NACA0012翼型绕流计算

NACA0012翼型绕流计算 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gridg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=-0.028047248 2.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 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。