通過開源多物理場模擬與設(shè)計(jì)集成軟件平臺SU2（Stanford University Unstructured）,使用格點(diǎn)型有限體積格式,研究了來流攻角12°,雷諾數(shù)為Re=2×106下NACA0012半矩形翼擾流問題。通過渦向量Rortex/Liutex揭示了方形翼尖純剛體旋轉(zhuǎn)渦的形成與發(fā)展,次渦與主渦的合并,并與渦量進(jìn)行了比較。結(jié)果表明:鈍體矩形翼翼尖的兩個(gè)鋒利奇異邊產(chǎn)生Rortex/Liutex渦,且Rortex/Liutex表示的次渦與主渦的合并與相互作用要晚于渦量;此外,除了奇異邊外的翼尖側(cè)面,雖具有較高渦量,但貢獻(xiàn)了流體的剪切或拉伸。 

【文章來源】：沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,37(03)

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

SU2＿CFD類結(jié)構(gòu)

為驗(yàn)證SU2軟件的有效性，首先考察二維NACA0012攻角與升力系數(shù)的關(guān)系圖[19]。此標(biāo)準(zhǔn)模型問題的流動狀態(tài)中，雷諾數(shù)Re=6×106，馬赫數(shù)為0.2，計(jì)算非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖2a所示，計(jì)算采用二階Roe格式離散對流項(xiàng)，并使用SA湍流模型封閉RANS方程的計(jì)算。圖2b給出了升力系數(shù)CL與攻角α的計(jì)算結(jié)果以及實(shí)驗(yàn)比較。目前的計(jì)算除了在高攻角時(shí)因分離流動湍流模型的緣故與實(shí)驗(yàn)有偏差外，攻角一直到15°升力系數(shù)結(jié)果都和實(shí)驗(yàn)?zāi)軌蚝芎梦呛�。此外，升力系�?shù)CL與攻角α也較好顯示了升力系數(shù)CL與攻角α的2π斜率規(guī)律。3.2 方形翼尖渦識別

對于三維復(fù)雜流體，本文考慮三維NA-CA0012翼型鈍體翼尖渦流，雷諾數(shù)是Re=2×106，馬赫數(shù)為0.2，攻角12°，半翼展長為2.5倍弦長。計(jì)算采用混合六面體與三棱柱網(wǎng)格，共大約200萬個(gè)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，最小網(wǎng)格壁面距離約為2×10-6。圖3a為翼端壁面網(wǎng)格，圖3b為翼端2.5%弦長截面位置(如圖3a所示)的壓強(qiáng)系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較，結(jié)果除了因上翼面主旋轉(zhuǎn)渦的存在，壓強(qiáng)系數(shù)與實(shí)驗(yàn)大約在x/c=0.35和x/c=0.75附近有偏差外，其他位置和實(shí)驗(yàn)相符。圖4a為使用渦識別Q標(biāo)準(zhǔn)給出的翼端渦等值圖，清晰顯示渦在翼梢卷起旋轉(zhuǎn)拖出去的長尾渦，且流線圍繞渦等值面。圖4b為渦向量Rortex大小R的等值面圖，此等值面清晰反映了鈍體翼尖渦。比較圖4兩圖可以發(fā)現(xiàn)，使用Q標(biāo)準(zhǔn)，翼面上很多地方Q>0，而Rortex量R只在翼尖與前緣顯示，這與Q標(biāo)準(zhǔn)會被剪切污染，而Rortex是純剛體旋轉(zhuǎn)，沒有剪切污染的理論相符[7,9]。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[2]尾渦流場雷諾應(yīng)力數(shù)值模擬研究[J]. 張明華,李坤,王菁,楊思路,薛明暉,劉薇.  航空計(jì)算技術(shù). 2017(06)
[3]基于Ansys Fluent的近場翼尖渦數(shù)值模擬與分析[J]. 劉薇,宋國萍,褚雙磊,韓博.  飛行力學(xué). 2015(02)



本文編號：3560605