不同雷諾數(shù)下孤立翼型分離流動(dòng)的數(shù)值模擬.pdf

1、無(wú)人機(jī)（UAV）等飛行器在高空巡航時(shí)，較小的尺寸、較低的速度和低的大氣密度等因素使翼型通常工作在低雷諾數(shù)條件下，由此對(duì)其氣動(dòng)性能產(chǎn)生了很大影響。其中最為重要的表現(xiàn)，是翼型表面的流動(dòng)通常處于層流狀態(tài)，抵抗逆壓力梯度的能力弱，一旦遭受強(qiáng)逆壓梯度作用，很容易發(fā)生層流邊界層分離現(xiàn)象。翼型表面流動(dòng)發(fā)生分離將導(dǎo)致其氣動(dòng)性能惡化，升力減小而阻力增大，升阻比急劇下降，影響飛行器的整體性能，翼型表面的大尺度分離，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)l(fā)失速，直接威脅飛行安全。要

2、改進(jìn)低雷諾數(shù)條件下翼型的氣動(dòng)性能，就需要對(duì)層流分離流進(jìn)行控制，減小甚至消除分離，但該類流動(dòng)的時(shí)空演化過(guò)程非常復(fù)雜，往往伴隨著轉(zhuǎn)捩和再附等現(xiàn)象，如何深入理解相關(guān)的物理機(jī)制、提高數(shù)值預(yù)測(cè)能力成為目前面臨的主要挑戰(zhàn)。本文圍繞低雷諾數(shù)下翼型分離轉(zhuǎn)捩流動(dòng)問(wèn)題，分別采用大渦模擬（LES）和雷諾平均（RANS）兩種數(shù)值仿真手段，開展了系列工作。
　　使用高精度大渦模擬方法，對(duì)來(lái)流5°攻角、馬赫數(shù)0.4、三個(gè)不同雷諾數(shù)（55000、100000和

3、150000）下的孤立NACA0025翼型進(jìn)行仿真，研究翼型的分離流動(dòng)特性。通過(guò)計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析發(fā)現(xiàn)，3個(gè)工況下分離流展現(xiàn)出兩種明顯不同的流態(tài)：Re=55000和100000時(shí)，翼型上表面出現(xiàn)大尺度的開放式分離，形成寬的尾跡區(qū)；Re=150000時(shí)，上表面邊界層分離后迅速再附到壁面，形成閉合的層流分離泡。開放式分離流態(tài)下，升/阻力系數(shù)波動(dòng)明顯，翼型升力為負(fù)，尾跡區(qū)總壓損失高，Re從55000增加到100000，分離區(qū)尺寸和尾跡寬度稍有

4、減??；Re為150000時(shí)，轉(zhuǎn)捩過(guò)程加速使得分離區(qū)從開放變?yōu)殚]合狀態(tài)，升/阻力曲線較為平穩(wěn)，升阻比明顯提升，尾跡寬度和總壓損失顯著減小，氣動(dòng)性能明顯改善。無(wú)論何種流態(tài)，各工況分離流動(dòng)在初始階段均是受Kelvin–Helmholtz（K-H）不穩(wěn)定性的主導(dǎo)，但展向渦發(fā)展演化的過(guò)程存在差異，雷諾數(shù)越低，流場(chǎng)中渦結(jié)構(gòu)尺度越大、尾跡越寬、速度脈動(dòng)越是劇烈，由此導(dǎo)致雷諾應(yīng)力分布的范圍更廣，尾跡損失更大。
　　采用雷諾平均方法對(duì)相同工況下的翼