NACA0012翼型繞流計(jì)算

1、南昌航空大學(xué)fluent課程設(shè)計(jì)naca0012翼型繞流計(jì)算 姓名：田學(xué)寧 指導(dǎo)老師：張進(jìn)老師 時(shí)間：2013年12月一 問(wèn)題敘述1.條件：假設(shè)上游邊界為均勻來(lái)流。 取馬赫數(shù)m=0.8，氣流溫度為t=300k（27攝氏度）2.計(jì)算：機(jī)翼外部氣流速度矢量，溫度及壓力分布。最后通過(guò)計(jì)算不同攻角下的數(shù)據(jù)繪制出nacn0012翼型的特性曲線。二 題目處理1. 翼型的選取與gridg網(wǎng)格處理1.在profili軟件中選擇naca0012翼型（如圖） 2.通過(guò)e輸出得到翼型的數(shù)據(jù)并添加第三維數(shù)都為0，以備倒入gridg網(wǎng)格軟（注意：要把尾部銜接觸的數(shù)據(jù)設(shè)成統(tǒng)一數(shù)據(jù)以確保尾部沒有開口）3把上述數(shù)據(jù)倒入gri

2、dg網(wǎng)格軟件，效果如圖4處理完后保存為cas文件以備導(dǎo)入fluent用2 .fluent處理1 將上述準(zhǔn)備好的文件倒入fluent，效果如圖2設(shè)置處理參數(shù)流體默認(rèn)為空氣 ，密度取1.225g/cm，大氣壓取一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓（101325pa）攻角取4度，設(shè)置好各項(xiàng)數(shù)據(jù)后進(jìn)行迭代計(jì)算（次數(shù)不少于200）。3得出各項(xiàng)數(shù)據(jù)迭代結(jié)果及圖像 三 圖像結(jié)果1速度矢量圖2機(jī)翼附近的矢量圖 3壓強(qiáng)分布圖4馬赫數(shù)圖5速度圖四 機(jī)翼的升力系數(shù)及阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果1.通過(guò)report計(jì)算得到 cl=0.052475668 cd=0.2397140 cm=-0.0280472482.改變攻角度數(shù)再通過(guò)處理計(jì)算得到所相應(yīng)的cl cd cm的數(shù)值（見附表）。3.根據(jù)所得數(shù)據(jù)繪制特性曲線圖 cl曲線圖cd曲線圖cm曲線圖五 分析1查得有關(guān)資料的naca0012升力曲線圖如下2說(shuō)明 與之相比，本次試驗(yàn)升力曲線圖大體趨勢(shì)一樣，但不是很標(biāo)準(zhǔn)。原因在于選取的馬赫數(shù)為0.8，該值處于跨音速階段，而naca0012翼型為亞音速翼型，所以會(huì)出現(xiàn)一些不是很準(zhǔn)確的值，若選取馬赫數(shù)為0.5就會(huì)比較準(zhǔn)確，但觀察不到激波的現(xiàn)象。六 課程體會(huì)做流體仿真要做好之前的準(zhǔn)備，這是成功的關(guān)鍵一步。其實(shí)用fluent得到數(shù)據(jù)及圖片并不難，要得到正確的數(shù)據(jù)和