NACA0012翼型绕流计算Word格式.docx

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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/cm³

，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=0.052475668Cd=0.2397140Cm=-0.028047248

2.改变攻角度数再通过处理计算得到所相应的ClCdCm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。

........忽略此处.......