NACA0012二维翼型分析

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1、基于ANASYS的机翼二维绕流模拟实验一．实验目的：（1）通过CFD模拟得出机翼在高雷诺数下表面压力分布情况和速度分布情况。（2）通过实验掌握Fluent基本用法，并分析所得实验结果得出结论。二．实验原理：随着航空飞行器的快速发展，空气动力学的研究作用日益明显，绕机翼流动的流体静压力、质量密度、马赫数、气流速度的大小，对提高飞行器飞行性能有着重要作用。本次实验采用NACA0012翼型，首先在ICEM中进行O-block网格划分，然后通过Fluent对机翼绕流进行分析。最后得出在0攻角下NACA0012翼型的外流场气动数据。首先对于标准翼型，我们要做出远场和机翼之间的网格，根据基本拓扑

2、结构，决定采用O-Block的方法生成网格，它可以较好的解决圆弧或其他复杂形状Block顶点处网格的扭曲，同时能在附近壁面生成理想的边界层加密区域。其次根据实际机翼外流场特性及实验目的，本实验采用基于压力隐式稳态求解器。湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型；Spalart-Allmaras模型是一方程模型中最成功的一个，最早被用于有壁面限制的情况的流动计算，特别在存在逆压梯度的流动区域内，对边界层的计算效果良好。材料选择基于Sutherland-Law的理想气体，同时激活能量方程。由于实际为粘性流体，翼型采用壁面条件；far_field选择压力远场边界条件可以设

3、定无限远处的自由边界条件，实现翼型绕流远场边界与翼型的距离。为满足计算精度要求，采用二阶迎风格式，即计算保留了Taylor级数的第一项和第二项，精度为二阶精度。三．实验步骤：1.在ICEM中导入NACA0012的点数据，补全翼型并建立远场。2.采用O-Block方法对二维翼型进行网格划分并检查网格质量。3.把mesh文件导入Fluent，检查网格，MinimumVolume应大于0；设置求解器和湍流模型，并定义边界条件；压力远场马赫数设为0.8。4.定义控制参数Scheme选择耦合，采用标准压力二阶迎风格式。5.设置监视器，开始迭代计算。四．实验结果：O-Block网格划分收敛残差图

4、马赫数云图压力云图速度矢量图湍流粘度图一．实验结论：本次实验通过ICEM划分网格，采用O-Block方法，结果显示网格质量良好。通过对0.8MachNumber下NACA0012翼型0攻角下外流场模拟，得出了该翼型的气动数据。由数据可知，在机翼前缘、后缘处速度较小，压力较大，在翼型尾部产生长尾迹湍流拖拽涡；同时根据分析可知气流在机翼上下表面进行了动能和压力的能之间的转换，该转换是机翼产生升力的主要来源。