《Computers & Fluids》：Transient development of a laminar separation bubble on a rotating airfoil
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大涡模拟研究NACA0012机翼在雷诺数5×10^4、马赫数0.2下攻角从5°增至8°时层流分离泡的动态演化，揭示声流耦合激发剪切层扰动，二维与三维扰动时空演变导致升力系数显著波动。
Dilip Parmar | Arjun Sharma
应用力学系，印度德里理工学院，新德里，110016，印度
摘要
在雷诺数5×10^4和马赫数0.2的条件下，对NACA0012翼型周围的流动进行了大涡模拟，以研究随着入射角从5度增加到8度时层流分离泡的演变过程。通过瞬态数据分析和流动可视化，确定了声学时间尺度和对流时间尺度上分离泡在翼型表面的位置和大小。研究指出，流-声耦合作用导致前缘区域局部分离剪切层中流动扰动的初始激发。随后，研究了分离剪切层中二维和三维扰动的时空生长情况。由于剪切层的脱离及其卷入准二维涡旋并通过对流经过翼型表面，观察到力系数的显著波动。
引言
在逆压梯度的影响下，翼型表面会形成层流分离泡，这种分离泡会迅速转变为湍流边界层并重新附着。在雷诺数较低（3×10^4至5×10^5）的流动中，分离泡是一个显著特征，这也是小型飞行器通常运行的范围[1]。分离泡的存在会显著影响翼型的空气动力特性[2]。因此，在低雷诺数翼型设计中，准确预测和控制分离泡的特性非常重要。
分离泡的存在会对空气动力系数产生不利影响，并降低升阻比。分离泡的形成还会根据翼型几何形状和流动条件影响翼型的失速特性。通常，在表面压力分布图中，出现一个压力几乎恒定的区域，随后压力迅速恢复，这表明存在层流分离泡。同样，在重新附着点附近，摩擦系数分布图会出现峰值，因为分离的剪切层正在发生转变并重新附着为湍流边界层。根据它们对表面压力的影响，分离泡被分为长泡和短泡[3]。长泡会导致与无粘压力分布的显著偏差，吸力峰值大幅下降；而短泡则导致与无粘压力分布的偏差较小，且吸力峰值会随着入射角的增加而继续增加。当翼型发生前缘失速时，由于前缘形成的短泡突然破裂（在超过某个临界入射角后），升力系数会急剧下降。在薄翼型中，短泡的破裂可能导致分离剪切层在翼型后部重新附着，从而形成长泡。长泡和短泡之间的其他区别还包括分离点处泡体尺寸与边界层位移厚度的比例；短泡的比例通常为10^2，而长泡的比例大约大两个数量级[4]。
本研究关注NACA0012翼型上层流分离泡的发展过程。之前的多项研究[5],[6],[7],[8],[9],[10]主要探讨了在逆压梯度作用下平板边界层中的层流分离泡的不稳定性机制。虽然分离剪切层转变的初始步骤涉及二维Kelvin-Helmholtz不稳定性，但三维次级不稳定性的发生对初始扰动的幅度、相位和形式非常敏感。Rist和Maucher[5]发现，分离泡中的转变过程取决于上游引入的扰动类型。当引入二维扰动时，分离泡会释放出二维涡旋，其随后的三维破裂类似于混合层中的过程；当引入三维扰动时，流动会迅速转变为湍流，而不会形成二维涡旋。Watmuff[11]以及Diwan和Ramesh[12]研究了通过层流泡的波动包型扰动，旨在实现流动分离控制。Marxen和Rist[8]指出了当上游引入的扰动放大到较大幅度时平均流动变形的作用。分离区域大小的减小归因于压力分布的变化以及分离剪切层中小扰动的增长减缓。Yang和Abdalla[10]报告了在平板上进行的大涡模拟，其中扰动自然地在前缘处引入。他们发现，在过渡性分离泡中，三维次级不稳定性主要是由涡核的展向变形引起的椭圆形不稳定性；他们的模拟中未观察到涡旋配对和编织不稳定性。
Jones等人[13]使用二维和三维直接数值模拟，详细描述了雷诺数为5×10^4、入射角为5°时NACA0012翼型上层流分离泡的转变机制。他们的研究表明，从分离剪切层释放出的二维涡旋存在三维绝对不稳定性，这种短波长不稳定性发生在涡旋的编织区域，并支持湍流的自我维持生长。还发现了一种由于涡核展向变形引起的次级椭圆形不稳定性，其波长约为几个涡旋直径。Jones等人[14]和Jones与Sandberg[15]在雷诺数5×10^4和10^5的条件下详细研究了NACA0012翼型后方的涡旋脱落过程。这些研究强调了起源于翼型后缘并向上游传播的声波在产生前缘边界层不稳定性方面的作用。声波生成的不稳定性或声学反馈循环在二维涡旋脱落的频率选择中起着核心作用。
泡体破裂现象表现为随着入射角的略微增加，升力系数急剧下降。泡体破裂是动态失速发生的一个促成因素[16]。Almutairi等人[17]使用大涡模拟在雷诺数5×10^4的情况下发现，在失速角附近存在低频间歇性泡体破裂。他们发现，在入射角达到8.9°之前泡体不破裂，而在超过10°时则完全失速。对于9.25°的中间入射角，他们展示了存在泡体和完全失速之间的流动状态瞬态切换。Alferez等人[18]在雷诺数10^5的情况下，研究了入射角从10.55°增加到10.8°时的泡体破裂现象。Alferez等人的研究与前述关于静态翼型的工作不同，因为他们考虑了翼型的旋转或时间依赖的入射角。他们强调，泡体破裂过程受到翼型表面发展的分离剪切层稳定性变化的影响。他们得出结论，两个入射角之间的瞬态状态对模拟开始前的初始流动状态非常敏感。然而，他们的研究主要集中在翼型运动完成后的瞬态状态，未完全考虑翼体运动的动态效应。
本研究关注由于入射角变化在不同时间尺度上产生的动态效应。尽管最终的入射角低于泡体破裂的临界值，但我们的研究发现，空气动力力的大幅波动可能取决于运动历史。在初始入射角和最终入射角之间，详细描述了涉及层流分离泡变化的中间过渡流动状态。特别关注的是对入射角瞬态变化响应而产生的初始扰动及其在翼型前缘附近分离流区域中的时空生长。本研究提供了一个更现实的场景，可以直接将过渡流动特征与工程感兴趣的量联系起来。第2节描述了所研究的流动问题及解决方法。第3节展示了结果，第4节给出了结论。
部分摘录
问题描述
流动问题在图1的示意图中描述，该示意图基于附着在旋转翼型上的参考框架。来流的自由流速度U_0是恒定的，并且相对于NACA0012翼型的弦长具有时变入射角α(t)[19]。由于后缘的圆角处理，翼型的弦长L减少了大约2%。局部坐标轴分别为ξ_1和ξ_2，分别指向翼型表面的切向和法向。
结果
模拟结果分为两部分进行描述。第3.1节重点讨论了翼型运动过程中发生的流动变化。这种流动响应发生在声学时间尺度上，并且在翼型旋转时存在小的时间延迟。第3.2节描述了达到最终入射角8°后观察到的对流时间尺度上的瞬态流动特性。
在不同τ值下的模拟中观察到的流动发展过程
结论
在雷诺数5×10^4和马赫数0.2的条件下，对NACA0012翼型周围的流动进行了大涡模拟，以研究随着入射角的增加而发生的瞬态流动状态。入射角是时间的函数，在不同时间尺度上从5°增加到8°。随着入射角从5°变化到8°，翼型吸力表面形成的层流分离泡的大小减小并向上游移动。以下流动事件在演变过程中起着重要作用
CRediT作者贡献声明
Dilip Parmar：撰写 – 审稿与编辑，撰写 – 原稿。
Arjun Sharma：撰写 – 审稿与编辑，撰写 – 原稿。
利益冲突声明
作者声明以下可能的财务利益/个人关系可能被视为潜在的利益冲突：Arjun Sharma报告称获得了印度科学与工程研究委员会的财政支持。如果有其他作者，他们声明没有已知的财务利益或个人关系可能影响本文所述的工作。
