低速流對二維湍流模型數(shù)值模擬的結果分析

孫瑩

（杭州蕭山技師學院，浙江 杭州 311201）

低速流對二維湍流模型數(shù)值模擬的結果分析

孫瑩

（杭州蕭山技師學院，浙江 杭州 311201）

當今，求解飛行器擾流數(shù)學模型方程具有迫切的現(xiàn)實意義。在設計飛機機體部件或者航空發(fā)動機時，廣泛應用數(shù)值模擬方法。本文在Spalart-Allmaras,k-ξ、k-w-sst、TransitionSST湍流模型基礎上建立了二維流動的數(shù)學模型，利用AnsysICEM-Fuent軟件模擬了低雷諾數(shù)條件下（Re=3500000、Re=6000000、Re=8000000）型NACA-0012和NACA-0006翼型在不同攻角（0°～20°）的二維湍流流動，生成翼型的升力系數(shù)Суа及靜壓力分布云圖，并將其結果與實驗數(shù)值和其他作者的數(shù)值實驗相比較，進一步驗證了數(shù)值模擬計算結果的可信度，可將其進一步應用到低速飛行器的啟動計算中。

低雷諾數(shù)；Fluent；湍流模型；空氣動力系數(shù)；計算方法

飛機機體及其組成部件的氣動特性可以通過高精度風洞實驗研究來確定。然而，這樣的實驗成本相當高，此外，這種研究方法不能最大限度對飛機機體的所有幾何參數(shù)進行全面優(yōu)化。因此，編寫數(shù)學計算方程是描述飛機及其組成部件空氣動力性能最重要的任務。通過大量研究，普遍認為低雷諾數(shù)條件下出現(xiàn)的最大升阻比迅速下降的現(xiàn)象同翼型低雷諾數(shù)條件下的層流分離現(xiàn)象密不可分。本文使用基于雷諾Navier-Stokes平均方程的數(shù)學模型的數(shù)值方法。這些研究方法是根據(jù)空氣動力設計初始階段的數(shù)值解決方案的優(yōu)點選擇的。數(shù)值計算方法與實驗方法相比的主要優(yōu)勢在于：（1）縮短研究周期；（2）降低進行大范圍數(shù)據(jù)變化研究的花費；（3）問題解決方案的不變性（無關性）；（4）可行性研究領域的綜合問題解決方案；（5）數(shù)值模擬不只可以模擬理想條件，還可以模擬飛機運行的實際條件。

1 網(wǎng)格建立

數(shù)值模擬的研究是在ANSYSFLUENT[3]中進行的，其中研究的湍流模型有Spalart-Allmaras,kξ,k-w-sst,Transition-SST。進行數(shù)值模擬所使用的結構網(wǎng)格是在ICEM中建立的。選擇NACA-0012經(jīng)典翼型作為研究對象（如圖1）。在工作中列出了對結構網(wǎng)格的基本要求。擾流體表面第一層網(wǎng)格厚度h=10-5…10-6b，保證最低的邊界粘度層計算誤差。

在低速流對亞音速經(jīng)典翼型NAСA-0012進行數(shù)值模擬的過程中得到了一系列的數(shù)據(jù)并和試驗數(shù)據(jù)，以及其他作者的數(shù)據(jù)進行了比對。NAСA-0012翼型的幾何尺寸如圖1，結構網(wǎng)格的建立在ANSYSICEM中進行。NACA-0012翼型的整體結構網(wǎng)格如圖2。

圖1 NACA-0012經(jīng)典翼型的幾何尺寸

圖2 NACA-0006翼型的整體結構網(wǎng)格

2 邊界條件選擇

用于數(shù)值模擬計算選用的臨界條件：迎面擾流馬赫數(shù)M=0.184；雷諾數(shù)Re=3500000，Re=6000000，Re=8000000；湍流模型：Spalart-Allmaras,k-ξ，k-w-sst,TransitionSST；操作壓力P=1atm，采用不可壓縮理想氣體。

3 經(jīng)驗數(shù)值選擇

從中選取實驗數(shù)值，如圖3，將計算結果和選取的實驗數(shù)值進行比對。曲線1、2、3與表1中的雷諾數(shù)值一一對應。

表1

圖3 NACA0012翼型升力系數(shù)特性曲線圖

4 結果分析

在不同的雷諾數(shù)和湍流模型下，根據(jù)數(shù)值計算結果生成的升力系數(shù)Суа、攻角a曲線圖，如圖4a、4b、4c。

圖4a是在雷諾數(shù)Re=3500000下獲得的計算結果。可以看出，攻角a從0～16°計算數(shù)值和實驗數(shù)值基本一致，18°以后所有的湍流模型都出現(xiàn)了擾流分流現(xiàn)象。在使用湍流模型為Spalart-Allmaras情況下，計算數(shù)值和實驗數(shù)值最為相近。

圖4b是在雷諾數(shù)Re=6000000下獲得的計算結果?？梢钥闯觯ソ莂從0～16°計算數(shù)值和實驗數(shù)值基本一致，18°以后湍流模型Spalart-Allmarasиk-w-sst出現(xiàn)了擾流分流現(xiàn)象。在使用湍流模型為k-w-sst情況下，計算數(shù)值和實驗數(shù)值最為相近。

圖4c是在雷諾數(shù)Re=8000000下獲得的計算結果?？梢钥闯觯ソ莂從0～16°計算數(shù)值和實驗數(shù)值基本一致，18°以后湍流模型Spalart-Allmarasиk-w-sst出現(xiàn)了擾流分流現(xiàn)象。在使用湍流模型為k-w-sst情況下，計算數(shù)值和實驗數(shù)值最為相近。

5 結語

在不同雷諾數(shù)與湍流模型的情況下進行的數(shù)值模擬計算，最終得到最優(yōu)方案，馬赫數(shù)М=0,184,雷諾數(shù)Re=8000000,湍流模型為k-w-sst。通過數(shù)值模擬計算可以看出，在各個計算狀態(tài)下，都得到相對比較可靠的結果，導致結果不一致的原因可能是翼型前緣結構網(wǎng)格尺寸的影響。此數(shù)值模擬實驗證明，生成的結構網(wǎng)格和選取的湍流模型可以用于未來分析低速流對NAСA-0012翼型的影響。

圖4 在不同的雷諾數(shù)和湍流模型下，根據(jù)數(shù)值計算結果生成的升力系數(shù)Суа-a曲線圖

[1]屠恒張,沈懷榮.裝備指揮技術學院航天裝備系2007系統(tǒng)仿真技術及其應用學術研討會張正娟,基于fluent的低雷諾數(shù)下翼型數(shù)值模擬[J].系統(tǒng)仿真技術，2007,9(02).

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1671-0711（2017）07（上）-0117-02