NACA0012翼型绕流计算
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1、南昌航空大学Fluent课程设计NACA0012翼型绕流计算 姓名:田学宁 指导老师:张进老师 时间:2013年12月一 问题叙述1.条件:假设上游边界为均匀来流。 取马赫数M=0.8,气流温度为T=300K(27摄氏度)2.计算:机翼外部气流速度矢量,温度及压力分布。最后通过计算不同攻角下的数据绘制出NACN0012翼型的特性曲线。二 题目处理1. 翼型的选取与gridg网格处理1.在profili软件中选择NACA0012翼型(如图) 2.通过E输出得到翼型的数据并添加第三维数都为0,以备倒入gridg网格软(注意:要把尾部衔接触的数据设成统一数据以确保尾部没有开口)3把上述数据倒入gri
2、dg网格软件,效果如图4处理完后保存为cas文件以备导入fluent用2 .fluent处理1 将上述准备好的文件倒入fluent,效果如图2设置处理参数流体默认为空气 ,密度取1.225g/cm,大气压取一个标准大气压(101325pa)攻角取4度,设置好各项数据后进行迭代计算(次数不少于200)。3得出各项数据迭代结果及图像 三 图像结果1速度矢量图2机翼附近的矢量图 3压强分布图4马赫数图5速度图四 机翼的升力系数及阻力系数计算结果1.通过report计算得到 Cl=0.052475668 Cd=0.2397140 Cm=-0.0280472482.改变攻角度数再通过处理计算得到所相应的Cl Cd Cm的数值(见附表)。3.根据所得数据绘制特性曲线图 Cl曲线图Cd曲线图Cm曲线图五 分析1查得有关资料的NACA0012升力曲线图如下2说明 与之相比,本次试验升力曲线图大体趋势一样,但不是很标准。原因在于选取的马赫数为0.8,该值处于跨音速阶段,而NACA0012翼型为亚音速翼型,所以会出现一些不是很准确的值,若选取马赫数为0.5就会比较准确,但观察不到激波的现象。六 课程体会做流体仿真要做好之前的准备,这是成功的关键一步。其实用fluent得到数据及图片并不难,要得到正确的数据和正确的分析是真正的难点,fluent我们只是仅仅学了个开头,还有好多需要我们去研究学习。
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