DLR-F6翼身組合體跨聲速繞流的CFD計算

1、學號:*姓名：*指導(dǎo)老師：*2015/4/12DLR-F6翼身組合體跨聲速繞流的CFD+算專業(yè)：工程力學問題描述:模型：DLR-F6翼身組合體來流條件：Ma-=0.75,a=-1,-0.,0：0,5,1,Re=5X106(cref=0.1412m)網(wǎng)格要求：帶附面層網(wǎng)格，y+30計算要求：自選一個湍流模型(采用壁面函數(shù))。要求：(1)計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進行比較分析(包括氣動力和表面壓力分布)。(2)作業(yè)以學術(shù)論文形式提交。(3)網(wǎng)格生成軟件、網(wǎng)格類型及CFD求解器自選。相關(guān)幾何信息ReferenceGeometry:Sref=0.1454m2(fullmodel),cref=141.2mm,b

2、/2=585.647mmNoseLocation(inCADcoordinates):x=-347.0mm,z=17.5mmMomentReferenceCenter(fromfuselagenose):delta(x)=504.9mm,delta(z)=-51.42mm(aftandbelownose)MomentReferenceCenter(inCADcoordinates):x=157.9mm,z=-33.92mm第一章物理模型及網(wǎng)格劃分采用Gridgen劃分網(wǎng)格，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。根據(jù)所給雷諾數(shù)(Re=5X106)、參考長度(c*0.1412m)及y+=30+算得出附面層第一層厚度為

3、0.0227mm。對機頭、翼身融合處、機翼前后緣進行加密。機身整體、機頭及翼身融合處附面層網(wǎng)格如下所示：圖1.1機身附面層網(wǎng)格圖1.2機頭附面層網(wǎng)格圖1.3翼身融合處附面層網(wǎng)格遠場網(wǎng)格劃分如下:圖1.4遠場附面層網(wǎng)格第二章CFD計算及結(jié)果分析設(shè)置求解器及邊界條件后導(dǎo)入Fluent軟件，進行分析。湍流模型選擇S-A模型,選擇密度基求解器。按問題描述設(shè)置參數(shù)，將所得數(shù)據(jù)導(dǎo)入Tecplot進行后處理。2.1壓力系數(shù)云圖圖2.1壓力系數(shù)云圖2.2升力系數(shù)、阻力系數(shù)及力矩系數(shù)對比圖 2.22.2 升力系數(shù)隨迎角變化的 CFDCFD 計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比alfa圖 2.32.3 飛機阻力系數(shù)隨迎角變化的

4、 CFDCFD 計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比圖 2.42.4 飛機力矩系數(shù)隨迎角變化的 CFDCFD 計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比由對比圖可以看出，alfa-Cl圖中兩線基本吻合， 說明FLUENT能夠較準確地得出翼身融合體的升力系數(shù)。而阻力系數(shù)及力矩系數(shù)的FLUENT計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)差距較大，應(yīng)與網(wǎng)格劃分不夠精細、激波捕捉不夠準確有關(guān)。2.3機翼截面壓力系數(shù)對比圖2.5y/b=0.15圖2.6y/b=0.239圖2.7y/b=0.331圖2.8y/b=0.377圖2.9y/b=0.409圖2.10y/b=0.512x/c圖2.11y/b=0.638experimentFLUENTexperimentFLUENT圖2.12y/b=0.847由各截面的壓力系數(shù)分布圖可以看出，在 y/b=0.15y/b=0.15 處，在下表面 fluentfluent 計算數(shù)據(jù)與實驗值吻合較好，而上表面偏差較大尤其在后緣處，但大致上吻合較好；在其他位置，機翼中后部的 fluentfluent 計算數(shù)據(jù)與實驗結(jié)果幾乎完全吻合，而上表面機翼前緣處有誤差，應(yīng)由未能完全捕捉到激波所致。第三章工作總結(jié)在此次工作中，對氣動分析過程有了一個較為基礎(chǔ)的認識。主要工作量在于翼身融合體的網(wǎng)格劃分，首次使用 GridgenGridgen 軟件進行三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，在過程中遇到了不少障礙，在不斷的嘗試與修改