双三角翼分离流动的流态随攻角变化的数值模拟

【摘要】：采用数值求解 NS 方程组的方法,建立了模拟双三角翼流动特性的数值方法。首先通过国外外形给出的双三角翼流动对程序进行了验证,图1是壁面压力分布同文献的计算、实验结果的比较,符合良好。然后对国内某战斗机的双三角翼的流动随攻角的演化规律进行了数值模拟,图2和图3是典型计算结果。在小攻角时采用定常方法对层流流动进行模拟；在大攻角下,采用 SA 一方程湍流模型对涡破裂后的湍流流动进行模拟, 同时采用双时间步推进的方法对涡破裂后的非定常流动进行计算。结果表明：在攻角250 附近出现分离涡破裂,在350攻角附近,涡破裂位置已经推进到连接部,当攻角超过450 后推进到机翼顶点附近。