為了研究環(huán)境參數(shù)及外形布局對(duì)平流層飛艇氣動(dòng)阻力的影響,在驗(yàn)證CFD數(shù)值模擬方法的基礎(chǔ)上,從氣動(dòng)阻力包括壓差阻力與摩擦阻力的角度探討了風(fēng)速、動(dòng)力粘度系數(shù)、空氣密度、Re數(shù)、長(zhǎng)細(xì)比及尾翼對(duì)飛艇氣動(dòng)阻力的影響規(guī)律及機(jī)理。結(jié)果表明:氣動(dòng)阻力系數(shù)隨風(fēng)速與空氣密度的增加而減小,隨動(dòng)力粘度系數(shù)的增加而增加;氣動(dòng)阻力系數(shù)隨Re數(shù)減小的趨勢(shì),取決于摩擦阻力系數(shù)隨Re數(shù)的減小趨勢(shì);隨長(zhǎng)細(xì)比的增加,摩擦阻力系數(shù)呈現(xiàn)增加趨勢(shì),但氣動(dòng)阻力系數(shù)呈現(xiàn)先減小后增加的趨勢(shì);尾翼對(duì)氣動(dòng)阻力系數(shù)的影響主要體現(xiàn)在壓差阻力系數(shù)的改變。 

【文章來(lái)源】：工程力學(xué). 2019,36(01)北大核心EICSCD

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【部分圖文】：

風(fēng)洞模型布置圖

250工程力學(xué)驗(yàn)完全一致的幾何模型；2)將模型導(dǎo)入Gambit中，定義計(jì)算域：設(shè)定模型距離地面的高度為H，模型迎風(fēng)前緣距風(fēng)速入口5H，出口距模型后緣15H，模型側(cè)面及頂部距計(jì)算域壁面5H；3)劃分網(wǎng)格：計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相結(jié)合，模型周?chē)暮诵膮^(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。單元最小尺寸為0.01m。設(shè)定邊界層網(wǎng)格劃分為5層，起始邊界層網(wǎng)格厚度為單元最小尺寸的一半，即0.005m。計(jì)算域尺寸及網(wǎng)格布置如圖4所示。5H5H15HH圖4模型網(wǎng)格劃分Fig.4Meshingofthemodel邊界條件設(shè)置：采用速度入口，均勻入口流速為10m/s。出口條件為自由流出口。模型表面設(shè)置為No-Slip非滑移壁面約束，計(jì)算域四周壁面設(shè)置為Slip滑移約束。流體介質(zhì)參數(shù)與試驗(yàn)環(huán)境參數(shù)一致：密度ρ0=1.225kg/m3，動(dòng)力粘性系數(shù)μ0=1.7894×105kg/(m·s)。湍流模型：對(duì)于不可壓縮流體的湍流運(yùn)動(dòng)，雷諾平均納維-斯托克(RANS)方程是目前工程中常用的方法，該方法的核心是將湍流運(yùn)動(dòng)分為平均運(yùn)動(dòng)與脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)，通過(guò)湍流模式化來(lái)考慮脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)對(duì)平均運(yùn)動(dòng)的影響。湍流模型分為代數(shù)模型(零方程模型)、一方程模型(Spalart-Allmaras，S-A)與二方程模型(k-ε、k-ω)。其中，一方程模型是代數(shù)模型與二方程模型的折合，可考慮較復(fù)雜的湍流流動(dòng)，計(jì)算效率比較高，數(shù)值穩(wěn)定性較好，已經(jīng)航空航天器的氣動(dòng)研究中得到了廣泛的應(yīng)用[18－23]。計(jì)算方法：對(duì)于RANS方程，F(xiàn)luent中包含密度求解器與壓力求解器。壓力求解器主要用于低速不可壓縮流體，而密度求解器主要用于高速可壓縮流體。平流層飛?

器主要用于低速不可壓縮流體，而密度求解器主要用于高速可壓縮流體。平流層飛艇是典型的低速航空器[23―24]，其飛行速度一般不超過(guò)100km/h，采用壓力求解器對(duì)控制微分方程進(jìn)行離散，采用有限體積法將微分方程分解成一系列關(guān)于多個(gè)變量的非線性耦合代數(shù)方程組。在運(yùn)用有限體積法時(shí)，采用二階迎風(fēng)格式離散對(duì)流項(xiàng)，采用中心差分格式離散擴(kuò)散項(xiàng)，壓力速度耦合聯(lián)合采用SIMPLEC算法與PISO算法。1.3數(shù)值方法的驗(yàn)證取水平姿態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。基于Tecplot繪制艇體風(fēng)壓分布圖，圖5與圖6分別給出對(duì)應(yīng)的俯視圖與仰視圖。觀察發(fā)現(xiàn)，數(shù)值與試驗(yàn)所得艇體的風(fēng)壓分布規(guī)律一致。(a)試驗(yàn)(b)數(shù)值圖5試驗(yàn)與數(shù)值風(fēng)壓分布對(duì)比圖(俯視圖)Fig.5Comparisonofwindpressuredistributionbetweenexperimentandsimulation(topview)(a)試驗(yàn)(b)數(shù)值圖6試驗(yàn)與數(shù)值風(fēng)壓分布對(duì)比圖(仰視圖)Fig.6Comparisonofwindpressuredistributionbetweenexperimentandsimulation(bottomview)為了進(jìn)一步驗(yàn)證數(shù)值方法的正確性，提取子午線φ=30°與φ=150°上測(cè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的風(fēng)壓系數(shù)進(jìn)行對(duì)比。規(guī)定艇體下垂尾對(duì)應(yīng)的子午線為φ=180°，如圖7所示。圖7子午線位置示意圖Fig.7Locationofmeridians

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[9]平流層雙軸橢球體飛艇繞流場(chǎng)的數(shù)值分析[J]. 張丹,郭雪巖.  力學(xué)季刊. 2008(04)
[10]平流層飛艇放飛、回收過(guò)程初步分析[J]. 趙攀峰,王永林,劉傳超.  航空科學(xué)技術(shù). 2007(04)

博士論文
[1]張拉膜結(jié)構(gòu)氣彈失穩(wěn)機(jī)理研究[D]. 陳昭慶.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015



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