為深入研究近場翼尖渦的演化過程,同時給遠場尾流的計算提供初始參考,建立飛機著陸狀態(tài)仿真模型,采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對模型進行網(wǎng)格劃分,利用轉(zhuǎn)捩修正的SST k-ω湍流模型,通過求解不可壓縮的N-S（Narier-Stokes）方程對生成的網(wǎng)格進行數(shù)值計算,得到了著陸狀態(tài)下機翼及近翼流場翼尖渦的連續(xù)演化過程。研究結(jié)果表明:機翼表面形成的兩次共轉(zhuǎn)融合渦與次級尾跡渦共同作用于近翼流場,并于0.5L（L為機身長度）處形成穩(wěn)定的翼尖渦;在整個演化過程中,翼尖渦受環(huán)境因素影響較大,并伴隨著較大的能量轉(zhuǎn)換。 

【文章來源】：科學(xué)技術(shù)與工程. 2020,20(35)北大核心

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

A320飛機等比例縮放與計算模型

在劃分網(wǎng)格前,為保證模擬真實著陸過程,屏蔽其他因素的干擾。因此設(shè)置流場入口距離模型4c(c為翼展長度),流場出口離模型20c,上壁面離模型5c,下表面離模型1c。為了使計算結(jié)果更為精確,則機翼處需生成更加精細的網(wǎng)格。考慮到單純增加網(wǎng)格節(jié)點數(shù)或者減小網(wǎng)格增長率會大大增加網(wǎng)格數(shù)量,為數(shù)值計算帶來相應(yīng)的難度。為了解決這個問題,采用兩次O-Block方法對機翼附面層網(wǎng)格進行相應(yīng)的加密處理。該方法不僅能對局部進行加密,而且可以較好地避免復(fù)雜形狀的Block頂點處發(fā)生的網(wǎng)格扭曲,從而在機翼表面得到所需的邊界加密層。O-Block方法劃分的機翼網(wǎng)格如圖3所示,參數(shù)如表2所示。圖3 O-Block劃分機翼網(wǎng)格

圖2 計算流場及計算模型局部放大圖表2 網(wǎng)格劃分參數(shù)Table 2 Meshing parameters 參數(shù) 數(shù)值 機翼橫向(翼根到翼尖)節(jié)點數(shù) 39 機翼縱向(前緣到后緣)節(jié)點數(shù) 37 網(wǎng)格增長率 1.2 O-Block節(jié)點數(shù) 23 邊界層高度/m 0.001 5 其余面節(jié)點數(shù)/m-1 4

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3503216