弧形翼及翼身組合體在超高速下的空氣動力學特性研究.pdf

1、隨著現(xiàn)代飛行器的飛行速度不斷增加，高超聲速氣動力和氣動加熱已經(jīng)成為高超聲速飛行器發(fā)展的重要研究課題。本文開展了弧形翼及翼-身組合體在超高速下的空氣動力學特性研究。采用計算流體動力學軟件FLUENT對弧形翼及翼-身組合體在超高速下的三維繞流流場進行了數(shù)值模擬，對不同滾轉(zhuǎn)角下的弧形翼-身組合體進行了風洞試驗研究，同時對弧形翼在超高速下的氣動加熱過程進行了數(shù)值模擬。 首先建立了研究弧形翼在超高速下空氣動力學特性的數(shù)學模型。數(shù)值方法采用

2、三維守恒型、可壓縮、非定常粘性流體雷諾平均N-S方程為控制方程，離散格式采用二階迎風格式。針對高超聲速流下的數(shù)值模擬，引入了AUSM+格式，降低了數(shù)值耗散性，提高了間斷分辨率和計算精度。湍流模型采用雷諾應(yīng)力湍流模型。采用了非一致網(wǎng)格技術(shù)建立了弧形翼-身組合體的網(wǎng)格模型，既滿足了不同分區(qū)網(wǎng)格的疏密要求和粘性計算要求，又降低了計算網(wǎng)格量。 采用本文所研究的計算程序和數(shù)值格式，對弧形翼在超高速下的三維繞流流場進行了數(shù)值模擬。獲得了合理

3、的流場結(jié)構(gòu)信息和氣動力數(shù)據(jù)，重點分析了弧形翼在零攻角下產(chǎn)生升力的機理，以及弧形翼氣動力特性隨馬赫數(shù)、攻角的變化規(guī)律，同時研究了翼前緣削尖角角度、翼的曲率對弧形翼氣動力特性的影響。 對弧形翼-身組合體三維繞流流場進行了超高速下的數(shù)值模擬，詳細研究了遠場流場參數(shù)、攻角等因素對超高速弧形翼-身組合體流場結(jié)構(gòu)及氣動力特性的影響規(guī)律。對弧形翼-身組合體進行了不同滾轉(zhuǎn)角下的超聲速風洞試驗，獲得了合理的風洞試驗紋影圖和風洞試驗數(shù)據(jù)，與數(shù)值模擬

4、得到的流場結(jié)構(gòu)波譜圖和氣動力計算結(jié)果進行比較，兩者比較吻合，驗證了本文所研究的數(shù)值計算程序是正確可行的，計算精度具有較高的可信度。 建立了弧形翼在超高速下氣動加熱的計算模型，把形式上相對獨立的流場和結(jié)構(gòu)的控制方程聯(lián)系起來，采用流場、熱、結(jié)構(gòu)耦合的一體化數(shù)值模擬方法求解了弧形翼超高速下的氣動加熱過程，獲得了弧形翼在不同馬赫數(shù)、攻角下的氣動加熱特性。 本文的研究工作對我國進行大長細比、超高速的飛行器空氣動力學問題研究具有一定