使用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型和耗散率修正k-ε湍流模型分別對輕型運(yùn)動飛機(jī)機(jī)翼低速繞流問題進(jìn)行計算。計算了在來流攻角為13. 87°、雷諾數(shù)為1. 52×106條件下機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布和流向速度在流場中不同位置上的損耗情況,并與實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。結(jié)果表明:對機(jī)翼進(jìn)行低速繞流數(shù)值計算時,使用耗散率修正k-ε湍流模型相較于標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型能更好的模擬出機(jī)翼尾跡流動中速度損耗情況。

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【部分圖文】：

圖1機(jī)翼三維圖

對機(jī)翼進(jìn)行繞流時，要求的是流域邊界應(yīng)該距離機(jī)翼無窮遠(yuǎn)，但是在模擬仿真時，這個條件是難以達(dá)到的。因此，在仿真時，一般設(shè)置入口和出口邊界距離機(jī)翼十倍機(jī)翼弦長，以此來表示無窮遠(yuǎn)處邊界，本文設(shè)計的出入口邊界為15倍機(jī)翼弦長，采用C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為了驗證網(wǎng)格的無關(guān)性，采用兩套網(wǎng)格:231×6....

圖2不同網(wǎng)格數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)分布圖

圖1機(jī)翼三維圖圖3機(jī)翼網(wǎng)格圖

圖3機(jī)翼網(wǎng)格圖

圖2不同網(wǎng)格數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)分布圖2計算結(jié)果及分析

圖6兩種模型計算的流線圖

圖8給出了MDRκ-ε湍流模型在攻角為α=0°、α=4°、α=8°和α=12°時，計算域內(nèi)的湍流強(qiáng)度分布，湍流強(qiáng)度定義為:分別是流向、法向和展向上的速度周期解的平均;u!為來流速度。從圖8中可以看出，在攻角較小(如0°、4°)時，在機(jī)翼尾跡細(xì)長的帶條區(qū)域外，繞三維機(jī)翼流動的流場其....

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