战斗机垂尾脉动压力数值模拟

doi:10.7527/S1000-6893.2016.0121

非定常流动数值模拟研究

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战斗机垂尾脉动压力数值模拟

孟德虹¹, 孙岩², 王运涛¹, 李伟¹

1. 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 绵阳 621000;
2. 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

收稿日期:2016-01-18 修回日期:2016-04-11 出版日期:2016-08-15 发布日期:2016-04-26
通讯作者: 王运涛,Tel.:0816-2463015。E-mail:ytwang@skla.cardc.cn E-mail:ytwang@skla.cardc.cn
作者简介:孟德虹,男,硕士,助理研究员。主要研究方向:计算空气动力学。Tel:0816-2463274。E-mail:mdh157@163.com;孙岩,男,博士研究生,助理研究员。主要研究方向:计算气动弹性力学。Tel:0816-2463205。E-mail:supersunyan@163.com;王运涛,男,博士,研究员,博士生导师。主要研究方向:计算空气动力学。Tel:0816-2463015。E-mail:ytwang@skla.cardc.cn;李伟,男,博士研究生,助理研究员。主要研究方向:计算空气动力学。Tel:0816-2463274。E-mail:kuaile06@163.com
基金资助:
国家重点研发计划（2016YFB0200700）

Numerical simulation of fluctuating pressure of fighter vertical tail

MENG Dehong¹, SUN Yan², WANG Yuntao¹, LI Wei¹

1. Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China;
2. State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China

Received:2016-01-18 Revised:2016-04-11 Online:2016-08-15 Published:2016-04-26
Supported by:
National Key Research and Development Plan (2016YFB0200700)

摘要/Abstract

摘要：

在亚跨超计算流体力学（CFD）软件平台（TRIP）上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术，并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证，针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1，基于全机长度的雷诺数为2×10⁶，模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时，垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。

关键词: 战斗机, 垂尾, 脉动压力, RANS/LES, 计算流体力学(CFD)

Abstract:

IDDES flow simulation technique based on hybrid RANS/LES method is realized on TRIP, a trisonic fluid simulation software platform. Separating flows around airfoil NACA0021 with 60° angle of attack and tandem cylinders are simulated to validate the precision of hybrid RANS/LES method. Then, fluctuating pressure of a fighter vertical tail is calculated with the presented RANS/LES method. Flow Mach number is 0.1, Reynolds number based on length of fighter is 2 million, and angles of attack are 20°, 30° and 40°. Fluctuating pressure of fighter vertical tail is analyzed through fluctuating pressure coefficients, power spectrum density of fluctuating pressure, space flow structure and side force response. Numerical results show that fluctuating pressure on tip of vertical tail increases obviously when vertical tail is immersed in broadband turbulence fluctuating flow behind the breakup of separating vortex from strake wing.

Key words: fighter, vertical tail, fluctuating pressure, RANS/LES, computational fluid dynamics (CFD)

中图分类号:

V211.3

孟德虹, 孙岩, 王运涛, 李伟. 战斗机垂尾脉动压力数值模拟[J]. 航空学报, 2016, 37(8): 2472-2480.

MENG Dehong, SUN Yan, WANG Yuntao, LI Wei. Numerical simulation of fluctuating pressure of fighter vertical tail[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2016, 37(8): 2472-2480.

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