三角翼大迎角风洞试验支架干扰数值模拟研究

发布时间：2019-04-10 11:46

【摘要】：现代战争要求战斗机能够在大迎角(AOA)状态下进行过失速飞行,对飞机大迎角绕流流场的研究主要的方法有风洞试验和数值模拟。在大迎角风洞试验中,常用的是尾支撑方法,支架的存在会对模型的试验结果产生一定的影响,本文通过数值模拟来对这个影响进行研究。以开源计算流体力学软件OpenFOAM 2.3为平台,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)算法的结合体;采用基于有限体积的空间离散方法和空间二阶精度的线性插值方法,时间离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。为了验证方法的可靠性,首先对0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼绕流流场进行计算,并将计算结果与试验结果进行对比,两者吻合较好。在此基础上,数值模拟了无支架的三角翼绕流流场,对比有/无支架情况下数值模拟结果,得到支架对三角翼绕流流场、背风面压强分布和气动力的影响。计算结果表明:大迎角情况下,有支架与无支架时相比,支架的存在会影响三角翼附近的流场(但是不会改变涡系等流动结构)、改变翼表面压强分布,从而导致三角翼的法向力系数和俯仰力矩系数发生明显变化。
[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 掳, 10 掳, 30 掳, 50 掳, 70 掳and 90 掳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.
【作者单位】：南京航空航天大学航空宇航学院;江南机电设计研究所第二研究室;吉宝-新加坡国立大学联合实验室;
【基金】：国家自然科学基金(11072111)~~
【分类号】：V211.74

【参考文献】

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【共引文献】

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【二级参考文献】

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