為研究超聲速狀態(tài)下不同剖面形狀彈翼的氣動性能影響,本文設(shè)計了具有相同面積和展弦比的弧形剖面、菱形剖面及六邊形剖面三種彈翼,采用 CFD 數(shù)值模擬方法分別計算在0°、5°、10°及15°迎角下,馬赫數(shù)從0.8到2變化時,分別比較三種不同剖面形狀彈翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比,分析了三種不同剖面形狀彈翼的氣動特性。結(jié)果表明,在不同的迎角下,三種不同剖面形狀彈翼中,菱形剖面彈翼的升阻比特性最好,其激波阻力最小,六邊形剖面彈翼的阻力特性最差,三種彈翼的升力特性差距不大。

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圖4 壓力分布散點圖

通過與文獻[7]壓力分布曲線對比,從圖4中可以看出,在相同的計算條件下,通過CFD計算得到的六邊形剖面彈翼壓力分布曲線與文獻的壓力分布曲線吻合度較高,且總體趨勢一致。表明所采用數(shù)值計算方法具備可行性且精準度較高,可用于研究彈翼的氣動性能。3計算結(jié)果分析

圖1 三維模型圖

為了研究不同剖面形狀對氣動性能的影響,分別設(shè)計了如圖1所示具有相同面積的和展弦比的弧形剖面、菱形剖面及六邊形剖面彈翼,經(jīng)由布爾運算生成三維模型。設(shè)計數(shù)值計算中來流迎角為0°、5°、10°及15°,來流速度為0.8馬赫至2.0馬赫。2.2模型網(wǎng)格劃分與邊界條件

圖3 網(wǎng)格收斂性驗證

本模型由于模型較復(fù)雜,計算速度較高,選取網(wǎng)格劃分方式為四面體網(wǎng)格。由于計算速度越高對網(wǎng)格質(zhì)量、數(shù)量要求更高,選取計算速度為0.8馬赫、計算迎角為5°的六邊形剖面彈翼作為驗證,網(wǎng)格數(shù)量4000000、6000000、8000000、10000000、12000000進行網(wǎng)....

圖5 不同迎角下三種剖面形狀彈翼的升力系數(shù)

三種不同形狀剖面彈翼的升力系數(shù)在0°、5°、10°、15°迎角下,在馬赫數(shù)從0.8到2變化時,隨馬赫數(shù)的變化見圖5。圖5中在4個不同迎角下,三種剖面形狀彈翼的升力系數(shù)差距很小,而且升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化趨勢大致相同。圖5不同迎角下三種剖面形狀彈翼的升力系數(shù)

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