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Numerical study of separation on the trailing edge of a symmetrical airfoil at a low Reynolds number 总被引:1,自引:1,他引:1
This study focuses on the trailing-edge separation of a symmetrical airfoil at a low Rey-nolds number. Finite volume method is adopted to solve the unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equation. Flow of the symmetrical airfoil SD8020 at a low Reynolds number has been simulated. Laminar separation bubble in the flow field of the airfoil is observed and process of unsteady bubble burst and vortex shedding from airfoil surfaces is investigated. The time-dependent lift coefficient is characteristic of periodic fluctuations and the lift curve varies nonlinearly with the attack of angle. Laminar separation occurs on both surfaces of airfoil at small angles of attack. With the increase of angle of attack, laminar separation occurs and then reattaches near the trailing edge on the upper surface of airfoil, which forms laminar separation bubble. When the attack of angle reaches certain value, the laminar separation bubble is unstable and produces two kinds of large scale vortex, i.e. primary vortex and secondary vortex. The periodic processes that include secondary vortex production, motion of secondary vortex and vortex shedding cause fluctuation of the lift coefficient. The periodic time varies with attack of angle. The secondary vortex is relatively stronger than the primary vortex, which means its influence is relatively stronger than the primary vortex. 相似文献
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针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法(DDES),来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200~300 Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。 相似文献
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为拓宽大弯角扩压叶栅可用攻角范围,优化叶片吸力面流动分离结构,本文以一大弯角叶栅为研究对象,对叶片采用压力面到吸力面打通的双“C”型槽道结构处理,在保持槽道长度及其他参数不变的条件下,设置85%、80%、75%、70%轴向弦长四个出口位置研究槽道出口位置对叶栅性能的影响。研究发现,特定攻角下,槽道出口位于吸力面角区分离线起始点之后、尾缘分离线之前,对吸力面流动分离的控制效果较佳;在全攻角范围,槽道出口则取在0o攻角对应较佳出口位置为好。为减小槽道内总压损失,本文提出了一种“SC”型槽道改进结构,在80%轴向弦长槽道出口位置处与双“C”型槽道以及原型叶栅进行对比。结果表明,“SC”型槽道结构相比于双“C”型槽道结构,叶栅尾迹损失及槽道内总压损失减少,槽道出口射流速度提高,叶片尾缘处静压升高;相比于原型叶栅则能有效降低其在全攻角范围内的总压损失,基本消除叶片吸力面附面层分离,削弱角区分离,提高叶栅的扩压能力。 相似文献
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根据某型导弹级间分离的要求,建立了级间热分离模型,研究了不同条件下固体导弹级间热分离特性,并用MATLAB软件进行模拟运算,给出了固体导弹级间热分离的主要影响因素,为导弹总体优化设计提供了有力的支持。 相似文献
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