and Baldw in-Lom ax turbulencem ode ls. A h igh quality mult-i block structured patched g rid around the w ing-body configuration w as generated using the hypercube concept. M esh refinem ent was performed to investigate the effects of the grids' density. The results show ed that computed lift w as slight ly affected by turbu lence models and the grids' density. Com puted drag was significant ly affected by both turbulence models and the grids' density. The pressure coefficient d istribution w as slightly affected by the grids' density. This research show ed that the accuracy of computed drag can be mi proved by decreasing the grid interval between the object plane and the firs-t layer m esh as w ell as by properly increasing the density of the grids. K eyword s: drag; m esh refinem en;t Nav ier S tokes equations; turbu lence m odels; W ing Body conf igurations
讨论会, 其中影响较大的有以确认欧洲计算软件和评估各种湍流模型为目标的欧洲计算空气动力学研究项目 ECARP[ 2] 和致力于研究阻力精度问题的 A IAA DPW. 为研究阻力的计算精度, A IAA 阻力预测小组于 2001年 6月召开了首次阻力计算工作会议 ( DPW I), 以 DLR-F4翼身组合体作为标准算例, 与会的 18家单位提供了 14种软件的计算结果 [ 3-4] . 2003年 6月召开了第二次工作会议 ( DPW Ò), 以 DLR-F6翼身组合体为标准算例 [ 5-6] . 国内近几年也相继组织了 / CFD 统一算
1 流体运动控制方程
在一般曲线坐标系下, RANS 方程的无量纲化
守恒型形式为
5Q 5t
+
55EN+
5F 5G
+
5G 5F
=
1 Re
(
5Ev 5N
+
5F v 5G
+
5G5Fv ).
( 1)
式中: Q 为守恒变量; E、F、G 为无粘通矢量; E v、F v、 Gv 为粘性通矢量; R e是雷诺数.
Spa lar-t A llm aras ( SA ) 一方程湍流模型 [ 8] 是目前应用最为广泛的涡粘性湍流模型, 其核心思想是
( 9140A 160308HK 61 ) ; 国家自然科学基金资助项目 ( 60974082 ). 作者简介: 郑秋亚 ( 1964-) , 女, 高级工程师, 博士研究生, E-m ai:l q-i uyazheng@ 126. com; 刘三阳 ( 1959-) , 男, 博士生导师, 博士后. 通信作者: 郑秋亚.
Num erical simulation of the flow fields around the DLR-F4 w ing-body configuration