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三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析郑秋亚;左大海;刘三阳【摘要】通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程考察Spalart-Allmaras、Wilcox's k-ω和Menter's SST三种湍流模型在跨声速流动中的计算精度.结果表明:Menter's SST模型预测的力和力矩最接近实验数据;Spalart-Allmaras模型的压力分布和激波位置与Menter,s SST模型的一致,Wilcox's k-ω模型的激波位置相对偏后,且预测的升力和摩擦阻力偏大.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2011(031)005【总页数】3页(P152-154)【关键词】计算精度;Navier Stokes方程;跨声速流动;湍流模型【作者】郑秋亚;左大海;刘三阳【作者单位】西安电子科技大学理学院,西安710071;长安大学理学院,西安710064;长安大学理学院,西安710064;西安电子科技大学理学院,西安710071【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言在雷诺平均 Navier－Stokes（RANS）方程计算中，计算结果的精度不仅与所用格式的精度有关，而且与湍流模型对流动的模拟精度有很大的关系。
目前工程中应用最为广泛的湍流模型主要包括：Spalart－Allmaras（SA）一方程模型[1]，Wilcox’s k－ω[2]（Wilcox）两方程模型和Menter’s SST[3]（SST）两方程模型。
长期以来，人们在工程应用中发现不同湍流模型表现出了不同的特性，因此研究湍流模型对流动的模拟精度，对CFD模型的选取和CFD计算精度的提高有着重要的意义。
文中以ONERA M6机翼和DLR－F6翼身组合体[4]为例，采用具有高精度和稳定性良好的Roe格式[5]，通过求解RANS方程分析SA、Wilcox和SST湍流模型对跨声速流动的模拟精度，为更高准确度湍流模型方程的建立和CFD模型的选取提供参考。
DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流CFD计算☆作业⼆☆DLR-F4翼⾝组合体跨声速绕流的CFD计算姓名：涂飞学号：SZ1101020⽬录⼀．本作业概述 (1)1. 所⽤模型 (1)2 来流条件 (1)3 ⽹格划分 (2)⼆. 求解结果 (3)1 流场云图 (3)2动⼒学参数 (3)3截⾯压强系数分布 (5)三．总结 (7)参考⽂献 (8)图表1 DLR-F4模型（1） (1)图表2模型参考数据 (1)图表3 来流参数 (1)图表4 ⽹格划分 (2)图表5 物⾯压强系数云图 (3)图表6 动⼒学参数 (3)图表7 升⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表8 阻⼒系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表9俯仰⼒矩系数计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表10 升阻⽐计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表11 极曲线计算结果和实验数据对⽐图 (4)图表12 残差收敛历史 (4)图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)图表14 机翼7个不同位置截⾯图 (5)图表15 机翼各个截⾯表⾯压强系数分布与实验数据对⽐图 (7)⼀．本作业概述1.所⽤模型DLR-F4翼⾝组合体，如图：图表 1 DLR-F4模型（1）参考⾯积0.1454 m2参考长度C ref141.2 mm参考半展长b ref /2 585.647 mm参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm 图表2模型参考数据2 来流条件⽓体属性理想，粘性来流温度T∞255.6 K来流压强P∞101325 pa来流雷诺数Re 3×106来流马赫数Ma 0.75攻⾓（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°图表 3 来流参数3 ⽹格划分⽹格要求：粘性⽹格，y＋≈30图表 4 ⽹格划分本作业我采⽤块结构⽹格进⾏划分，⽹格单元600万，⽹格划分⽤Pointwise软件完成。
文章编号: (2009)-17大客设计中的结构网格划分规范研究刘杰平1张淼2张玉东1张卫民11中国航天空气动力技术研究院，北京，1000742上海飞机设计研究所，上海）摘要：本文选取AIAA阻力预测工作组（DPW-II）所提供的翼身组合体DLR-F6为研究对象，它同时也是大型客机设计中最基本和最典型的外形。
为满足工程设计对结果精度和计算周期的双重要求，在计算机硬件条件和湍流模型、数值求解器以及具体参数设置都相同的前提下，网格技术就显得尤为关键。
本文根据实践中摸索出的原则所独立完成的网格，与DPW-II提供的三套密度由粗到细的标准网格，分别对DPW-II所要求的相同状态进行了认真的计算和分析。
结果表明：本文所使用的网格技术更适于大型客机工程设计的需求，同时也为进一步研究更复杂和更真实的大型客机奠定了基础。
关键词：大型客机；CFD；网格；DPW；DLR-F60 引言大型客机是国家“十一五”计划的重点支持项目。
在大型客机的方案选型和初样设计阶段，计算流体力学（CFD）发挥着其独有的重要作用。
在气动优化设计、雷诺数修正以及局部流场精细刻画等方面，CFD较风洞试验具有成本低、效率高的天然优势；但如何使CFD更好的满足大型客机工程设计对计算精度和周期的双重要求，这是CFD工作者必须面对和解决的问题。
计算精度主要体现在阻力的数值预测上，为研究阻力的计算精度问题，AIAA阻力预测工作组（DP W）于2001年和2003年先后召开了两次工作会（DPW-I和DPW-II），分别针对两组外形（DLR-F4翼身组合体和DLR-F6翼身组合体及加吊挂/发动机舱的组合体），各提供三套密度由粗到细的网格展开盲比[1,2]。
相关试验是20世纪90年代在法国ONERA S2MA 1.77m×1.75m跨声速风洞中完成的。
两次会议都有近20家单位使用近20种软件给出了计算结果，尽管与试验结果的比较情况千差万别，但基本反映出了CFD 对阻力计算精度问题的研究现状。
CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展罗磊;高振勋;蒋崇文【摘要】综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况,及其在航空领域的应用现状.在CFD技术发展方面,从计算格式、网格方法、湍流模拟3个方面进行了综述,并对未来CFD技术的发展方向进行了展望.在CFD技术的应用方面,重点介绍了飞行器外形优化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)020【总页数】5页(P77-81)【关键词】计算流体力学;空气动力学;航空;飞行器【作者】罗磊;高振勋;蒋崇文【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）自20世纪60年代随计算机技术的不断进步而迅速发展，如今已深入到包括航空、航天、船舶、水利、冶金、建筑、化工等工程领域的各个方面，取得了巨大的成就。
航空领域是最早应用和发展CFD技术的领域，在半个多世纪的时间里，航空工程界形成了一套行之有效的CFD技术应用方式，充分合理地利用CFD技术优势，有效缩短了技术研发与型号研制的周期。
在当今航空领域迅猛发展的形式下，CFD技术展现出巨大的应用价值和发展潜力。
本文旨在综述CFD技术近期的发展情况，并展望未来CFD技术的发展方向，以及介绍CFD技术在航空领域应用的现状。
1 CFD技术发展随着CFD技术发展的深入，CFD面临着越来越多的困难。
本文从计算格式、网格方法、湍流模拟等方面介绍CFD技术的最新发展情况。
在CFD领域中，低阶格式由于其鲁棒性和可靠性，被广泛用于工程实际的计算中。
尽管低阶格式已在复杂外形的复杂流动数值模拟中取得了巨大成功, 但低阶格式具有较大的数值耗散与色散。
机翼—机身—吊架—短舱的跨声速流计算
孙刚;乔志德
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1995(013)004
【摘要】本文通过使用多块网格的嵌合全技术，计算了机翼－机身－吊架－短舱
的跨声速流场。
将机翼－机身－吊架－短舱流场分为机翼机－机身和吊架－短舱两个子区域，根据嵌套网格结构建立机翼－机身－吊架－短舱的组合网格，分别对这两个子区域根据相应的边界条件独立求解，然后采用嵌合体技术传递两个子区域的干扰信息，通过两个流场的耦合迭代得到机翼－机身－吊架－短舱流场的计算结果，数值模拟结果与实验结果进行了比较，两者吻合较好。
【总页数】8页(P374-381)
【作者】孙刚;乔志德
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.结合部网格系统在机身-边条-机翼组合体绕流计算中的应用 [J], 李孝伟;范绪箕
2.机翼机身跨声速绕流的计算 [J], 孙刚;乔志德
3.绕侧滑锥体,三维机翼与机身的超音速非线性全位势流计算 [J], 陈红全;黄明恪
4.大展弦比直机翼双机身飞机中机身与机翼的最佳布置问题 [J], 邓扬晨;吴敬涛;贺
集乐
5.机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟 [J], 高正红;黄江涛
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☆作业二☆
DLR-F4翼身组合体跨声速绕流的CFD计算
姓名：涂飞
学号：SZ1101020
目录
一．本作业概述 (1)
1. 所用模型 (1)
2 来流条件 (1)
3 网格划分 (2)
二. 求解结果 (3)
1 流场云图 (3)
2动力学参数 (3)
3截面压强系数分布 (5)
三．总结 (7)
参考文献 (8)
图表1 DLR-F4模型（1） (1)
图表2模型参考数据 (1)
图表3 来流参数 (1)
图表4 网格划分 (2)
图表5 物面压强系数云图 (3)
图表6 动力学参数 (3)
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图 (4)
图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图 (4)
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图 (4)
图表12 残差收敛历史 (4)
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史 (5)
图表14 机翼7个不同位置截面图 (5)
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图 (7)
一．本作业概述
1.所用模型
DLR-F4翼身组合体，如图：
图表 1 DLR-F4模型（1）
参考面积0.1454 m2
参考长度C ref141.2 mm
参考半展长b ref /2 585.647 mm
参考点（CAD 坐标）x = 157.9 mm, z = -33.92 mm
图表2模型参考数据
2 来流条件
气体属性理想，粘性
来流温度T∞255.6 K
来流压强P∞101325 pa
来流雷诺数Re 3×106
来流马赫数Ma 0.75
攻角（dge）-1°， -0.5°， 0°， 0.5°， 1°
图表 3 来流参数
3 网格划分
网格要求：粘性网格，y＋≈30
图表 4 网格划分
本作业我采用块结构网格进行划分，网格单元600万，网格划分用Pointwise软件完成。
二. 求解结果
本作业求解器用CFL3D软件，在空气动力学系Cluster 服务器上运算，每个状态历时52小时。
1 流场云图
图表 5 物面压强系数云图
2动力学参数
迎角升力系数阻力系数俯仰力矩系数
-1°0.4171 0.027096 -0.168092
-0.5°0.47758 0.029266 -0.1658
0°0.53902 0.031836 -0.162492
0.5°0.60176 0.035208 -0.158586
1°0.66374 0.039736 -0.154336
图表 6 动力学参数
下面是计算动力学参数与实验数据对比：
图表7 升力系数计算结果和实验数据对比图图表8 阻力系数计算结果和实验数据对比图
图表9俯仰力矩系数计算结果和实验数据对比图图表10 升阻比计算结果和实验数据对比图
图表11 极曲线计算结果和实验数据对比图图表12 残差收敛历史
图表13 Cl，Cd，Cm收敛历史3截面压强系数分布
根据实验报告，选取机翼七个截面：
图表14 机翼7个不同位置截面图
图表15 机翼各个截面表面压强系数分布与实验数据对比图
由以上各图可以看出，计算结果与实验数据吻合较好，结果较为精确。
距离翼梢较近的几个截面压强系数分布中，捕捉激波计算结果不太满意，这可能是与该区域的气流非定常流动有关。
除此之外，升力系数，阻力系数，升阻比等计算结果非常可靠，俯仰力矩系数计算结果也较好。
三．总结
本作业完成了以DLR-F4为计算模型的三维全机跨声速绕流计算。
熟悉了除建模前处理外CFD 各个流程，包括网格划分，CFD求解器设置、计算，Tecplot等软件进行数据后处理。
从结果来看，总体上较为满意，也说明了其间各个过程没有较大失误，在进行计算、处理数据之间，我也学习到了各个环节必备的知识与理论。
参考文献
[1] O. Brodersen, A. St¨urmer . DRAG PREDICTION OF ENGINE–AIRFRAME INTERFERENCE EFFECTS USING UNSTRUCTURED NAVIER–STOKES CALCULATIONS.19th AIAA Applied Aerodynamics Conference 11-14 June 2001.。
