naca4415翼型在高雷诺数湍流流场下的数值模拟(附件)【字数：13854】
摘 要摘 要高雷诺数湍流流动广泛的存在于生活的各个角落，一直以来人们对高雷诺数湍流流场的分析也从未停止过。由于高雷诺湍流流场的复杂性，当翼型处于这种流场时气动特性会发生明显的变化，因此本文对NACA4415翼型处于高雷诺数湍流流场时进行了数值模拟，该研究不仅具有一定的理论价值，还具有一定的实用价值。在本文中采用了雷诺平均（RANS）的数值模拟方法，选取了Spalart—Allmaras模式，并用有限体积法对N-S方程进行离散，运用结构化网格技术划分网格，对NACA4415翼型在高雷诺数湍流流场进行了数值模拟。得出在一定的雷诺数下，翼型的升力随着攻角的增大而增大，当大于一定角度时会陡然减小；翼型的阻力系数随着攻角的增大一直增大；当攻角大于一定角度时，翼型的尾部会产生涡流。关键词湍流；高雷诺数；翼型；涡流
目 录
第一章 绪论 1
1.1 概述 1
1.2 国内外研究现状 1
1.2.1 翼型的研究 1
1.2.2 高雷诺数条件下的翼型研究 3
第二章 理论基础 5
2.1 概述 5
2.2 数值计算的发展历程 5
2.3 数值计算的研究方法 7
2.4 计算机模拟方法 8
2.5 计算流体力学的基本原理和特点 8
第三章 NACA4415翼型在高雷诺数湍流流场下的数值模拟 10
3.1 翼型介绍 10
3.2 网格划分 11
3.2.1 结构化网格技术 11
3.2.2 NACA4415翼型的网格处理 11
3.3 流场计算条件 12
3.3.1 边界条件 12
3.3.2 湍流模型 13
3.4 对控制方程的求解 15
3.5 计算结果及分析 15
3.5.1 升力 15
3.5.2 阻力 17
3.5.3 边界层随着攻角及雷诺数的变化 20
总 结 25
致 谢 26 *好棒文|www.hbsrm.com +Q: #351916072#
参考文献 27
第一章 绪 论
1.1 概述
翼型的高雷诺数湍流流动在工程实际中十分的常见，例如航空、发电，及城市规划领域等等。由于翼型在该状态下的气动特性会有显著的变化，因此对翼型在高雷诺数湍流流场下的数值模拟具有重大的理论和实际意义。
在空气动力学中，翼型通常被解释为二维翼型，即无限翼型方式下的翼的外形。飞机的机翼的平面、导弹的翼面、尾翼的平面，以及相应的旋翼的桨叶与螺旋桨的叶片和对称平面平行或垂直于前缘(或1 / 4线弦段形式，也称为机翼)的表面或剖面。翼型的中心线或中间圆弧是连接前、后边缘的曲线，上下表面垂直于曲线与中线法线的距离应相等。上下表面之间的最大距离称为翼型的最大厚度，称为厚度。连接机翼前后边缘的直线称为翼弦。这条直线的长度称为弦长。如果该线是一条直线，那么翼型是对称的，中线和弦重合；如果该线不是一条直线，那么翼型是不对称的，称为一个弧形翼型。在弦上找一点它到中线的垂直距离是最大的话，该直线距离命名为最大弯度。
湍流是流体的一种流动状态，当流速较小时流动状态为层流，这时的流体分层流动互不混合，当流速变快时流线出现波动，这时流体处于过渡区，流速继续增大时，流场中会出现旋涡，这时流体处于湍流。研究湍流问题的实质就是求湍流基本方程的数值解。在计算机发展起来之前，求解湍流方程采用的积分方法和常微分方法，而在高速计算机发展起来之后，偏微分方程的方法得到广泛应用。
雷诺数是一种可以表征流体流动的无量纲数，其物理意义是粘滞力和惯性力的比值。高雷诺数的流动例如飞机近地面的飞行，这时流场有一个明显的特点，粘性力的影响只存在于近壁面和机翼后面的尾流。在高雷诺数流动时，粘滞力相比于惯性力而言非常的小，这时机翼所受的阻力大体正比于速度的平方。
目前，对机翼的研究主要有实验手段和数值模拟方法，本文则采用数值模拟的方法对NACA4415翼型的高雷诺数湍流流场进行了数值模拟。
1.2 国内外研究现状
1.2.1 翼型的研究
翼型有着广泛的应用，而翼型气动性能对整体性能有着绝对的影响，因此国内国外对翼型的研究非常之多。目前人们对于翼型的研究主要从两个方面进行，一个是比较传统的，那就是进行实验研究；还有一种是数值模拟方法。
翼型的实验研究：
Hebbark 通过热线风速仪，仔细的用实验测量了以下内容，首先，在低速情况下对飞机机翼在“零度攻角”互相对称这种情况下的飞机的机翼的“翼型尾流”的整体的流动状况[1]进行细致的探究。其次，还有一部分通过借助 PIV相关的研究手段，对飞机的机翼的翼型的“自然尾流”在“近尾迹”的地方的气流的整体的流动情况进行了研究[2]。而王光华学者与刘宝杰学者，这两位学者与一些研究人员一起，借助于PIV 的相关科学研究技术对飞机机翼的翼型的“自然尾流”在“近尾迹”的地方的气流的整体的流动情况以及相应的动力学机制进行了详细的分析与探究[3,4]。而在中国船舶研究中心工作的张军学者，借助于PIV 的相关科学研究技术中的流态显示的相关的技术，对飞机的机翼的翼型的尾流问题进行了分析，并且其在进行关于“大攻角形式的翼型的绕流”的相关的实验研究时，通过多次曝光流体流动状态，从而得到了多种流动信息[5]。
然而，这一技术存在着很大的缺点，人们并不能借助它来观察到流场内瞬态流动信息，还有一点，这一技术并不能使整个流场被覆盖。另外这一技术也存在着明显的缺陷：窗口大小有限、效应速度慢等。而且，虽然用实验方法对机翼绕流的研究取得了不错的成绩，但是在此基础上，人们一般要花费大量的时间来完成实验，而且一般不可能就做一次实验就能得出具有普遍规律的结论，因此不仅仅是时间上的缺陷，人们还得花费大量的资本来完成实验。另外，更有一些实验在现有的条件下根本无法完成，人们在实验中达不到实验条件，从而更谈不上进行实验研究了。如当飞机在很高的速度进行飞行时，人们想要在风洞中模拟这种条件，难度很大。因此，通过实验对机翼绕流问题进行研究，在一些特殊情况下有着很大的局限性。为了使这一难题得到解决，数值模拟这一与计算机联系起来的方法被人们所提出。相比于实验研究，人们不仅能够从中得到整个流场的流动状态图，并且它的高分辨率更是受到人们的认可。
目 录
第一章 绪论 1
1.1 概述 1
1.2 国内外研究现状 1
1.2.1 翼型的研究 1
1.2.2 高雷诺数条件下的翼型研究 3
第二章 理论基础 5
2.1 概述 5
2.2 数值计算的发展历程 5
2.3 数值计算的研究方法 7
2.4 计算机模拟方法 8
2.5 计算流体力学的基本原理和特点 8
第三章 NACA4415翼型在高雷诺数湍流流场下的数值模拟 10
3.1 翼型介绍 10
3.2 网格划分 11
3.2.1 结构化网格技术 11
3.2.2 NACA4415翼型的网格处理 11
3.3 流场计算条件 12
3.3.1 边界条件 12
3.3.2 湍流模型 13
3.4 对控制方程的求解 15
3.5 计算结果及分析 15
3.5.1 升力 15
3.5.2 阻力 17
3.5.3 边界层随着攻角及雷诺数的变化 20
总 结 25
致 谢 26 *好棒文|www.hbsrm.com +Q: #351916072#
参考文献 27
第一章 绪 论
1.1 概述
翼型的高雷诺数湍流流动在工程实际中十分的常见，例如航空、发电，及城市规划领域等等。由于翼型在该状态下的气动特性会有显著的变化，因此对翼型在高雷诺数湍流流场下的数值模拟具有重大的理论和实际意义。
在空气动力学中，翼型通常被解释为二维翼型，即无限翼型方式下的翼的外形。飞机的机翼的平面、导弹的翼面、尾翼的平面，以及相应的旋翼的桨叶与螺旋桨的叶片和对称平面平行或垂直于前缘(或1 / 4线弦段形式，也称为机翼)的表面或剖面。翼型的中心线或中间圆弧是连接前、后边缘的曲线，上下表面垂直于曲线与中线法线的距离应相等。上下表面之间的最大距离称为翼型的最大厚度，称为厚度。连接机翼前后边缘的直线称为翼弦。这条直线的长度称为弦长。如果该线是一条直线，那么翼型是对称的，中线和弦重合；如果该线不是一条直线，那么翼型是不对称的，称为一个弧形翼型。在弦上找一点它到中线的垂直距离是最大的话，该直线距离命名为最大弯度。
湍流是流体的一种流动状态，当流速较小时流动状态为层流，这时的流体分层流动互不混合，当流速变快时流线出现波动，这时流体处于过渡区，流速继续增大时，流场中会出现旋涡，这时流体处于湍流。研究湍流问题的实质就是求湍流基本方程的数值解。在计算机发展起来之前，求解湍流方程采用的积分方法和常微分方法，而在高速计算机发展起来之后，偏微分方程的方法得到广泛应用。
雷诺数是一种可以表征流体流动的无量纲数，其物理意义是粘滞力和惯性力的比值。高雷诺数的流动例如飞机近地面的飞行，这时流场有一个明显的特点，粘性力的影响只存在于近壁面和机翼后面的尾流。在高雷诺数流动时，粘滞力相比于惯性力而言非常的小，这时机翼所受的阻力大体正比于速度的平方。
目前，对机翼的研究主要有实验手段和数值模拟方法，本文则采用数值模拟的方法对NACA4415翼型的高雷诺数湍流流场进行了数值模拟。
1.2 国内外研究现状
1.2.1 翼型的研究
翼型有着广泛的应用，而翼型气动性能对整体性能有着绝对的影响，因此国内国外对翼型的研究非常之多。目前人们对于翼型的研究主要从两个方面进行，一个是比较传统的，那就是进行实验研究；还有一种是数值模拟方法。
翼型的实验研究：
Hebbark 通过热线风速仪，仔细的用实验测量了以下内容，首先，在低速情况下对飞机机翼在“零度攻角”互相对称这种情况下的飞机的机翼的“翼型尾流”的整体的流动状况[1]进行细致的探究。其次，还有一部分通过借助 PIV相关的研究手段，对飞机的机翼的翼型的“自然尾流”在“近尾迹”的地方的气流的整体的流动情况进行了研究[2]。而王光华学者与刘宝杰学者，这两位学者与一些研究人员一起，借助于PIV 的相关科学研究技术对飞机机翼的翼型的“自然尾流”在“近尾迹”的地方的气流的整体的流动情况以及相应的动力学机制进行了详细的分析与探究[3,4]。而在中国船舶研究中心工作的张军学者，借助于PIV 的相关科学研究技术中的流态显示的相关的技术，对飞机的机翼的翼型的尾流问题进行了分析，并且其在进行关于“大攻角形式的翼型的绕流”的相关的实验研究时，通过多次曝光流体流动状态，从而得到了多种流动信息[5]。
然而，这一技术存在着很大的缺点，人们并不能借助它来观察到流场内瞬态流动信息，还有一点，这一技术并不能使整个流场被覆盖。另外这一技术也存在着明显的缺陷：窗口大小有限、效应速度慢等。而且，虽然用实验方法对机翼绕流的研究取得了不错的成绩，但是在此基础上，人们一般要花费大量的时间来完成实验，而且一般不可能就做一次实验就能得出具有普遍规律的结论，因此不仅仅是时间上的缺陷，人们还得花费大量的资本来完成实验。另外，更有一些实验在现有的条件下根本无法完成，人们在实验中达不到实验条件，从而更谈不上进行实验研究了。如当飞机在很高的速度进行飞行时，人们想要在风洞中模拟这种条件，难度很大。因此，通过实验对机翼绕流问题进行研究，在一些特殊情况下有着很大的局限性。为了使这一难题得到解决，数值模拟这一与计算机联系起来的方法被人们所提出。相比于实验研究，人们不仅能够从中得到整个流场的流动状态图，并且它的高分辨率更是受到人们的认可。
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