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摘要
通过子迭代的方式计算摩擦速度，更新虚拟点湍流黏性系数实现对壁面剪切应力的修正，耦合SSTk-ω两方程模型，在国家数值风洞软件平台上实现了壁面函数程序模块。通过压缩拐角和高速飞行器典型算例进行考核，初步数值实验结果表明：压缩拐角算例壁面函数在无量纲壁面距离y+≤200范围内，均准确预测湍流边界层速度分布，可显著提高粗网格上壁面湍流边界层和壁面摩擦系数的预测精度，且壁面函数使用粗网格最多可节约75%的计算时间；对于复杂外形，附面层网格间距变宽，可使得整体网格减少约38%的网格总量，在相同的计算设置情况下可节约60%的计算时间。唇口附近出现明显的激波边界层干扰现象，使用壁面函数后稀网格和密网格得到流场中分离、激波反射相同，且分离区最高压力系数偏差从15%降低到2%。从粗网格和密网格全机轴向力系数比较来看，使用壁面函数后摩阻预测偏差可从40%下降到4%。整体来看，壁面函数的引入提供了一种高效的飞行器湍流流动气动力预测方法。
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