某型飛行器定常氣動力模擬研究

李智勞+李曉東+劉凡

摘 要：湍流是一種復(fù)雜的非穩(wěn)態(tài)流動，在湍流中，流體的各種物理參數(shù)，如速度、壓力、溫度等都隨時間與空間發(fā)生隨機(jī)的變化，但這些量的統(tǒng)計(jì)平均值卻是有規(guī)律的。對于流速小于0.3馬赫的流場，可以視為不可壓縮流動。文章運(yùn)用fluent軟件計(jì)算了某型飛行器的流場，給出了流場計(jì)算結(jié)果，為后續(xù)繼續(xù)研究氣動力及由此所引起的其他動力學(xué)問題打下了一定的基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：湍流；不可壓縮；流場；氣動力

1 概述

計(jì)算流體力學(xué)的歷史雖然不長，但已廣泛深入到流體力學(xué)的各個領(lǐng)域，相應(yīng)地也形成了多種不同的數(shù)值解法。就目前情況看， 主要是有限差分方法和有限元法。有限差分方法在流體力學(xué)中已得到比較廣泛應(yīng)用。而有限元法是從求解固體力學(xué)問題發(fā)展而來的。近年來在處理低速流動問題中，已有相當(dāng)多的應(yīng)用。

早在20世紀(jì)初，有人就已經(jīng)提出用數(shù)值方法來求解流體力學(xué)問題的思想。但是由于問題本身的復(fù)雜性和計(jì)算工具的落后，這一思想并未得到重視。自從電子計(jì)算機(jī)問世以來，用計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)值仿真和計(jì)算才成為現(xiàn)實(shí)。1963年美國的哈洛和弗羅姆用計(jì)算機(jī)成功地模擬了二維長方形柱體的繞流問題并給出尾流渦街的形成以及演變過程，受到普遍重視。1965年，哈洛和弗羅姆在發(fā)表的關(guān)于流場計(jì)算的論文中介紹了計(jì)算機(jī)技術(shù)在流體力學(xué)中的作用。從此以后，計(jì)算機(jī)技術(shù)與流體力學(xué)的關(guān)系被人們普遍重視起來形成了計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics），簡稱CFD。

2 流體運(yùn)動理論

2.1 流體運(yùn)動的基本方程

在流體力學(xué)中可以將流體視為連續(xù)介質(zhì)。

2.2 湍流流動的模擬

人們對于湍流的研究已經(jīng)有很長的歷史，雖然經(jīng)過很多科學(xué)家的研究取得了一定成果，但是對于湍流運(yùn)動其本原理仍未完全掌握。

到目前為止，還沒有一個湍流模型能對所有的湍流運(yùn)動給出滿意的結(jié)果。一種比較常用的模型只能對某一類湍流運(yùn)動給出滿意的結(jié)果。為了求解能夠比較準(zhǔn)確，選擇湍流模型的時候要注意以下幾點(diǎn)：流體的物理現(xiàn)象，模擬的精度要求，可用計(jì)算資源等。選擇湍流模型的時候，還要了解不同條件的適用范圍。湍流流動的模擬目前主要有三種方法：Reynolds（雷諾）時均方程方法，直接數(shù)值模擬，大渦模擬方法。

3 算例

3.1 建立模型

飛行器尺寸如圖1所示，流體域的長度為12m，寬度，高度均為3m。飛行器模型如圖2所示，流體域的模型如圖3所示，其中飛行器尾部距離流體域的最右段為7m，距離流體域的最左端距離為5m。圖4為模型的網(wǎng)格圖。

3.2 邊界條件的設(shè)置

對于低馬赫數(shù)的流動可以視為不可壓縮流動，所以采用速度進(jìn)口邊界條件就可以滿足計(jì)算要求，F(xiàn)LUENT軟件穩(wěn)態(tài)計(jì)算的相關(guān)設(shè)置如表1所示，瞬態(tài)計(jì)算的相關(guān)設(shè)置如表2所示。

3.3 流場的計(jì)算結(jié)果

先進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，進(jìn)行若干次循環(huán)后，流場穩(wěn)定，開始進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算。如圖5所示為飛行器表面靜壓分布圖，飛行器最大的靜壓分布在飛行器頭部，值大約為9.05×104MPa。飛行器表面流體流速分布如圖6所示，最大流速也位于飛行器頭部，值大約為115m/s。

4 結(jié)束語

本文運(yùn)用FLUENT軟件提供的壓力基-隱式解法來求解低馬赫數(shù)的不可壓縮流動問題，得到了0.3馬赫時的流場分布。壓力基求解器是從原來的分離式求解器發(fā)展而來，它是按照順序求解動量方程，壓力基礎(chǔ)修正方程，能量方程和組分方程及其他標(biāo)量方程。本文的研究對低速流動，比如汽車，高速列車等流場問題具有一定的工程意義。

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