NACA0012机翼尾涡雷诺应力：S-A与RANS模型对比

本文主要探讨了尾涡流场的雷诺应力数值模拟，由张明华、李坤、王菁、杨思路、薛明晖和刘薇等学者在中国民航大学空中交通管理学院进行的研究。他们利用ANSYS FLUENT软件，针对NACA0012机翼的尾涡流场，分别采用了湍流涡粘模型中的S-A模型、k-ω SST模型以及Realizable k-ε模型进行数值模拟。雷诺应力是流体力学中的重要概念，它反映了流体内部的剪切效应，对于理解翼尖涡等复杂流动现象至关重要。 首先，他们通过Boussinesq估算法来提取雷诺应力，这是一种常用的近似方法，用于估算流体流动中的应力分布。在模拟过程中，作者对比了这三种模型在模拟涡核处的性能。结果显示，Realizable k-ε模型表现出良好的涡核处湍动能和湍涡粘性模拟能力，能够准确捕捉到这些关键物理量的特性。 然而，S-A模型在模拟雷诺正应力方面表现不佳，其结果可能不适用于某些特定条件。相比之下，Realizable k-ε和k-ω SST模型在模拟涡核处的雷诺正应力时，其响应依赖于涡核处湍动能的变化，这意味着它们的准确性在一定程度上受到涡旋活动的影响。 在切应力的模拟上，S-A模型显示出一个值得注意的现象：在涡核附近存在正负波瓣，即切应力的分布并非单一的正值或负值，而是呈现出波动性。然而，Realizable k-ε和k-ω SST模型在涡核区域的切应力值则相对较小且趋于稳定，这表明这两种模型在处理这类复杂流动结构时可能更加精确。 关键词：翼尖涡、数值模拟、湍流模型、涡核、雷诺应力。该研究的结果对于理解飞行器尾部涡流的动态行为，优化空气动力设计，以及提高飞行安全有着重要的理论和实践意义。整个研究被归类为航空工程领域，具体为O357.5（飞行器空气动力学）和V323.12（飞行器导航与控制），并被标记为学术期刊文章，文献编号为1671-654X(2017)06-0065-04，表明这是2017年6月发表的一篇文章，共4页内容。