飛行器大攻角流場數(shù)值模擬研究.pdf

1、現(xiàn)代先進的戰(zhàn)斗機，不僅要求具有高速飛行的能力，也要求在大攻角下具有過失飛行的能力。三角翼的翼面布局能夠很好協(xié)調(diào)不同速度范圍內(nèi)對飛行器機翼平面形狀的不同需求，因此本文展開對三角翼大攻角流場的數(shù)值模擬研究。
　　本文利用開源計算流體力學(xué)(CFD)軟件包OpenFOAM對三角翼大攻角流場進行數(shù)值計算。首先，利用OpenFOAM軟件，采用SA-DDES模型對不同雷諾數(shù)下的圓柱繞流進行了數(shù)值計算，將所得到的阻力系數(shù)Cd與斯特羅哈數(shù)St與其他

2、文獻數(shù)據(jù)進行對比，發(fā)現(xiàn)計算得到的數(shù)據(jù)與其他文獻具有較好的一致性，從而驗證了OpenFOAM軟件的可行性。其次，分別采用SA模型和SA-DDES模型對攻角為0°、10°、30°、50°、70°、90°帶支架后掠60°三角翼流場進行數(shù)值計算，分析流場特性，將得到的氣動力參數(shù)與實驗數(shù)據(jù)進行對比，計算結(jié)果表明:在渦未破裂的情況下，SA模型與SA-DDES模型所得到的氣動力參數(shù)與實驗結(jié)果吻合良好，但是當渦破裂以后，SA模型表現(xiàn)出了明顯的不足，而S