DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算

1、学号:*姓名：*指导老师：*2015/4/12DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD+算专业：工程力学问题描述:模型：DLR-F6翼身组合体来流条件：Ma-=0.75,a=-1,-0.,0：0,5,1,Re=5X106(cref=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=5X106)、参考长度(c*0.1412m)及y+=30+算得出附面层第一层厚度为

3、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 2.22.2 升力系数随迎角变化的 CFDCFD 计算结果与实验数据对比alfa图 2.32.3 飞机阻力系数随迎角变化的

4、 CFDCFD 计算结果与实验数据对比图 2.42.4 飞机力矩系数随迎角变化的 CFDCFD 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2.5y/b=0.15图2.6y/b=0.239图2.7y/b=0.331图2.8y/b=0.377图2.9y/b=0.409图2.10y/b=0.512x/c图2.11y/b=0.638experimentFLUENTexperimentFLUENT图2.12y/b=0.847由各截面的压力系数分布图可以看出，在 y/b=0.15y/b=0.15 处，在下表面 fluentfluent 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 fluentfluent 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 GridgenGridgen 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