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本文利用大涡模拟对机翼A-Afoil低速大攻角绕流进行了模拟.大涡模式采用了MILES和可压Smagorinsky两种.计算采用了有限体积法,时间推进采用了隐式LU-SST算法,并比较了中心差分格式和ROE+WENO格式对大涡模拟的影响.计算结果表明大涡模拟能可靠地预测机翼尾缘小涡等现象,能真实地反映机翼绕流的流动特征,其时间统计数据和实验相比符合得较好.