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《航空计算技术》 2017年06期
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尾涡流场雷诺应力数值模拟研究

张明华  李坤  王菁  杨思路  薛明晖  刘薇  
【摘要】:通过ANSYS FLUENT,基于湍流涡粘模型中的S-A模型、k-ωSST模型和Realizable k-ε模型对NACA0012机翼的尾涡流场进行数值模拟,采用Boussinesq估算法提取了雷诺应力,对比分析了3种模型数值计算。结果发现:Realizable k-ε模型能很好地模拟涡核处的湍动能和湍涡粘性;S-A模型不能用于模拟雷诺正应力,Realizable k-ε和k-ωSST模型模拟涡核处的雷诺正应力的变化取决于涡核处湍动能的变化情况;S-A模型模拟出在涡核附近雷诺切应力存在正负波瓣,而Realizable k-ε和k-ωSST模型在涡核处几乎不存在雷诺切应力值。
【作者单位】中国民航大学空中交通管理学院;
【基金】:国家自然科学基金与中国民航基金联合项目资助(U1633109,U1533116) 中央高校基本科研业务经费专项资金项目资助(3122014B005) 中国民航大学大学生创新创业训练计划项目资助(201710059054)
【分类号】:V211.41
【正文快照】:
引言当航空器产生升力时,机翼下翼面的压强高于上翼面,气流会由下翼面绕过翼尖流向上翼面,从而在翼尖形成一对反向旋转的旋涡,通常称之为尾涡[1]。当后机进入前机的尾涡流场时,可能会发生倾斜、滚转、失速、急剧俯仰等影响飞行安全的危险情况[2]。在着陆和起飞阶段,这种危险是

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