题目：翼型表面分离流控制的数值模拟研究

环量控制翼型（Circulation Control Airfoil, CCA）是指利用Coanda效应，通过沿其圆形尾缘切向吹气提高翼型环量和升力的流动控制技术翼型。因环量控制翼型升力系数可高达9以上，升阻比可达20，使其成为短距/垂直起降飞机采用的有效增升技术手段。并且，环量控制翼型具有大曲率曲壁射流流动、射流与主流相互作用等复杂流动特点，使其成为校验湍流模型模拟能力的常用算例。准确模拟此类复杂流动不仅对外流环量控制翼型的设计有重要意义，而且对涉及到曲壁射流、射流/主流相互作用等流动机理的其他应用领域，如内流航空发动机的流动控制技术、涡轮冷却技术等，也同样有重要的意义。目前，各种湍流模型都被尝试用来模拟环量控制翼型流动，但由于其尾部区域流线具有大曲率特点，传统涡粘模型往往需加入曲率修正方能得到较理想结果，且其尾缘区域流动具有强烈的各向异性特点和强剪切作用，因此需采用具有各向异性特点，并能准确模拟流线大曲率和强剪切作用的湍流模型。GAO-YONG湍流模式理论保留了湍流脉动量的一阶统计平均信息，很好地反映了湍流的各向异性，因此，本文尝试应用GAO-YONG湍流模式模拟环量控制翼型曲壁射流流动。 本文首先在第一章绪论部分概述了流动控制技术，环量控制翼型的原理和应用前景，以及对环量控制翼型的实验研究和数值模拟研究工作。其次，第二章介绍了GAO-YONG湍流模式的主要思想、理论基础和特点。在第三章介绍了模拟所用的GAO-YONG可压缩控制方程组和数值方法，包括网格生成，离散方法以及边界条件处理等。其中特别介绍了为计算环量控制翼型流动，在尾缘区域改进了考虑离心力影响的壁面压力边界条件，以及采用的吹气射流边界条件等。第四章和第五章为本文的主要研究内容，分别开展了环量控制翼型的低速（Ma=0.1、0.12）和高速（Ma=0.5~0.8）流动模拟工作。在第四章，介绍了运用GAO-YONG湍流模式对两个环量控制翼型NCCR和GACC低速流动的模拟，并与实验数据进行了对比，验证了GAO-YONG湍流模式对低速绕流下CCA流动的模拟能力。对NCCR模拟表明，相比传统涡粘两方程k-ε模型，GAO-YONG湍流模式计算更准确，尤其是在高吹气动量系数下。GAO-YONG湍流模式能较准确地预测升力系数随吹气动量系数的变化曲线，在小吹气动量系数下，升力系数增加速率很大，而随着吹气动量系数进一步增大，升力系数增加的速率逐渐减小，逐步趋于稳定。对具有PIV实验数据的GACC翼型模拟表明，GAO-YONG模式能较准确地模拟尾部流场速度分布、流线偏转和湍流强度分布。在第五章运用GAO-YONG湍流模式研究了环量控制翼型高速流动下的特性。针对Abramson翼型在Ma=0.5~0.8状态进行了模拟，并将模拟的升力系数随吹气动量系数变化规律与实验数据进行了对比，证实GAO-YONG湍流模式能较准确地模拟高马赫数下Cl随 的变化规律，随着马赫数增大，环量控制翼型升力系数整体降低，吹气增升效果不断减弱；在高马赫数下，Cl随 先增加后减小，存在着对应峰值升力系数的吹气动量系数，进一步增大 ，升力系数反而开始减小，发生“压缩性失速”现象；公开文献中称“压缩性失速”的机理目前由于实验数据不足尚未得到合理的解释，而本文根据模拟结果合理解释了“压缩性失速”的机理。另外，考虑到高马赫数下翼型上表面流场出现激波时，会引起激波后分离，通过对GACC翼型在Ma=0.8高速流动模拟，研究了尾缘处、激波后分离点位置单独吹气和两处同时吹气时环量控制翼型的特性，发现两处同时吹气时，环量控制翼型特性更好，升力系数更高，且开始发生“压缩性失速”的对应的吹气动量系数更高。最后在本文的总结与展望中，针对模拟中的一些偏差，提出了可能的原因和改进的方向。