以多孔尾緣結(jié)構(gòu)SD-7003翼型為研究對象,基于格子Boltzmann方法（LBM）研究了不同多孔介質(zhì)材料對翼型邊界層發(fā)展及尾緣流動的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明:LBM方法可以精確地計(jì)算出可滲透壁的多孔翼型邊界層特征,且數(shù)值模擬結(jié)果與文獻(xiàn)參考值非常吻合;相對于實(shí)體翼型,多孔尾緣上、下面壓差推動滲流穿過多孔區(qū)衰減翼型表面的氣動載荷波動,其衰減程度依賴于多孔材料的流阻;多孔翼型壓力面與吸力面的邊界層厚度較實(shí)體翼型有明顯的增加,且邊界層厚度隨流阻的減少而增加。 

【文章來源】：應(yīng)用力學(xué)學(xué)報. 2020,37(03)北大核心CSCD

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【部分圖文】：

SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil

型尾緣采用不同多孔介質(zhì)的SD-7003翼型進(jìn)行數(shù)值模擬，研究不同可滲透多孔介質(zhì)壁對翼型邊界層發(fā)展以及尾緣流動的影響規(guī)律。2計(jì)算模型與數(shù)值方法2.1計(jì)算模型本文以SD-7003翼型為基體，在距翼型前緣0.8~1.0倍弦長(C)處是多孔區(qū)域，如圖1所示。其中多孔區(qū)域所占比例較小是為了避免翼型氣動特性出現(xiàn)較大的改變。圖1SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil(a)全局網(wǎng)格(fullcomputationdomain)(b)局部網(wǎng)格(localmesh)圖2翼型非均勻分布網(wǎng)格圖Fig.2Ununiformmeshofairfoil如圖2所示，計(jì)算域大小為30C30C，其中C=0.235m。因?yàn)楸疚囊硇屠@流的數(shù)值模擬屬于多尺度問題，在LBM方法領(lǐng)域中應(yīng)用廣泛的均勻網(wǎng)格不能滿足此類問題的計(jì)算需求。為了克服均勻網(wǎng)格技術(shù)存在的不足，在LBM實(shí)施過程中采用非均勻的四叉樹網(wǎng)格保證計(jì)算的穩(wěn)定性。圖2(a)和圖2(b)分別給出了翼型全局網(wǎng)格圖和局部網(wǎng)格圖，近壁面區(qū)域格子尺寸為3.0×10-4C，保證壁面y的量級為1，+x最大值為5[16]。此外，翼型曲線邊界的處理方法同文獻(xiàn)[17]，保證LBM方法在空間上具有二階精度。上、下邊界類型為無反射邊界，流體入口邊界類型為速度進(jìn)口邊界，流體出口邊界類型為連續(xù)出口邊界，避免來自邊界的不必要壓力波反射。2.2數(shù)值計(jì)算方法本文基于LBM方法[18-19]對多孔介質(zhì)在REV尺度下翼型的流場進(jìn)行二維數(shù)值研究，采用D2Q9速度離散模型，亞格子模型采用動態(tài)Smagorinsky亞格子模型[20-22]。多孔介質(zhì)內(nèi)部采用REV尺度平均下的控制方程，并與外部流動聯(lián)立求解[14]，多孔介質(zhì)內(nèi)部流動的控制方程與N-S方程一致，即u

1162應(yīng)用力學(xué)學(xué)報第37卷文獻(xiàn)[23]中的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對比。其中多孔介質(zhì)材料為Recemat。由圖3可知，數(shù)值計(jì)算得到的邊界層位移厚度與實(shí)驗(yàn)值非常吻合，說明LBM方法能夠比較精確地模擬可滲透壁的多孔翼型邊界層特征。圖3多孔翼型上表面邊界層位移厚度Fig.3Displacementthicknessofsurfaceboundarylayeronporousairfoil3.2尾緣流動影響圖4為實(shí)體翼型與不同多孔翼型時均流線及壓力云圖。從圖4可以看出：由于翼型上、下表面的壓力差，壓力面流體穿過多孔區(qū)從吸力面流出；隨著材料流阻的降低，這種現(xiàn)象逐漸不顯著。低流阻的多孔翼型類似使用截斷方式的修形翼型，其尾緣會產(chǎn)生一對類似方柱繞流的渦對，會對其氣動特性產(chǎn)生較大的影響。從流線結(jié)果可以看到，Recemat多孔翼型中，多孔區(qū)域呈現(xiàn)一對穩(wěn)定的回流旋渦。在渦對的右側(cè)少量氣流由翼型壓力面穿過多孔區(qū)域從吸力面流出，但不夠明顯。Panacell45ppi多孔翼型中，多孔區(qū)域存在兩個大的回流區(qū)，從翼型壓力面到吸力面的滲流現(xiàn)象消失。氣流分別從尾緣兩側(cè)流入多孔介質(zhì)區(qū)域匯合后沿來流方向流出，壓力趨于一致。為研究不同多孔介質(zhì)材料對翼型表面壓力脈動的影響，采用壓力均方根值(RootMeanSquare,簡稱RMS)進(jìn)行分析。圖5為實(shí)體翼型及不同多孔翼型表面壓力脈動RMS分布圖。從圖5中可以看出，在翼型前緣到x/C0.45位置的范圍內(nèi)，不同翼型的表面壓力脈動總體呈上升趨勢。在弦長位置x/C0.45~1.0范圍內(nèi)，不同翼型表面壓力脈動急劇增大，并出現(xiàn)一定的波動。較強(qiáng)的壓力脈動出現(xiàn)在翼型的尾緣附近，表明這一區(qū)域流動的穩(wěn)定性降低。對比不同翼型表面壓力脈動可以發(fā)現(xiàn)，多孔介質(zhì)?

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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