弧形翼及翼身組合體在超高速下的空氣動(dòng)力學(xué)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(dòng)力和氣動(dòng)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(dòng)力學(xué)特性研究。采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件FLUENT對(duì)弧形翼及翼-身組合體在超高速下的三維繞流流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，對(duì)不同滾轉(zhuǎn)角下的弧形翼-身組合體進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，同時(shí)對(duì)弧形翼在超高速下的氣動(dòng)加熱過(guò)程進(jìn)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(dòng)力學(xué)特性的數(shù)學(xué)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(fēng)格式。針對(duì)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(jì)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(jì)算要求，又降低了計(jì)算網(wǎng)格量。 采用本文所研究的計(jì)算程序和數(shù)值格式，對(duì)弧形翼在超高速下的三維繞流流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。獲得了合理

3、的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)信息和氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，重點(diǎn)分析了弧形翼在零攻角下產(chǎn)生升力的機(jī)理，以及弧形翼氣動(dòng)力特性隨馬赫數(shù)、攻角的變化規(guī)律，同時(shí)研究了翼前緣削尖角角度、翼的曲率對(duì)弧形翼氣動(dòng)力特性的影響。 對(duì)弧形翼-身組合體三維繞流流場(chǎng)進(jìn)行了超高速下的數(shù)值模擬，詳細(xì)研究了遠(yuǎn)場(chǎng)流場(chǎng)參數(shù)、攻角等因素對(duì)超高速弧形翼-身組合體流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及氣動(dòng)力特性的影響規(guī)律。對(duì)弧形翼-身組合體進(jìn)行了不同滾轉(zhuǎn)角下的超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了合理的風(fēng)洞試驗(yàn)紋影圖和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，與數(shù)值模擬

4、得到的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)波譜圖和氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，兩者比較吻合，驗(yàn)證了本文所研究的數(shù)值計(jì)算程序是正確可行的，計(jì)算精度具有較高的可信度。 建立了弧形翼在超高速下氣動(dòng)加熱的計(jì)算模型，把形式上相對(duì)獨(dú)立的流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)的控制方程聯(lián)系起來(lái)，采用流場(chǎng)、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(dòng)加熱過(guò)程，獲得了弧形翼在不同馬赫數(shù)、攻角下的氣動(dòng)加熱特性。 本文的研究工作對(duì)我國(guó)進(jìn)行大長(zhǎng)細(xì)比、超高速的飛行器空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題研究具有一定