DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算.doc

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：Ma0.75，=-1, -0., 0, 0.5, 1，Re5106 (cref=0.1412m)网格要求：带附面层网格，y30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 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（Re5106）、参考长度(cref=0.1412m)及y30 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