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多体系统的动力学模型简化方法研究在工程和科学的众多领域中，多体系统的研究具有极其重要的地位。
从机械工程中的复杂机械结构到航空航天领域的飞行器，从生物力学中的人体运动分析到机器人技术的应用，多体系统无处不在。
然而，由于多体系统的复杂性，直接对其进行精确建模和分析往往计算量巨大，甚至在某些情况下是不现实的。
因此，寻求有效的动力学模型简化方法成为解决实际问题的关键。
多体系统动力学模型的复杂性主要源于其组成部分的多样性和相互作用的复杂性。
一个典型的多体系统可能包括刚体、柔体、关节、约束以及各种力和力矩的作用。
在建立模型时，需要考虑物体的几何形状、质量分布、惯性特性等诸多因素，这使得模型的自由度通常非常高，计算难度极大。
为了简化多体系统的动力学模型，一种常见的方法是集中质量法。
这种方法将系统中的物体看作具有集中质量的质点，通过忽略物体的形状和内部结构，大大减少了模型的自由度。
例如，在研究机械臂的运动时，可以将每个连杆视为一个集中质量点，只考虑其质心的运动。
虽然这种方法在一定程度上简化了模型，但也会导致精度的损失，尤其是在物体的形状和质量分布对系统性能有重要影响的情况下。
另一种简化方法是模态综合法。
该方法基于系统的模态特性，将系统的运动分解为一系列模态的叠加。
通过选取主要的模态，可以在保持一定精度的同时显著降低模型的复杂度。
例如，在分析桥梁的振动时，可以只考虑前几阶对振动贡献较大的模态，而忽略高阶模态的影响。
然而，模态综合法的应用需要准确地获取系统的模态信息，这在一些复杂的多体系统中可能并非易事。
子结构法也是一种有效的简化策略。
它将多体系统划分为若干个子结构，分别对每个子结构进行建模和分析，然后通过连接条件将子结构组合起来。
这种方法可以将复杂的系统分解为相对简单的部分进行处理，提高了建模和计算的效率。
比如，在汽车悬架系统的分析中，可以将悬架的各个部件作为子结构进行单独研究。
在实际应用中，还常常采用等效模型的方法。
DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟王运涛;王光学;张玉伦【摘要】采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了DPW Ⅲ提供的DPW_W1/W2两种机翼构型和DPW-F6/F6_FX2B两种翼身组合体构型,主要目的是通过两种机翼构型和两种翼身组合体构型的数值模拟,研究网格密度对运输机构型气动特性计算结果的影响.数值模拟采用的多块对接网格来自AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅲ(DPW Ⅲ),采用National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果作对比.详细研究了网格密度对两种机翼构型和翼身组合体的总体气动特性和压力分布的影响.采用SST两方程模型计算两种构型均得到了网格收敛结果,网格密度主要影响压差阻力而对摩擦阻力影响较小,计算结果较好地预测了机翼和翼身组合体外形优化前后总体气动特性的变化量.%Numerical simulations on multi-block structured grids are performed to compute drag for the DPW Ⅲ w ing and wing-body configurations with Navier-Stokes solver TRIP. The structured grids and reference numerical resuits are from drag prediction workshop Ⅲ. The effects of mesh density to aerodynamic characters and pressure distribution are carefully studied in present paper. The present results are verified by comparison with CFL 3D results and test results from National Transonic Facility (NTF). Grid refinement leads to convergence numerical results with Menter's SST two-equation turbulent models , grid refinement has larger influence to pressure drag than to friction drag.Pressure distribution of TRIP with hundreds of grids is in good agreement with the results of CFL 3D with far more dense grids. It is demonstrated that the TRIP solver is capable ofpredicting the small change of aerodynamic characters due to simple optimization of wing and wing-body configurations.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2011(029)003【总页数】6页(P264-269)【关键词】DPW Ⅲ;网格密度;气动特性;压力分布;数值模拟【作者】王运涛;王光学;张玉伦【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言随着大型专业前置处理软件、计算流体力学(CFD)技术、后置处理软件和计算机硬件技术的飞速发展，基于RANS方程(Reynolds Averaged Navier-Stokes)的CFD软件已经可以模拟高度复杂飞行器外形的绕流流场［1］。
绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算
郑秋亚;王宝园;刘三阳
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2009(0)3
【摘要】采用超立方体概念设计了绕翼身组合体外形的高质量连续拼接多块结构化网格,旨在构造一种通用的绕翼身组合体外形的高质量网格生成方法,提高阻力计算精度。
以DLR-F4翼身组合体为例生成计算网格,采用雷诺平均Navier-Stokes 方程耦合Spalart-Allmaras湍流模型进行阻力计算。
超立方体网格计算的结果与实验数据吻合较好,优于其他软件和其他网格的计算结果;从而说明本文超立方体网格构建方法可行、生成的网格质量高,能改善阻力精度,该方法适用于绕相似外形的翼身组合体网格生成。
【总页数】4页(P535-538)
【关键词】翼身组合体;结构化网格;超立方体;Navier-Stokes方程
【作者】郑秋亚;王宝园;刘三阳
【作者单位】西安电子科技大学;长安大学;中国航空计算技术研究所航空气动力数值模拟重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.用全位势方程计算细长翼-身组合体的可压缩绕流 [J], 黄明恪
2.翼-身组合体跨音速绕流全位势积分方程数值计算 [J], 杨勇;俞守勤
3.身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算 [J], 刘超峰;李海东;杨炳渊
4.基于非结构网格的翼身组合体绕流数值模拟 [J], 段卓毅;乔志德;陈迎春
5.网格间距及正交性控制在翼-身-尾组合体三维绕流中的研究 [J], 张正科;庄逢甘;朱自强;罗时钧
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弹翼静气动弹性计算
王华毕;吴小胜;姚冰
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2010(030)002
【摘要】采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.
【总页数】3页(P208-210)
【作者】王华毕;吴小胜;姚冰
【作者单位】安徽军工集团,合肥,230022;北京理工大学宇航学院,北京,100081;安徽神剑科技股份有限公司,合肥,230022
【正文语种】中文
【中图分类】V211.47
【相关文献】
1.基于CFD/CSD耦合的连结翼静气动弹性计算研究 [J], 张强;祝小平;周洲;王伟
2.TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证 [J], 孙岩;黄勇;王运涛;孟德虹;王昊
3.基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算 [J], 董军;卢晓杨;侯良学
4.钻石背弹翼的静气动弹性研究 [J], 吴小胜;雷娟棉;胡俊
5.基于修正面元法的机翼静气动弹性计算 [J], 贾欢;孙秦;刘杰
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航 空 学 报Ｍａｒ．２５ ２０１７Ｖｏｌ．３８Ｎｏ．３Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ ＩＳＳＮ １０００－６８９３ ＣＮ １１－１９２９／Ｖ１２０２９８－１ 收稿日期：２０１６－０４－０７；退修日期：２０１６－０５－２６；录用日期：２０１６－０６－０６；网络出版时间：２０１６－０６－１５ １５：４０网络出版地址：ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．１９２９．Ｖ．２０１６０６１５．１５４０．００２．ｈｔｍｌ基金项目：国家重点研发计划（２０１６ＹＦＢ０２００７００）＊通讯作者．Ｅ－ｍａｉｌ：ｍｄｈ１５７＠１６３．ｃｏｍ引用格式：王运涛，孙岩，孟德虹，等．ＣＲＭ翼身组合体模型高阶精度数值模拟［Ｊ］．航空学报，２０１７，３８（３）：１２０２９８．ＷＡＮＧ Ｙ Ｔ，ＳＵＮＹ，ＭＥＮＧ Ｄ Ｈ，ｅｔ ａｌ．Ｈｉｇｈ－ｏｒｄｅｒ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ＣＲＭ ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ ｍｏｄｅｌ［Ｊ］．Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ，２０１７，３８（３）：１２０２９８．ｈｔｔｐ：／／ｈｋｘｂ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ ｈｋｘｂ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎＤＯＩ：１０．７５２７／Ｓ１０００－６８９３．２０１６．０１８５ＣＲＭ翼身组合体模型高阶精度数值模拟王运涛１，孙岩２，孟德虹１，＊，王光学１１．中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所，绵阳 ６２１０００２．中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 ６２１０００摘 要：基于五阶空间离散精度的ＷＣＮＳ格式，开展了ＣＲＭ翼身组合体模型的高阶精度数值模拟，以评估ＷＣＮＳ格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。
首先依照ＤＰＷ组委会提出的网格生成指导原则，利用ＩＣＥＭ软件生成了粗、中、细、极细四套网格，网格规模从“粗网格”的２ ５７８ ６８７个网格点逐渐扩展到“极细网格”的６５ ４６４ ５１１个网格点。
研究了设计升力系数下，网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响，采用“中等网格”开展了抖振特性的数值模拟研究。
通过与二阶精度的计算结果、ＤＰＷ Ｖ统计结果和部分试验结果的对比分析，高阶精度数值模拟结果表明，阻力系数计算结果与ＤＰＷ Ｖ统计平均结果吻合较好；网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响；迎角为４°时，升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。
关键词：ＲＡＮＳ方程；ＷＣＮＳ格式；ＣＲＭ模型；流场模拟；网格密度；气动特性中图分类号：Ｖ２１１．７ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００－６８９３（２０１７）０３－１２０２９８－０８ ＡＩＡＡ阻力预测会议ＤＰＷ（Ｄｒａｇ ＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎＷｏｒｋｓｈｏｐ）从２００１年发起到现在，已经成功举办了５届［１－５］并持续了十多年时间。
ＤＰＷ系列会议的宗旨是评估基于雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳ）方程的各种ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ＦｌｕｉｄＤｙｎａｍｉｃｓ）方法在典型运输机构型气动特性预测尤其是阻力预测方面的现状，明确ＣＦＤ技术的发展方向，并逐步建立一个评估ＣＦＤ可信度的国际交流平台。
通过提供标准研究模型、发布基准网格并公开试验数据，ＤＰＷ系列会议的影响日益扩大，获得了世界范围内相关研究机构的广泛参与，积累了丰富的计算数据和试验数据，已经成为ＣＦＤ验证与确认发展历程中最重要的国际合作之一。
第５届ＤＰＷ（ＤＰＷ Ｖ）会议于２０１２年６月在美国路易安娜州的新奥尔良市召开，这次会议采用了与ＤＰＷ ＩＶ相同的ＣＲＭ（Ｃｏｍｍｏｎ Ｒｅ－ｓｅａｒｃｈ Ｍｏｄｅｌ）模型［６］，不同的是，ＤＰＷ Ｖ的研究构型去掉了ＣＲＭ模型的平尾，只包含了机身和机翼，简称为ＣＲＭ－ＷＢ，计算状态包括了网格收敛性研究和抖振特性研究两个方面。
来自世界各地的２２家研究机构共提供了５７组计算结果［５］。
这些基于ＲＡＮＳ方程的计算结果基本上采用了二阶空间离散精度的计算方法，采用三阶离散精度以上差分格式的数值模拟结果尚未见公开报道。
高阶精度格式一直是ＣＦＤ领域的研究热点，但在复杂外形上的应用才刚刚起步［７］。
邓小刚和张涵信［８］提出的ＷＣＮＳ（Ｗｅｉｇｈｔｅｄ Ｃｏｍｐａｃｔ航 空 学 报１２０２９８－２ Ｎｏｎｌｉｎｅａｒ Ｓｃｈｅｍｅ）具有五阶空间离散精度，通过在几何守恒律方面持续不断的研究工作［９］，已经成功应用于典型运输机构型的高阶精度数值模拟［１０－１２］，并取得了良好效果。
本文采用五阶空间离散精度的ＷＣＮＳ格式对ＣＲＭ翼身组合体（ＣＲＭ－ＷＢ）模型开展了高阶精度数值模拟，依据ＤＰＷ Ｖ约定的计算状态，开展了固定升力系数下的网格收敛性研究和固定马赫数下的抖振特性研究，通过与二阶精度计算结果、ＤＰＷ Ｖ的统计结果和相应试验结果的对比分析，进一步确认了ＷＣＮＳ格式模拟典型运输机构型的能力。
１ ＣＲＭ－ＷＢ模型与高阶精度计算方法ＣＲＭ模型由ＮＡＳＡ的亚声速固定翼（ＳＦＷ）空气动力技术研究小组和ＤＰＷ组织委员会合作设计开发，主要目的是为ＣＦＤ的验证和确认工作提供基准外形。
ＣＲＭ模型是典型的现代运输机构型，设计马赫数为０．８５，升力系数为０．５０。
该模型包括了翼身组合体、翼／身／平尾组合体和翼／身／平尾／挂架／吊舱组合体等不同构型，ＤＰＷＶ组委会选择了翼身组合体模型（ＣＲＭ－ＷＢ）做为共同研究模型。
ＣＲＭ－ＷＢ计算构型见图１，计算外形的基本参数见表１，其中Ｓｒｅｆ为参考面积，Ｃｒｅｆ为平均气动弦长，ｂ为展长，λ为梢根比，ＡＲ为展弦比，ｘｒｅｆ、ｙｒｅｆ、ｚｒｅｆ为力矩参考点的坐标。
本文采用有限差分方法离散任意坐标系下的ＲＡＮＳ方程组，控制方程的对流项离散采用五阶精度的ＷＣＮＳ格式，黏性项的离散采用六阶精度中心格式，边界及近边界条件采用单边四阶精度离散，以上方法的详细介绍见文献［１０－１２］；湍流模型采用Ｍｅｎｔｅｒ剪切应力输运（ＳＳＴ）两方程模型［１３］，离散方程组的求解采用ＢＬＵ－ＳＧＳ方法［１４－１５］。
图１ ＣＲＭ－ＷＢ模型Ｆｉｇ．１ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ 表１ ＣＲＭ－ＷＢ模型几何参数Ｔａｂｌｅ １ Ｇｅｏｍｅｔｒｉｃａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒ Ａｍｅｒｉｃａｎ ｕｎｉｔ ＳＩ－ｕｎｉｔＳｒｅｆ５９４ ７２０ｉｎ２ ３８３．６９０ｍ２Ｃｒｅｆ２７５．８０ｉｎ ７．００５ ３２ｍｂ ２ ３１３．５ｉｎ ５８．７６２ ９ｍｘｒｅｆ１ ３２５．９ｉｎ ３３．６７７ ８６ｍｙｒｅｆ４６８．７５ｉｎ １１．９０６ ２５ｍｚｒｅｆ１７７．９５ｉｎ ４．５１９ ９３ｍλ０．２７５ ０．２７５ＡＲ ９．０ ９．０２ 高阶精度计算网格为了降低网格差异对数值模拟结果的影响，ＤＰＷ组织委员会给出了网格生成指导原则［４－５］，对网格规模、物面第一层网格高度、边界层网格增长率等网格参数进行了约定，并提供了基准的结构和非结构网格。
由于高阶精度格式对计算网格质量要求更高，本文研究中并没有直接采用ＤＰＷＶ组委会提供的基准网格，而是根据网格生成指导原则，采用ＩＣＥＭ软件重新生成了不同规模的粗、中、细、极细四套多块对接结构网格。
四套网格的详细信息参见表２，其中，Ｎｎｕｍ表示总的网格节点数，ｙ＋为第一层网格法向无量纲距离，ｎＢＬ和λＢＬ分别表示边界层内法向网格数量和网格增长率，Ｎｂｌｏｃｋ表示计算网格块的数量。
图２给出了ＣＲＭ－ＷＢ计算构型的网格拓扑和表面网格（中等），空间网格整体采用Ｈ型网格，在机翼和机身周围分别包了一层Ｏ型网格，用于模拟边界层流动。
表２ ＣＲＭ－ＷＢ模型网格参数Ｔａｂｌｅ ２ Ｇｒｉｄ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒ Ｃｏａｒｓｅ Ｍｅｄｉｕｍ Ｆｉｎｅ Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅＮｎｕｍ２ ５７８ ６８７ ８ ４４０ ２２３ １９ ６９９ ９９９ ６５ ４６４ ５１１ｎＢＬ２５ ３７ ４９ ７３ｙ＋１．４２ ０．９４ ０．７１ ０．４７λＢＬ１．４４ １．２７ １．２０ １．１３Ｎｂｌｏｃｋ９５ ９５ ９５ ９５航 空 学 报１２０２９８－３ 图２ ＣＲＭ－ＷＢ模型网格拓扑及表面网格（中等）Ｆｉｇ．２ Ｇｒｉｄ ｔｏｐｏｌｏｇｙ ａｎｄ ｓｕｒｆａｃｅ ｇｒｉｄ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ（ｍｅｄｉｕｍ ｇｒｉｄ） ３ ＣＡＳＥ１计算结果与讨论ＤＰＷ Ｖ组委会的ＣＡＳＥ１状态主要是开展网格收敛性研究。
采用粗、中、细、极细四套网格和高阶精度计算方法，开展了固定升力系数下网格规模对气动力系数、典型站位压力系数和翼身结合部后缘局部分离区大小等３个方面的影响，计算采用全湍流模拟方式。
来流条件为：Ｍａ＝０．８５，Ｒｅ＝５．０×１０６，ＣＬ＝０．５００±０．００１。
１）气动力系数表３给出了固定升力系数下，采用粗、中、细、极细四套网格得到的ＣＲＭ－ＷＢ组合体的来流迎角α、阻力系数ＣＤ、压差阻力系数ＣＤｐ、摩擦阻力系数ＣＤｆ和俯仰力矩系数Ｃｍ，同时给出了采用二阶精度ＭＵＳＣＬ（Ｍｏｎｏｔｏｎｉｃ Ｕｐｗｉｎｄ Ｓｃｈｅｍｅ ｆｏｒＣｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ Ｌａｗｓ）格式［１６］的计算结果、风洞试验结果［４，１７］以及采用ＲＥ（Ｒｉｃｈａｒｄｓｏｎ Ｅｘｔｒａｐｏｌａ－ｔｉｏｎ）方法［４］外推得到的网格无关性结果。
从基于粗、中、细、极细四套网格的计算结果来看，采用高阶精度方法得到的固定升力系数下的迎角、阻力系数、俯仰力矩系数均随网格规模的增加而单调变化；而采用二阶精度方法得到的阻力系数随网格规模则出现了非单调的变化。
从基于粗、中、细三套网格的计算结果来看，采用高阶精度方法得到的阻力系数随网格规模增加而单调增加，而采用二阶精度方法得到的阻力系数则随网格规模增加而单调减少，俯仰力矩系数的变化规律一致。
采用外推方法得到的高阶精度阻力系数（０．０２４ ９２）计算结果略高于ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ国家跨声速设备（ＮＴＦ）的风洞试验结果（０．０２４ ８９）和Ａｍｅｓ Ｌａｎｇｌｅｙ １１ｆｔ风洞的试验结果（０．０２４ １４），这与文献［５］给出的５６组统计分析结果是一致的（中值为０．０２４ ９６，标准方差为０．０００ ５３）；采用外推方法得到的高阶精度方法俯仰力矩系数（－０．１１２ ５３）计算结果低于两座风洞的试验结果。
表３ ＣＲＭ－ＷＢ模型的气动特性（ＣＬ＝０．５００±０．００１）Ｔａｂｌｅ ３ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ（ＣＬ＝０．５００±０．００１）Ｍｅｔｈｏｄα／（°）ＣＤＣＤｐＣＤｆＣｍＦｉｆｔｈ－ｏｒｄｅｒ ＷＣＮＳｓｃｈｅｍｅ Ｃｏａｒｓｅ ２．０８１ ０．０２４ ３０ ０．０１３ ６９ ０．０１０ ６１－０．１２３ ３５Ｍｅｄｉｕｍ ２．１６０ ０．０２４ ５５ ０．０１３ ６２ ０．０１０ ９３－０．１１６ ５４Ｆｉｎｅ ２．１９４ ０．０２４ ７３ ０．０１３ ６４ ０．０１１ ０９－０．１１３ ６７Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅ ２．２０２ ０．０２４ ９０ ０．０１３ ６２ ０．０１１ ２８－０．１１２ ６８ＲＥ ２．２０３ ０．０２４ ９２ ０．０１３ ６２ ０．０１１ ３０－０．１１２ ５３Ｓｅｃｏｎｄ－ｏｒｄｅｒ ＭＵＳＣＬｓｃｈｅｍｅＣｏａｒｓｅ ２．１２８ ０．０２５ ３４ ０．０１４ ６４ ０．０１０ ７０－０．１２０ ０３Ｍｅｄｉｕｍ ２．１７７ ０．０２５ ０３ ０．０１４ ０９ ０．０１０ ９４－０．１１５ ４０Ｆｉｎｅ ２．２０４ ０．０２５ ０２ ０．０１３ ９４ ０．０１１ ０８－０．１１２ ８７Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅ ２．２３０ ０．０２５ １８ ０．０１４ ００ ０．０１１ １８－０．１１０ ４５ＲＥ ２．２５１ ０．０１１ ２６－０．１０８ ４８Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｄａｔａｆｒｏｍ Ｒｅｆｓ．［４，１７］ＮＴＦ－１９７ ２．７０９ ０．０２４ ８９－０．０６３ １３Ａｍｅｓ－２１６ ２．７３９ ０．０２４ １４－０．０６２ ９２航 空 学 报１２０２９８－４ Ｒｉｖｅｒｓ和Ｈｕｎｔｅｒ等［１８－１９］采用非结构网格技术研究了风洞试验模型的支撑机构和模型静气动弹性变形对ＣＲＭ翼／身／平尾组合体（ＣＲＭ－ＷＢＨ）构型数值模拟结果的影响，Ｓｃｌａｆａｎｉ等［２０］采用重叠网格技术研究了固定转捩和模型静气动弹性变形对ＣＲＭ翼身组合体（ＣＲＭ－ＷＢ）构型数值模拟结果的影响。
