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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:**
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2015/4/12
教育资料:.
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问题描述:
模型:DLR-F6翼身组合体
来流条件:Ma=,α=-1°,-0.°,0°,°,1°,Re=5×106(c=)
∞ref
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=(fullmodel),cref=,b/2=
NoseLocation(inCADcoordinates):x=-,z=
MomentReferenceCenter(fromfuselagenose):delta(x)=,delta(z)
=-(aftandbelownose)
MomentReferenceCenter(inCADcoordinates):x=,z=-
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。
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根据所给雷诺数(Re=5×106)、参考长度(c=)及y+≈30计算得出附面
ref
。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:

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远场网格划分如下:

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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。

、阻力系数及力矩系数对比
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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。

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由各截面的压力系数分布图可以看出,在y/b=,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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