雷诺数 20000 下弯度翼型空气动力学的直接数值模拟
流体动力学
2021-08-12 v1
摘要
本文利用高阶直接数值模拟，对 Re = 20,000 下 NACA 65(1)-412 弯度翼型在 0° 至 10° 攻角范围内的流动拓扑进行了全面而详细的概述。结果表明，不稳定性使流动发生分岔，并导致其在临界攻角处从后缘层流分离泡处无再附的层流分离转变为前缘处的分离泡。流动状态的转变由压力面边界层在后缘的卡门涡脱落、吸力面分离剪切层内的开尔文-亥姆霍兹不稳定性，以及涡核内椭圆流动和相继卡门涡之间剪切层内双曲流动的三维不稳定性共同控制。随着吸力面剪切层转捩并再附，二维与三维不稳定性的相互作用产生了三维管状结构和大尺度湍流团。层流分离泡的形成与移动定义了翼型后方数个弦长处的远尾流拓扑，并伴随升力突增与阻力减小，凸显了低雷诺数翼型空气动力学的敏感性。文中给出了直接数值模拟、风洞实验及简化数值方法的升力与阻力极曲线，其中力系数的错误预测源于未能正确模拟由卡门涡时间相关生成所导致的后缘低压区。
引用
@article{arxiv.2108.04910,
title = {Direct numerical simulation of cambered airfoil aerodynamics at Re = 20,000},
author = {Bjoern F. Klose and Geoffrey R. Spedding and Gustaaf B. Jacobs},
journal= {arXiv preprint arXiv:2108.04910},
year = {2021}
}