超音速翼型操縱面偏轉(zhuǎn)時激波誘導(dǎo)分離的數(shù)值模擬.pdf

1、超音速客機(jī)巡航時，舵面偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生鉸鏈附近的激波誘導(dǎo)分離現(xiàn)象，由于分離流動會降低舵面效率，因此該現(xiàn)象在超音速客機(jī)設(shè)計中有重要的研究價值。本文通過CFD數(shù)值方法，研究了超音速時翼型的激波一邊界層干擾現(xiàn)象，其中主要開展了以下幾個方面的工作： 1、從差分格式及其耗散模型的構(gòu)造原理出發(fā)，系統(tǒng)研究了空間離散格式(中心和迎風(fēng)差分格式)的構(gòu)造特點和數(shù)值性能。研究了高階插值函數(shù)MUSCL插值的構(gòu)造特點及其處理極值、抑制振蕩的原理，分析了MUSC

2、L插值中兩種常見通量限制器的數(shù)學(xué)性質(zhì)。 2、對比研究了S-A，B-L兩種湍流模型。基于兩種湍流模型，通過對二維跨音速翼型繞流進(jìn)行數(shù)值模擬，對高分辨率、穩(wěn)定的FDS-Roe格式進(jìn)行了驗證。從而確定了本文研究的計算方法：使用FDS-Roe格式離散N-S方程，結(jié)合穩(wěn)定性好的限制器采用MUSCL插值獲取二階精度，在湍流計算中最終使用S-A模型。 3、綜述了激波一邊界層干擾現(xiàn)象的研究工作。采用CFD方法對超音速二維菱形翼型的激