【摘要】：現(xiàn)代戰(zhàn)爭要求戰(zhàn)斗機(jī)能夠在大迎角(AOA)狀態(tài)下進(jìn)行過失速飛行,對飛機(jī)大迎角繞流流場的研究主要的方法有風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬。在大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)中,常用的是尾支撐方法,支架的存在會對模型的試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生一定的影響,本文通過數(shù)值模擬來對這個(gè)影響進(jìn)行研究。以開源計(jì)算流體力學(xué)軟件OpenFOAM 2.3為平臺,采用PIMPLE算法求解Navier-Stokes(N-S)方程,PIMPLE算法是SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations)算法和PISO(Pressure Implicit with Splitting of Operator)算法的結(jié)合體;采用基于有限體積的空間離散方法和空間二階精度的線性插值方法,時(shí)間離散采用后向差分方法,湍流模型采用SA-DDES(Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation)模型。為了驗(yàn)證方法的可靠性,首先對0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼繞流流場進(jìn)行計(jì)算,并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比,兩者吻合較好。在此基礎(chǔ)上,數(shù)值模擬了無支架的三角翼繞流流場,對比有/無支架情況下數(shù)值模擬結(jié)果,得到支架對三角翼繞流流場、背風(fēng)面壓強(qiáng)分布和氣動力的影響。計(jì)算結(jié)果表明:大迎角情況下,有支架與無支架時(shí)相比,支架的存在會影響三角翼附近的流場(但是不會改變渦系等流動結(jié)構(gòu))、改變翼表面壓強(qiáng)分布,從而導(dǎo)致三角翼的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)發(fā)生明顯變化。
[Abstract]:Modern warfare requires fighter jets to be able to overstall at high angles of attack (AOA). Wind tunnel tests and numerical simulations are the main methods for studying the flow field around the aircraft at high angles of attack. In the wind tunnel test with high angle of attack, the tail bracing method is commonly used, and the existence of the support will have a certain effect on the test results of the model. In this paper, the numerical simulation is used to study this effect. Based on the open source computational fluid dynamics software OpenFOAM 2.3, the PIMPLE algorithm is used to solve the Navier-Stokes equation. The PIMPLE algorithm is the combination of the SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations) algorithm and the PISO (Pressure Implicit with Splitting of Operator) algorithm. The spatial discretization method based on finite volume and the linear interpolation method with spatial second-order accuracy are adopted. The backward difference method is used for time discretization and the SA-DDES (Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation) model) is used for turbulence model. In order to verify the reliability of the method, the flow field around a supported triangular wing at 0 擄, 10 擄, 30 擄, 50 擄, 70 擄and 90 擄angles of attack is calculated, and the calculated results are compared with the experimental results. The results are in good agreement with the experimental results. On this basis, the flow field around the triangle wing without support is numerically simulated. The effects of the support on the flow field around the triangle wing, the pressure distribution on the leeward surface and the aerodynamic force are obtained by comparing the numerical simulation results with and without the support. The results show that in the case of high angle of attack, the presence of the support affects the flow field near the delta wing (but does not change the vortex system and other flow structures), and changes the pressure distribution of the wing surface, compared with the one without the support. As a result, the normal force coefficient and pitch moment coefficient of delta wing change obviously.
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院;江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所第二研究室;吉寶-新加坡國立大學(xué)聯(lián)合實(shí)驗(yàn)室;
【基金】：國家自然科學(xué)基金(11072111)~~
【分類號】：V211.74

【參考文獻(xiàn)】

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【共引文獻(xiàn)】

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【二級參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2455769