張恒，李杰，龔志斌

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安710072)

基于IDDES方法的翼型結(jié)冰失速分離流動(dòng)數(shù)值模擬

張恒，李杰*，龔志斌

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安710072)

應(yīng)用基于k－ω SST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法，就失速點(diǎn)附近翼型前緣典型雙角狀積冰導(dǎo)致的復(fù)雜分離流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。通過(guò)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，表明對(duì)于此類分離流動(dòng)問(wèn)題，IDDES方法能夠在壁面附近取得良好的速度預(yù)測(cè)結(jié)果，有效解析分離區(qū)域內(nèi)的中小尺度湍流結(jié)構(gòu)，較為準(zhǔn)確地描述大尺度時(shí)均分離泡的再附位置和形態(tài)特征，適用于翼型結(jié)冰后復(fù)雜流動(dòng)的精細(xì)分析。同時(shí)計(jì)算結(jié)果顯示當(dāng)此帶冰翼型位于失速點(diǎn)附近時(shí)，角狀冰后方脫落剪切層內(nèi)部的旋渦不穩(wěn)定析出和輸運(yùn)過(guò)程促進(jìn)了外部流動(dòng)與回流區(qū)域流動(dòng)間的摻混，將導(dǎo)致流動(dòng)發(fā)生非定常再附現(xiàn)象。

IDDES;結(jié)冰翼型;失速分離;復(fù)雜流動(dòng)

0 引言

翼面結(jié)冰對(duì)飛機(jī)飛行安全會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重影響，較強(qiáng)結(jié)冰條件下形成的角狀或楔狀冰將破壞翼型的前緣形狀，使其繞流特性顯著改變，發(fā)生非定常分離和再附現(xiàn)象，形成時(shí)均流動(dòng)分離泡，導(dǎo)致升力系數(shù)下降和失速迎角提前［1-2］。對(duì)翼型結(jié)冰后流場(chǎng)和氣動(dòng)特性變化情況的精確預(yù)測(cè)依賴于準(zhǔn)確把握與分離現(xiàn)象相關(guān)的流動(dòng)特征。特別對(duì)于結(jié)冰翼型失速點(diǎn)附近的分離流動(dòng)問(wèn)題而言，其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，存在豐富的旋渦相互作用，非定常效應(yīng)占主導(dǎo)地位［3-4］，這對(duì)湍流模擬的精度和可靠性提出了較高的要求。但由于工程領(lǐng)域常用的雷諾平均(RANS)方法對(duì)湍流脈動(dòng)信息采用時(shí)均化處理方式，難以對(duì)此類復(fù)雜分離流動(dòng)的細(xì)節(jié)特征進(jìn)行合理描述，需要應(yīng)用更符合物理事實(shí)、精度更高的湍流數(shù)值模擬方法。

近年來(lái)發(fā)展的DES［5］(Detached Eddy Simulation)類混合方法能夠在一定程度上兼顧分離流動(dòng)的計(jì)算精度和求解效率。其基本思想是利用RANS湍流模型中包含的長(zhǎng)度尺度項(xiàng)構(gòu)造某種混合長(zhǎng)度尺度，以使湍流模型在壁面附近區(qū)域體現(xiàn)RANS方法的性質(zhì)，在使用薄層網(wǎng)格的前提下避免近壁面雷諾應(yīng)力損失，同時(shí)降低對(duì)計(jì)算資源的要求;在以大渦輸運(yùn)為主要特征的遠(yuǎn)離壁面流動(dòng)分離區(qū)域則體現(xiàn)大渦模擬(LES)方法的特點(diǎn)，使當(dāng)?shù)乩字Z應(yīng)力快速降低，對(duì)大尺度湍流結(jié)構(gòu)進(jìn)行解析求解，保證空間湍流運(yùn)動(dòng)模擬的精度。

目前，利用DES類方法對(duì)翼型結(jié)冰后流動(dòng)進(jìn)行分析的相關(guān)研究工作已經(jīng)取得了一定進(jìn)展。Mogili［6］等運(yùn)用DES方法研究了失速點(diǎn)附近結(jié)冰翼型的氣動(dòng)特性，證明對(duì)于此類問(wèn)題DES方法較RANS方法能夠取得更好的氣動(dòng)力預(yù)測(cè)結(jié)果;Thompson［7］等對(duì)不同迎角下的翼型結(jié)冰后流動(dòng)問(wèn)題做了較為系統(tǒng)的DES分析研究，闡述了網(wǎng)格尺度對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果的影響，認(rèn)為在較大迎角下DES方法對(duì)于流動(dòng)分離特性的模擬精確程度尚有所欠缺;Lorenzo［8］等分別采取DES和DDES［9］(Delayed Detached Eddy Simulation)方法對(duì)平尾翼型結(jié)冰失速前后的流場(chǎng)特征進(jìn)行了分析，同樣指出以上數(shù)值方法對(duì)于結(jié)冰后分離流動(dòng)的精確預(yù)測(cè)尚存在一定不足。

針對(duì)DES類方法存在的相關(guān)問(wèn)題，Travin［10］等將DDES方法與LES壁面模型(Wall-Modelling in LES，WMLES)相結(jié)合，提出了IDDES方法。該方法有利于分離區(qū)域內(nèi)中小尺度湍流結(jié)構(gòu)的充分解析，同時(shí)在附著和分離流動(dòng)并存的過(guò)渡區(qū)域能夠取得更為滿意的結(jié)果。已經(jīng)證明該方法對(duì)于干凈翼型失速分離問(wèn)題的分析是適用的［10］，但與結(jié)冰失速分離流動(dòng)相關(guān)的應(yīng)用研究還并不充分。

本文基于IDDES方法就翼型前緣角狀冰導(dǎo)致的失速點(diǎn)附近流動(dòng)分離問(wèn)題進(jìn)行數(shù)值模擬研究，以期檢驗(yàn)數(shù)值方法對(duì)此類分離流動(dòng)的模擬能力，探討翼型結(jié)冰影響流場(chǎng)特征的相關(guān)物理機(jī)制，為DES類方法在結(jié)冰后翼型/機(jī)翼氣動(dòng)力分析中的實(shí)際應(yīng)用提供參考。

1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

針對(duì)一種通用航空公務(wù)機(jī)使用的翼型GLC305開展計(jì)算分析研究，翼型前緣具有結(jié)冰時(shí)間為22.5 min的典型雙角狀積冰［11］。積冰上下角狀結(jié)構(gòu)與翼型表面近似垂直，高度分別約為翼型弦長(zhǎng)c的3%和2%。圖1描述了該角狀積冰的幾何形狀。

Broeren［12］等在NASA Langley低湍流度風(fēng)洞(LTPT)針對(duì)該翼型前緣結(jié)冰后的氣動(dòng)力變化問(wèn)題進(jìn)行了多組試驗(yàn)。本文選取的計(jì)算狀態(tài)來(lái)流馬赫數(shù)Ma =0.12，基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re=1.8×106，來(lái)流迎角α=6°，對(duì)應(yīng)風(fēng)洞試驗(yàn)失速點(diǎn)附近狀態(tài)。

圖1 GLC305翼型前緣雙角狀積冰Fig.1 Horn ice on the leading edge of GLC305 airfoil

對(duì)該帶冰翼型三維幾何模型生成多塊點(diǎn)對(duì)接結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用圖2所示的C-H型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，展向長(zhǎng)度取0.5c。根據(jù)Spalart［13］的觀點(diǎn)，應(yīng)用DES類方法進(jìn)行計(jì)算時(shí)，計(jì)算域可分為歐拉區(qū)域(ER)、大渦模擬區(qū)域(LR)及雷諾平均區(qū)域(RR)三類，需要根據(jù)當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)特征設(shè)置不同的網(wǎng)格尺度，各區(qū)域的詳細(xì)定義見(jiàn)文獻(xiàn)［13］。圖2給出了計(jì)算域分區(qū)及相應(yīng)的網(wǎng)格布置情況。

圖2 計(jì)算域分區(qū)及相應(yīng)的網(wǎng)格布置Fig.2 Com putational region and corresponding grid

為達(dá)到節(jié)省計(jì)算資源的目的，對(duì)ER區(qū)域和LR區(qū)域使用不同周向密度的網(wǎng)格，在區(qū)域交界面處采用面搭接技術(shù)進(jìn)行流場(chǎng)信息傳遞，圖2中的紅色實(shí)線表示網(wǎng)格搭接面位置。搭接面附近的網(wǎng)格布置情況如圖3所示。

圖3 搭接面附近網(wǎng)格空間截面Fig.3 Com putational grid near the patch surface

在翼型上表面LR區(qū)域內(nèi)布置三向同性網(wǎng)格單元，單元尺度取0.5%c。在物面附近RR區(qū)域內(nèi)布置薄層網(wǎng)格單元，首層網(wǎng)格到壁面的法向距離為1× 10-5c，增長(zhǎng)率取1.1，以保證壁面附近y+值不大于1。計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格結(jié)點(diǎn)總數(shù)約為1.6×107。流動(dòng)關(guān)注區(qū)域附近計(jì)算網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 流動(dòng)關(guān)注區(qū)域附近計(jì)算網(wǎng)格Fig.4 Computational grid of the focus region

計(jì)算域遠(yuǎn)場(chǎng)給定無(wú)反射邊界條件，物面采用絕熱、無(wú)滑移和法向零壓力梯度條件，展向設(shè)置周期性邊界條件。

2 數(shù)值模擬方法

2.1 控制方程及其離散

在有限體積法基礎(chǔ)上，對(duì)三維可壓縮非定常N-S方程進(jìn)行求解:

其中Q為守恒變量，F(xiàn)、G、H為三向無(wú)粘通量，F(xiàn)V、GV、HV為三向粘性通量。對(duì)無(wú)粘通量項(xiàng)采用Roe-MUSCL三階迎風(fēng)通量差分分裂格式，粘性通量項(xiàng)采用二階中心差分格式進(jìn)行空間離散;時(shí)間推進(jìn)采用二階隱式近似因子分解方法。

2.2 湍流模擬方法

根據(jù)文獻(xiàn)［10］對(duì)IDDES方法進(jìn)行構(gòu)造，實(shí)現(xiàn)湍流數(shù)值模擬。該方法基于k－ω SST兩方程湍流模型［14］，相對(duì)DDES方法的主要改進(jìn)內(nèi)容包括通過(guò)引入壁面距離和網(wǎng)格間距參數(shù)對(duì)亞格子尺度進(jìn)行重新定義;以及將DDES方法用作一種WMLES構(gòu)造了RANS/LES混合長(zhǎng)度尺度。

2.2.1 亞格子尺度重新定義

LES方法中常將亞格子尺度取為網(wǎng)格單元體積的立方根，而在DES方法中將其取為網(wǎng)格單元三向長(zhǎng)度的最大值。但在以上兩種亞格子尺度定義方式中，對(duì)各向同性和自由剪切等不同性質(zhì)的湍流流動(dòng)，最優(yōu)亞格子應(yīng)力模型常數(shù)需要取不同的值，對(duì)一般情況下的湍流數(shù)值模擬缺乏普遍適用性。針對(duì)該問(wèn)題，文獻(xiàn)［10］中重新定義了一種亞格子尺度:

式(2)中hwn為沿壁面法向當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格單元尺度，Cw為由LES解得到的經(jīng)驗(yàn)常數(shù)，hmax為網(wǎng)格單元三向最大尺度，dw為網(wǎng)格單元與壁面距離。

2.2.2 RANS-LES混合長(zhǎng)度尺度構(gòu)造

基于上述重新定義的亞格子尺度，構(gòu)造一種新的湍流混合長(zhǎng)度尺度。該混合長(zhǎng)度由RANS長(zhǎng)度尺度和LES長(zhǎng)度尺度兩部分構(gòu)成。通過(guò)引入該長(zhǎng)度尺度定義，壁面附近分離區(qū)域的湍流信息能夠得到充分解析，并且能夠解決DES類方法直接應(yīng)用于WMLES時(shí)產(chǎn)生的對(duì)數(shù)不連續(xù)問(wèn)題［15］。

對(duì)于本文使用的SST湍流模型，該混合長(zhǎng)度尺度具備如下形式:

式中l(wèi)RANS為RANS長(zhǎng)度尺度，Δ為式(2)所定義的亞格子尺度，CDES為亞格子應(yīng)力模型常數(shù)。函數(shù)frestore和fhyb的具體形式見(jiàn)文獻(xiàn)［10］。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

非定常計(jì)算設(shè)置無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)Δt*=0.0025，等價(jià)于物理時(shí)間步長(zhǎng)Δt=0.067ms，每時(shí)間步內(nèi)取15步牛頓子迭代。首先基于非定常RANS方法獲得充分發(fā)展的初始流場(chǎng)，在初場(chǎng)基礎(chǔ)上進(jìn)行后續(xù)IDDES計(jì)算至非定常流場(chǎng)基本穩(wěn)定，以有效濾除分離區(qū)域的RANS效應(yīng)。

以下分別從時(shí)均角度和瞬態(tài)角度對(duì)IDDES計(jì)算結(jié)果分別進(jìn)行分析，并與LTPT風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果［12］及相同網(wǎng)格布置下的非定常RANS方法計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較。以對(duì)IDDES方法關(guān)于此類分離流動(dòng)的模擬能力進(jìn)行較為全面的評(píng)估和考核。

3.1 時(shí)均結(jié)果

圖5給出了IDDES方法計(jì)算基本穩(wěn)定階段所得氣動(dòng)力系數(shù)的時(shí)間序列，圖中實(shí)線表示各氣動(dòng)力系數(shù)瞬時(shí)值，虛線表示氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)間平均值。序列的不規(guī)則鋸齒狀分布反映流場(chǎng)中存在強(qiáng)烈的非定常脈動(dòng)現(xiàn)象，表明數(shù)值方法具備對(duì)流場(chǎng)內(nèi)部中小尺度的湍流細(xì)節(jié)變化進(jìn)行捕捉的能力。

圖5 氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)間序列Fig.5 Time history of aerodynam ic force coefficients

表1將計(jì)算所得的時(shí)均宏觀氣動(dòng)力與試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比。由表1可知IDDES方法較RANS方法在升力量值預(yù)測(cè)上有一定提升，表明IDDES方法能夠更為準(zhǔn)確地反映翼型表面的壓力分布特征。阻力量值預(yù)測(cè)結(jié)果精度則與RANS方法相當(dāng)。

表1 宏觀氣動(dòng)力時(shí)均計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 1 Comparison of time-averaged aerodynam ic force

圖6給出了計(jì)算所得時(shí)均流場(chǎng)壓力分布與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況。由圖6可知RANS方法無(wú)法反映因大尺度時(shí)均分離泡存在而形成的壓力平臺(tái)。IDDES方法計(jì)算所得壓力平臺(tái)長(zhǎng)度能夠與試驗(yàn)值良好吻合;但壓力恢復(fù)過(guò)程相對(duì)試驗(yàn)結(jié)果則略為陡峭，該特點(diǎn)在Alam［16］等的DDES方法計(jì)算結(jié)果中也有所體現(xiàn)。在翼型下表面的局部分離區(qū)域內(nèi)，兩種方法同試驗(yàn)結(jié)果的吻合程度均較為良好，顯示了IDDES方法對(duì)近壁面弱分離流動(dòng)計(jì)算的可靠性。不過(guò)IDDES方法在翼型后緣的壓力分布計(jì)算結(jié)果較試驗(yàn)值有所偏移，Thompson［7］等利用DES方法也得到了相似的壓力分布情況，這與翼型干凈無(wú)冰情況下的試驗(yàn)結(jié)果比較接近。

圖6 時(shí)均流場(chǎng)壓力分布對(duì)比Fig.6 Com parison of tim e-averaged pressure distribution

圖7展示了時(shí)均流場(chǎng)速度分布對(duì)比情況，其中分離泡平均外廓和流動(dòng)平均再附位置由0速度等值線描述。PIV試驗(yàn)測(cè)量得到的再附線位置約為53%c附近。由圖可知，RANS計(jì)算所得分離泡形狀和體積與試驗(yàn)結(jié)果存在較大差異，流動(dòng)直到翼型后緣附近才發(fā)生再附。與之相較，IDDES計(jì)算所得流動(dòng)再附位置約為50%c處，與試驗(yàn)結(jié)果大體相同;分離泡形狀與試驗(yàn)結(jié)果較為相似，體積與之相當(dāng)。不過(guò)在10%c附近，計(jì)算所得回流區(qū)域的強(qiáng)度與試驗(yàn)結(jié)果仍存在一定差距。

圖7 時(shí)均流場(chǎng)U向速度分布對(duì)比Fig.7 Comparison of time-averaged U velocity contours

圖8以流線形式直觀給出了不同數(shù)值方法計(jì)算所得的時(shí)均分離泡，并指示了分離泡的時(shí)均再附位置?？梢?jiàn)IDDES方法有效描述了分離泡的幾何形狀和再附形態(tài)。

圖9對(duì)比了翼型上表面附近不同位置的時(shí)均速度型計(jì)算結(jié)果。圖9(a)給出的速度型位于分離泡起始產(chǎn)生區(qū)域，描述了壁面附近的強(qiáng)回流趨勢(shì);IDDES方法略為保守地估計(jì)了流動(dòng)速度沿法向的變化，這與Alam［16］等利用動(dòng)態(tài)RANS/LES混合方法和DDES方法給出的計(jì)算結(jié)果較為相似。圖9(b)反映了翼型中部再附區(qū)域(0.4＜x/c＜0.6)的速度分布;IDDES計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合良好，顯示了精確預(yù)測(cè)流動(dòng)再附位置的能力。圖9(c)和圖9(d)體現(xiàn)了再附區(qū)域下游充分發(fā)展的附著流動(dòng)速度分布，IDDES方法預(yù)測(cè)結(jié)果趨勢(shì)與試驗(yàn)值相一致;但在壁面附近過(guò)于樂(lè)觀地估計(jì)了流動(dòng)速度的恢復(fù)情況?？傮w而言IDDES方法能夠在壁面附近區(qū)域較RANS方法提供更為良好的速度分布預(yù)測(cè)結(jié)果，這與圖7提供的宏觀速度分布結(jié)果相吻合。

圖8 計(jì)算所得時(shí)均分離泡形狀對(duì)比Fig.8 Comparison of time-averaged separation bubble

圖9 時(shí)均流場(chǎng)近壁面不同位置速度型對(duì)比Fig.9 Comparison of time-averaged velocity profiles at different stations near the wall

3.2 瞬態(tài)結(jié)果

圖10給出了計(jì)算所得瞬態(tài)流場(chǎng)展向渦量分布情況。RANS計(jì)算結(jié)果中角狀冰后方的脫落剪切層一直延伸到翼型中部位置，并未顯示析出旋渦的趨勢(shì)，這與真實(shí)流動(dòng)現(xiàn)象是不相符的，表明分離區(qū)域湍流渦粘系數(shù)過(guò)高。而IDDES計(jì)算結(jié)果中剪切層失穩(wěn)破碎的起始位置靠近翼型前緣，能夠體現(xiàn)外部流動(dòng)與回流區(qū)域切向速度差導(dǎo)致的強(qiáng)烈剪切效應(yīng)。表明在該算例當(dāng)中IDDES方法能夠有效和快速地降低壁面附近分離區(qū)域的渦粘系數(shù)水平，減少其對(duì)流場(chǎng)細(xì)節(jié)求解的影響。注意剪切層失穩(wěn)大約起始于25%弦長(zhǎng)左右，與試驗(yàn)結(jié)果中的壓力恢復(fù)起始位置相當(dāng)，表明壓力恢復(fù)的直接原因是角狀冰后方脫落剪切層的破碎和旋渦析出過(guò)程。

此外，IDDES方法在分離區(qū)域能夠獲得比較豐富的旋渦結(jié)構(gòu)。表明計(jì)算網(wǎng)格的單元尺度基本能夠滿足LR區(qū)域精細(xì)解析湍流結(jié)構(gòu)的要求。由圖10可知，旋渦向壁面的輸運(yùn)促進(jìn)了外部流動(dòng)與回流區(qū)域流動(dòng)的摻混，使得流動(dòng)在翼型表面發(fā)生再附。由于旋渦的析出和輸運(yùn)過(guò)程具備相當(dāng)程度的隨機(jī)性，使得再附位置并不穩(wěn)定于翼型表面，而是在一定范圍內(nèi)振蕩，形成再附區(qū)域，令分離泡的體積和形狀都隨時(shí)間發(fā)生變化。這種再附位置的低頻變化是導(dǎo)致文獻(xiàn)［3］中提到的結(jié)冰翼型氣動(dòng)力特別是升力波動(dòng)的主要原因。

圖10 瞬態(tài)流場(chǎng)展向渦量分布對(duì)比Fig.10 Comparison of instantaneous spanw ise vortices distribution

圖11給出了不同時(shí)刻計(jì)算所得瞬態(tài)Q等值面分布，Q準(zhǔn)則由Hunt［17］等提出，用于表示流場(chǎng)中旋渦旋轉(zhuǎn)量和拉伸量間的關(guān)系。由圖11可知，IDDES方法在關(guān)注區(qū)域內(nèi)不僅能夠獲得流場(chǎng)中主要的三維大尺度湍流結(jié)構(gòu)，也能夠捕捉到更加細(xì)微的中小尺度結(jié)構(gòu)，精確描述了剪切層沿弦向逐步失穩(wěn)破碎，內(nèi)部旋渦脫落滾轉(zhuǎn)進(jìn)入下游的過(guò)程;并且處于網(wǎng)格加密區(qū)域內(nèi)的流動(dòng)尾跡仍大體能夠被較為完整地加以解析。由圖中同樣能夠觀察到分離泡的形狀及再附位置隨時(shí)間的變化情況。

圖11 不同時(shí)刻IDDES計(jì)算所得瞬態(tài)Q等值面分布(Q=0.1)Fig.11 Instantaneous Q criterion of IDDES in different times(Q=0.1)

4 結(jié)論

在IDDES方法的基礎(chǔ)上針對(duì)GLC305翼型失速點(diǎn)附近前緣角狀冰誘導(dǎo)產(chǎn)生的分離流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，并與NASA LTPT風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。數(shù)值模擬結(jié)果表明:

1)IDDES方法適用于前緣角狀冰導(dǎo)致的翼型失速分離問(wèn)題的精細(xì)數(shù)值模擬，較之非定常RANS方法可更好地描述分離流動(dòng)的物理特征。能夠在壁面附近取得良好的速度預(yù)測(cè)結(jié)果，有效解析分離區(qū)域內(nèi)的中小尺度旋渦結(jié)構(gòu)，較為準(zhǔn)確地反映大尺度時(shí)均分離泡的再附位置和形態(tài)特點(diǎn)。

2)對(duì)于失速點(diǎn)附近翼型結(jié)角狀冰引起的流動(dòng)分離問(wèn)題而言，由于脫落剪切層內(nèi)部的不穩(wěn)定旋渦析出和輸運(yùn)過(guò)程促進(jìn)了外部流動(dòng)與回流區(qū)域流動(dòng)的摻混，將會(huì)導(dǎo)致流動(dòng)發(fā)生非定常再附現(xiàn)象。

［1］Gurbacki H M，Bragg M B.Unsteady flowfield about an iced airfoil［R］.AIAA 2004-0562.

［2］Broeren A P，Bragg M B，Addy H E，et al.Effect of high-fidelity ice accretion simulations on the performance of a full-scale airfoil model［R］.AIAA 2008-434.

［3］Ansell P J，Bragg M B.Measurement of unsteady flow reattachment on an airfoil with a leading-edge horn-ice shape［R］.AIAA 2012-2797.

［4］Ansell P J，Bragg M B.Characterization of ice-induced low-frequency flowfield oscillations and their effect on airfoil performance［R］.AIAA 2013-2673.

［5］Spalart P R，Jou W H，Strelets M，et al.Comments on the feasibility of LES for wings and on a hybrid RANS/LES approach［M］.Los Angles:Greyden Press，1997.

［6］Mogili P，Thompson D S，Choo Y，et al.RANS and DES computations for a wing with ice accretion［R］.AIAA 2005-1372.

［7］Thompson D S，Mogili P.Detached-eddy simulations of separated flow around wings with ice accretions:year one report［R］.NASA CR-2004-213379.

［8］Lorenzo A，Valero E，De-Pablo V.DES/DDES post-stall study with iced airfoil［R］.AIAA 2011-1103.

［9］Spalart P R，Deck S，Shur M，et al.A new version of detachededdy simulation，resistant to ambiguous grid densities［J］.Theoretical and Computational Fluid Dynamics，2006，20(3):181-195.

［10］Travin A K，Shur M L，Spalart P R，et al.Improvement of delayed detached-eddy simulation for LES with wall modeling［C］// European Conference on Computational Fluid Dynamics.The Netherlands:TU Delft，2006.

［11］Addy H E.Ice accretions and icing effects for modern airfoils［R］.NASA TP-2000-210031.

［12］Broeren A P，Bragg M B，Addy H E.Flowfield measurements about an airfoil with leading-edge ice shapes［J］.Journal of Aircraft，2006，43(4):1226-1234.

［13］Spalart P R.Young-person’s guide to detached-eddy simulation grids［R］.NASA CR-2001-211032.

［14］Menter F R.Two-equation eddy viscosity turbulence models for engineering applications［J］.AIAA Journal，1994，32(8):1598-1605.

［15］Nikitin N V，Nicoud F，Wasistho B，et al.An approach to wall modeling in large-eddy simulations［J］.Physic of Fluids，2005，12 (7):1629-1632.

［16］Alam M F，Thompson D S，Walters D K.Hybrid Reynolds-averaged Navier-Stokes/large-eddy simulation models for flow around an iced wing［J］.Journal of Aircraft，2015，51(1):244-256.

［17］Hunt J，Wray A，Moin P.Proceedings of the 1988 summer program［R］.Stanford:Center for Turbulence Research，1988.

Numerical simulation of the stall separated flow around an iced airfoil based on IDDES

Zhang Heng，Li Jie*，Gong Zhibin
(School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an710072，China)

The accurate prediction of complex flow phenomena leading by ice accreting of airfoils demands the improvement of turbulent flow prediction methods.The improved delayed detached eddy simulation(IDDES)based on the SST turbulent model is applied in the study of numerical simulation about complex stall separation flow cased by a typical dual horn ice on the leading edge.Comparing with the experimental measurements，numerical simulation results show that IDDES can achieve good prediction results near the wall，effectively resolve middle and small scale vortex structures in the flow separation area and more accurately describe the reattachment position and shape characteristics of the large scale time-averaged separation bubble for such separation flow problem.It is demonstrated that the method is suitable for the analysis of the complex flow after the airfoil icing.At the same time，the calculation results show that when the iced airfoil is near the stall point，the unstable vortex separation and transport process of the shear layer behind the horn ice promote the mixing between the external and reversing flow regions.This effect leads the unsteady reattachment phenomenon of separated flow.

IDDES;iced airfoil;stall separation;complex flow

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0223

0258-1825(2016)03-0283-06

2015-12-21;

2015-12-28

國(guó)家自然科學(xué)基金(11172240);國(guó)家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(2015CB755800);航空科學(xué)基金(2014ZA53002)

張恒(1992-)，男，博士研究生，研究方向:計(jì)算流體力學(xué).E-mail:qwedc0919@163.com

李杰*(1969-)，男，教授，博士生導(dǎo)師.E-mail:lijieruihao@163.com

張恒，李杰，龔志斌.基于IDDES方法的翼型結(jié)冰失速分離流動(dòng)數(shù)值模擬［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):283-288.

10.7638/kqdlxxb-2015.0223 Zhang H，Li J，Gong Z B.Numerical simulation of the stall separated flow around an iced airfoil based on IDDES［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):283-288.