低速流對二維湍流模型數值模擬的結果分析

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，求解飛行器擾流數學模型方程具有迫切的現實意義。在設計飛機機體部件或者航空發動機時，廣泛應用數值模擬方法。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學模型，利用AnsysICEM-Fuent軟件模擬了低雷諾數條件下（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Суа及靜壓力分布云圖，并將其結果與實驗數值和其他作者的數值實驗相比較，進一步驗證了數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；Fluent；湍流模型；空氣動力系數；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進行全面優化。因此，編寫數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，普遍認為低雷諾數條件下出現的最大升阻比迅速下降的現象同翼型低雷諾數條件下的層流分離現象密不可分。本文使用基于雷諾Navier-Stokes平均方程的數學模型的數值方法。這些研究方法是根據空氣動力設計初始階段的數值解決方案的優點選擇的。數值計算方法與實驗方法相比的主要優勢在于：（1）縮短研究周期；（2）降低進行大范圍數據變化研究的花費；（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 網格建立

數值模擬的研究是在ANSYSFLUENT[3]中進行的，其中研究的湍流模型有Spalart-Allmaras,kξ,k-w-sst,Transition-SST。進行數值模擬所使用的結構網格是在ICEM中建立的。選擇NACA-0012經典翼型作為研究對象（如圖1）。在工作中列出了對結構網格的基本要求。擾流體表面第一層網格厚度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典翼型NAСA-0012進行數值模擬的過程中得到了一系列的數據并和試驗數據，以及其他作者的數據進行了比對。NAСA-0012翼型的幾何尺寸如圖1，結構網格的建立在ANSYSICEM中進行。NACA-0012翼型的整體結構網格如圖2。

圖1 NACA-0012經典翼型的幾何尺寸

圖2 NACA-0006翼型的整體結構網格

2 邊界條件選擇

用于數值模擬計算選用的臨界條件：迎面擾流馬赫數M=0.184；雷諾數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 經驗數值選擇

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

表1

圖3 NACA0012翼型升力系數特性曲線圖

4 結果分析

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

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

圖4b是在雷諾數Re=6000000下獲得的計算結果。可以看出，攻角a從0～16°計算數值和實驗數值基本一致，18°以后湍流模型Spalart-Allmarasиk-w-sst出現了擾流分流現象。在使用湍流模型為k-w-sst情況下，計算數值和實驗數值最為相近。

圖4c是在雷諾數Re=8000000下獲得的計算結果。可以看出，攻角a從0～16°計算數值和實驗數值基本一致，18°以后湍流模型Spalart-Allmarasиk-w-sst出現了擾流分流現象。在使用湍流模型為k-w-sst情況下，計算數值和實驗數值最為相近。

5 結語

在不同雷諾數與湍流模型的情況下進行的數值模擬計算，最終得到最優方案，馬赫數М=0,184,雷諾數Re=8000000,湍流模型為k-w-sst。通過數值模擬計算可以看出，在各個計算狀態下，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格尺寸的影響。此數值模擬實驗證明，生成的結構網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 在不同的雷諾數和湍流模型下，根據數值計算結果生成的升力系數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系統仿真技術及其應用學術研討會張正娟,基于fluent的低雷諾數下翼型數值模擬[J].系統仿真技術，2007,9(02).

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1671-0711（2017）07（上）-0117-02