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无人机(UAV)等飞行器在高空巡航时,较小的尺寸、较低的速度和低的大气密度等因素使翼型通常工作在低雷诺数条件下,由此对其气动性能产生了很大影响。其中最为重要的表现,是翼型表面的流动通常处于层流状态,抵抗逆压力梯度的能力弱,一旦遭受强逆压梯度作用,很容易发生层流边界层分离现象。翼型表面流动发生分离将导致其气动性能恶化,升力减小而阻力增大,升阻比急剧下降,影响飞行器的整体性能,翼型表面的大尺度分离,严重时甚至会引发失速,直接威胁飞行安全。要改进低雷诺数条件下翼型的气动性能,就需要对层流分离流进行控制,减小甚至消除分离,但该类流动的时空演化过程非常复杂,往往伴随着转捩和再附等现象,如何深入理解相关的物理机制、提高数值预测能力成为目前面临的主要挑战。本文围绕低雷诺数下翼型分离转捩流动问题,分别采用大涡模拟(LES)和雷诺平均(RANS)两种数值仿真手段,开展了系列工作。使用高精度大涡模拟方法,对来流5°攻角、马赫数0.4、三个不同雷诺数(55000、100 000和150 000)下的孤立NACA 0025翼型进行仿真,研究翼型的分离流动特性。通过计算结果的对比分析发现,3个工况下分离流展现出两种明显不同的流态:Re=55 000和100 000时,翼型上表面出现大尺度的开放式分离,形成宽的尾迹区;Re=150 000时,上表面边界层分离后迅速再附到壁面,形成闭合的层流分离泡。开放式分离流态下,升/阻力系数波动明显,翼型升力为负,尾迹区总压损失高,Re从55 000增加到100 000,分离区尺寸和尾迹宽度稍有减小;Re为150 000时,转捩过程加速使得分离区从开放变为闭合状态,升/阻力曲线较为平稳,升阻比明显提升,尾迹宽度和总压损失显著减小,气动性能明显改善。无论何种流态,各工况分离流动在初始阶段均是受Kelvin–Helmholtz(K-H)不稳定性的主导,但展向涡发展演化的过程存在差异,雷诺数越低,流场中涡结构尺度越大、尾迹越宽、速度脉动越是剧烈,由此导致雷诺应力分布的范围更广,尾迹损失更大。采用雷诺平均方法对相同工况下的翼型绕流进行二维定常计算。NACA 0012验证算例的结果表明,SSTγ-Reθ转捩模型对分离流动具有相对较好的预测效果,但是对分离后转捩过程细节的预测仍存在不足。对三种工况的NACA 0025翼型,相较开放式分离流态,RANS方法对闭合分离泡流态的预测效果更佳,计算的分离点、再附点位置以及尾迹区速度亏损均与LES结果吻合较好。整体而言,二维稳态雷诺平均计算能够以极少的计算量获得与大涡模拟较为接近的平均流场。