DLR F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算文档格式.docx
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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(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=585.647mm
NoseLocation(inCADcoordinates):
x=-347.0mm,z=17.5mm
MomentReferenceCenter(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=5×
106)、参考长度(cref=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2.5y/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=0.512
图2.11y/b=0.638
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=0.15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。
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