NACA0015翼型和机翼的流场仿真Word下载.docx
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二、三维机翼网格生成
在二维翼型网格的基础上拉伸形成。
二维网格生成后,先不设置边界条件,选中生成的网格domain,点击Create->
Extrude->
Translate,在Steps中输入20,在Direction中点击UseZAxis,在Distance中输入1.5(三维机翼的展弦比为1.5),点击Run,然后点击OK关闭。
可生成如下所示的三维网格。
在Connectors中选中con-11,即z=1处二维翼型的上半部分,点击Edit->
Split,在PercentofLength中输入25将翼型上半部分在距离前缘25%处分割,点击OK,如下图所示。
同理,将z=1处翼型下半部分在25%处分割,然后点击
2PointCurves连接上下部分的两个分割点,并将连接后生成的线段在50%处进行分割,如下图所示。
选中分割后的两条线段,点击Grid->
Dimension,在NumberofPoints中输入21,点击Dimension然后关闭,则在这两个线段中分别布置21个点。
选中z=1处翼型前缘分割后形成的四条闭合曲线,点击图标
AssembleDomains,在翼型内前部生成如下图所示的网格。
同理,在上面剩余75%的翼型上下部分再在75%处分割,连线,设置21个点,选中闭合框生成中部网格。
最后在后缘在50%处分割,选中闭合框生成后部网格。
最终如下图所示。
由于三部分网格交接处比较突兀,会影响最终三维机翼的网格质量,需要在连接处进行融合处理。
在Domains中选中dom-9和dom-10,即翼型的前部和中部网格,依次点击Grid->
Solve->
EdgeAttributes,在BoundaryConditionsType中选择Floating。
点击Solve->
Run三次,融合翼型内前、中部两个网格。
结果如下图
同理,融合翼型内中、后部两个网格,如下图所示。
整体如下所示
在Domains中选中dom-8至dom-11,点击Create->
Translate,在Steps中输入30,在Direction中点击UseZAxis,在Distance中输入20。
点击Run,然后点击OK退出。
得到如图所示的结果。
点击CAE->
SelectSolver,设置求解器类型,在SelectSolver中选择ANSYSFluent,点击OK。
SetBoundaryConditions,分别将机翼上表面、下表面、后缘、翼根、翼梢设为Wall,将大圆筒表面作为流场边界设为PressureFarField。
然后点击File->
Save保存Pointwise文件。
选中网格,点击File->
Export->
CAE,生成.cas文件。
三、二维仿真结果
在根据雷诺数的计算公式将Re=5e5间接变为在Fluent中设置粘性系数为8.772e-6。
将结果用tecplot进行后处理,如下
6°
攻角时二维翼型流场和压力图
12°
20°
Ma=0.1不同攻角下的阻力和升力系数
攻角
阻力系数
升力系数
1.15055e-02
6.61418e-01
1.93156e-02
1.25570e+00
1.37497e-01
1.00933e+00
分析:
从表可以看出,当攻角从6°
增加到20°
时,阻力系数不断增大,升力系数先增大后减小,其原因可从二维翼型流场看出,20°
攻角时翼型后缘流动发生分离,也即产生失速。
四、三维仿真结果
在和二维同样的仿真条件下,攻角6°
和12°
时的仿真结果如下,当攻角为20°
时计算不收敛。
攻角时三维机翼的流场和压力图
升阻比
阻力
升力
0.040719483
0.53673179
13.181203
37.077703
380.41869
0.1400
1.084272
7.748
768.49803
三维机翼流场和二维翼型流场在相同条件下差别不大,压强沿机翼展向逐渐增大;
随着攻角的增加,三维机翼的升力、阻力均明显增加,但是阻力增加幅度比升力增加幅度大,造成升阻比减小。
和二维翼型相比,同样攻角下,三维机翼的阻力系数更大,而升力系数更小,这是因为机翼是有限展长的,在翼尖部分上表面压强小,下表面压强大,气流会从翼梢翻向上翼面,最终形成旋涡,产生诱导阻力和下洗角,并使得有效攻角比来流攻角小。