流体力学三作业.doc

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1、_摘要 通过profili生成一个NACA0012翼型，导入到gambit中并生成翼型网格。之后用FLUENT对翼型进行流场模拟，通过调整气体的流速与气体的粘度系数来模拟低雷诺数下的机翼周围气体流动。研究对象为一个长为1m的NACA0012对称翼，对其进行流场模拟，模拟雷诺数为200000。关键词：NACA0012；低雷诺数；流场目录引言 低雷诺数下的翼型气动特性的研究，具有广泛的应用背景。如螺旋桨推进器的高空性能，各种形式的小无人机设计，特别是近些年迅速兴起并快速发展的微型飞行棋的研究和设计，这些都要求对这一领域问题开展更为系统和深入的研究。 一微型飞行器为应用的翼型空气动力学问题所研究的雷

2、诺数范围为低于200000，在此雷诺数条件下，翼型的气动特性呈现出一些新的特性，如最大升阻比迅速下降，二位对称翼型在低雷诺数条件下出现的气动力在小攻角范围内（附近）随着攻角的变化呈现非线性变化现象等。 由于确定边界层分离点的位置和尾迹区缺非常困难，这对翼型的设计带来了很大的障碍。随着高速电子计算机的出现，数值模拟越来越多的应用与翼型设计。 CFD就是其中之一，它是有效的研究流体力学的数值模拟方法。它能够描述几何体边界的复杂流动现象，能够在设计的初期快速的评价设计并作出修改，而不需要花费原型生产和反复测试的代价。可以大大减少费用、时间以及新设计带来的风险。近年来，CFD越来越多的应用于翼型设计和

3、流场的分型中，成为一种重要的设计和计算方法、一、翼型的选取1.1 在profili软件中选择NACA0012翼型（如图）图1.NACA0012翼型1.2 选择扩展名格式为DAT并导出，然后用记事本修改NACA0012.dat中的数据，添加Z轴数据（均为0）。NACA0012翼型数据片段：NACA 0012 1.00000 0.00126 0.99942 0.00134 0.99767 0.00159 0.99475 0.00199 0.99068 0.00256 0.98547 0.00328 0.97912 0.00415 0.97166 0.00517 0.96309 0.00632 0.

4、95344 0.00761 0.94273 0.00902 0.93098 0.01055 0.91824 0.01218 0.90451 0.01391 0.88984 0.01574 0.87426 0.01764 0.85780 0.01961 0.84051 0.02163 0.82242 0.02371 0.80358 0.02583 0.78403 0.02798 0.76382 0.03015 0.74299 0.03233 0.72160 0.03451 0.69968 0.03667 0.67730 0.03881 0.65451 0.04092 0.63135 0.0429

5、8 0.60789 0.04498 0.58418 0.04691 0.56027 0.04876 0.53622 0.05052 0.51208 0.05216 0.48792 0.05369 0.46378 0.05508 0.43973 0.05632 0.41582 0.05740 0.39211 0.05831 0.36865 0.05904 0.34549 0.05957二、GAMBIT网格化用GAMBIT打开翼型文件，进行网格化。2.1 定义边界并网格化图3.NACA0012翼型边界因为翼型周围的流动变化最剧烈，所以需要把翼型周围的点取的密集。当逐渐接近远场边界时，网格可以变粗，

6、因为远场边界处流场梯度为0。在前后缘处网格最密集，因为这里梯度变化大。 于是我将划分比例设定为1.15，并设定好其他参数，然后开始划分网格。划分时使用结构型网格划分。最后得到网格如下图。图4.NACA0012翼型网格2.2 设置边界属性 将各边划分为组并命名。然后将右边定义为PRESSURE_OUTLET，左半圆和上下边定义为VELOCITY_INLET，将翼型定义为WALL。最后保存并输出。三、FLUENT参数设置3.1 环境参数设置 用FLUENT6打开MSH文件后，设定模型求解器为pressure based（在FLUENT5以下的版本是segregated），定义流动模型为层流，同时由

7、于是不可压流，选择关闭能量方程。气压设定为标准大气压。 流体状态设定为气体，密度为1kg/，且为常数。同时将粘性系数为0.0001，为常数。流动的控制方程如下：质量守恒方程： （1-1）动量守恒方程：(0-1)(0-2)(0-3)式中，为密度，、是流速矢量在x、y和z方向的分量，p为流体微元体上的压强。图5.材料数据设定四、FLUENT求解4.1 求解前处理 将离散化中的动量设定为二阶迎风。将残差值设定为0.0001。 图7.残差值设定之后将升力与阻力监视器设置完成后，选择迭代次数，开始迭代计算。4.2 求解 通过迭代计算得出各个迭代结果及图像。攻角=4的静压曲线图攻角=6的静压曲线图攻角=8

8、的静压曲线图攻角=10的静压曲线图利用fluent进行计算，计算了2E5雷诺数下0，1，2，4，6，8，10，12度攻角下的升力系数，在攻角小于9度时，升力系数随攻角线性的增加，与实验值相符，攻角大于10度以后，计算不稳定，得到的结果舍弃。计算所得临界攻角为10度。五、结果分析 机翼的升力在速度不变时随攻角的变化而变化。在雷诺数为200000的情况下，机翼所受升力随攻角的增加而线性增大，当角度为10时，机翼的升力便会骤减，此时会出现失速现象，升力不再随攻角增加而增大。参考文献1 周俊杰，徐国权，张华俊 FLUENT 工程技术与实例分M北京: 中国水利水电出版， 20102 陶文铨。计算传热学的近代进展M.北京：科学出版社，2000.3 FLUENT 2Users Guide.FLUENT Inc.,2001.4 FLUENT 6.3Users Guide FLUENT Inc.,2006.5 王瑞金，张凯，王刚.FLUENT技术基础与应用实例M.北京：清华大学出版社，2007.15_