飛機(jī)抖振特性N-S方程計(jì)算.pdf

1、本文基于N-S方程，對(duì)飛機(jī)抖振特性進(jìn)行數(shù)值計(jì)算與分析，重點(diǎn)開展了飛機(jī)初始抖振迎角的預(yù)測、垂尾抖振問題中存在的復(fù)雜空間渦系的數(shù)值模擬兩方面的研究工作。 采用塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。在合理網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，代數(shù)法和橢圓型方程優(yōu)化法相結(jié)合的方法生成各塊區(qū)域邊界網(wǎng)格，二維半方法實(shí)現(xiàn)翼身組合體、翼身尾組合體三維塊結(jié)構(gòu)空間網(wǎng)格生成。塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成方法實(shí)用、高效。 非定常漸近解法求解定常問題?；赗oe格式的有限體積法空間離散N-S方程、五

2、步Runge-Kutta法進(jìn)行顯式時(shí)間推進(jìn)。采用雷諾平均N-S方程模擬紊流，紊流模型選用SA模型。應(yīng)用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長、焓阻尼、隱式殘值光順等加速收斂措施。計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好。 基于N-S方程定常算法，采用升力曲線、俯仰力矩曲線、后緣壓力發(fā)散、跨音速激波位置以及機(jī)翼表面極限流線等幾種判據(jù)，對(duì)翼身組合體在大迎角和跨音速區(qū)的抖振初始迎角進(jìn)行了合理的預(yù)測分析。 在定常算法的基礎(chǔ)上，雙時(shí)間推進(jìn)法求解非定常N-S方程。采用基于