超音速翼型操纵面偏转时激波诱导分离的数值模拟

作     者：朱继锋 

作者单位：西北工业大学 

学位级别：硕士

导师姓名：李栋

授予年度：2007年

学科分类：080103[工学-流体力学] 08[工学] 080104[工学-工程力学] 0801[工学-力学（可授工学、理学学位）] 

主      题：激波-边界层干扰 迎风格式 MUSCL插值 湍流模型 边界层分离 襟翼操纵效率 

摘      要：超音速客机巡航时，舵面偏转会产生铰链附近的激波诱导分离现象，由于分离流动会降低舵面效率，因此该现象在超音速客机设计中有重要的研究价值。本文通过CFD数值方法，研究了超音速时翼型的激波-边界层干扰现象，其中主要开展了以下几个方面的工作： 1、从差分格式及其耗散模型的构造原理出发，系统研究了空间离散格式(中心和迎风差分格式)的构造特点和数值性能。研究了高阶插值函数MUSCL插值的构造特点及其处理极值、抑制振荡的原理，分析了MUSCL插值中两种常见通量限制器的数学性质。 2、对比研究了S-A，B-L两种湍流模型。基于两种湍流模型，通过对二维跨音速翼型绕流进行数值模拟，对高分辨率、稳定的FDS-Roe格式进行了验证。从而确定了本文研究的计算方法：使用FDS-Roe格式离散N-S方程，结合稳定性好的限制器采用MUSCL插值获取二阶精度，在湍流计算中最终使用S-A模型。 3、综述了激波—边界层干扰现象的研究工作。采用CFD方法对超音速二维菱形翼型的激波—边界层干扰流场进行了数值模拟，通过对数值计算的结果与理论解的比较与分析，分析了激波—边界层干扰诱导边界层分离现象，以及不同舵偏时;分离导致俯仰变化的规律。