發(fā)布時間：2018-02-25 16:43

  本文關(guān)鍵詞： 底部流動 超聲速飛行器 阻力特性　出處：《計算機仿真》2016年05期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：為優(yōu)化底部形狀減小底部阻力,研究底部流場結(jié)構(gòu)對超聲速飛行器的阻力特性影響,采用計算流體動力學(xué)方法,建立了雷諾平均NS方程數(shù)值求解方法。通過與實驗數(shù)據(jù)比較,驗證了方法的可靠性,對含圓柱尾部、船尾的典型飛行器在不同馬赫數(shù)和攻角下進行數(shù)值仿真。仿真結(jié)果表明:船尾設(shè)計具有減阻效果,且升阻比優(yōu)于圓柱尾部。攻角變化對底部流場結(jié)構(gòu)影響顯著。飛行器的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比及俯仰力矩系數(shù),隨攻角增加而增大。隨馬赫數(shù)增加,飛行器頭部壓力升高,底部壓力降低,導(dǎo)致總阻力、底部阻力增大,然而,由于動壓增大,使得相應(yīng)的總阻力系數(shù)及底阻系數(shù)隨之減小。計算分析為飛行器底部設(shè)計和優(yōu)化提供了參考。
[Abstract]:In order to optimize the bottom shape to reduce the bottom drag, and to study the influence of the bottom flow field structure on the drag characteristics of the supersonic vehicle, a numerical solution method of Reynolds average NS equation is established by using the computational fluid dynamics (CFD) method, and the numerical solution method is compared with the experimental data. The reliability of the method is verified by numerical simulation of typical aircraft with cylindrical tail and stern under different Mach numbers and angles of attack. The simulation results show that the design of stern has the effect of reducing drag. The lift / drag ratio is better than the cylinder tail, and the change of attack angle has a significant effect on the structure of the bottom flow field. The lift coefficient, drag coefficient, lift resistance ratio and pitch torque coefficient of the aircraft increase with the increase of attack angle and increase with the increase of Mach number. The head pressure of the aircraft increases and the bottom pressure decreases, which results in the total resistance, the bottom resistance increasing, however, due to the increase of the dynamic pressure, The corresponding total drag coefficient and bottom resistance coefficient are reduced accordingly. The calculation and analysis provide a reference for aircraft bottom design and optimization.
【作者單位】： 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院;
【基金】：中國航天科技集團公司航天科技創(chuàng)新基金(CALT-16)
【分類號】：V211

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本文編號：1534372