孙悦+李仁府+熊有德+周玲+王亮

摘要： 本文选用DLR-F6翼身组合体模型， 分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。 分析结果表明， 六面体、 四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致， 在保证相同计算结果精度的前提下， 多面体网格使用的网格单元数量最少， 计算效率最高， 且网格生成十分方便。 此外， S-A， SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布， 但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大， 而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。 从湍流模型构造上分析发现， S-A和SST模型基于湍流各向同性假设， 忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差， 而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性， 因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。

关键词： DLR-F6； 计算网格； 湍流模型； 多面体网格； 分离区

中图分类号： V211.3； O354.4文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2017）05-0060-080引言

为了更好地评估计算流体力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）技术在亚音速飞机阻力预测方面的应用情况， 从2001年到2016年， 美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics， AIAA）应用空气动力学技术委员会（Applied Aerodynamics Technical Committee）共组织召开了六次阻力预测会议（Drag Prediction Workshop， DPW）[1]。 会议邀请全世界的高校、 研究院所、 工业部门参加， 前三届会议统一选用德国宇航公司（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt， DLR）的翼身组合模型， 从第四届会议开始， 改用波音公司和NASA共同设计的CRM（Common Research Model）模型。 选用这两种模型是因为其外形简单、 实用， 并且试验数据丰富、 可靠， 已被欧洲广泛用于 CFD 的验证与确认[2]。……