CAJ | 학술논문

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox's k-ω和Menter's k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter's k-ω,SST模型的结果最接近实验数据.
채용미국항공항천학회조력측시소조제공적다괴대접망격,결합Spalart-Allmaras、Wilcox's k-ω화Menter's k-ω SST삼충단류모형,통과구해뢰낙평균Navier-Stokes방정、수치모의DLR-F6익신조합체적류장래연구조력계산정도,고사망격화단류모형대익신조합체구형기동특성적영향.결과표명:삼충단류모형득도적궤익표면압력계수분포여실험수거문합량호,기동력수공각적변화추세여실험결과일치;Spalart-Allmaras모형득도료망격수렴결과,소득조력우우기타연건적결과;망격밀도대조력유영향,대궤익표면압력계수분포무명현영향;단류모형대궤익표면압력계수분포적영향주요체현재격파위치상,대승력영향교소,대조력(우기시마찰조력)영향현저,대익근처적류동분리유일정영향;재과성속류동중,Menter's k-ω,SST모형적결과최접근실험수거.