NACA0015翼型和机翼的流场仿真.docx

NACA0015翼型和机翼的流场仿真.docx

《NACA0015翼型和机翼的流场仿真.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《NACA0015翼型和机翼的流场仿真.docx（16页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

NACA0015翼型和机翼的流场仿真

NACA0015翼型和机翼的流场仿真

一、二维快速翼型网格生成

点击Script->Execute，执行脚本文件，出现以下界面，选择AirfoilMesh.glf文件，点击打开。

弹出NACA4系列翼型网格生成器

将翼型编号0012改为0015，点击Create，网格边界半径BoundaryLayerHeight的值0.5修改为20，如下所示。

点击Mesh生成如下图所示的O型网格，点击Close。

然后设置边界条件即可。

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->Extrude->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。

点击CAE->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°攻角时二维翼型流场和压力图

20°攻角时二维翼型流场和压力图

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

6°

1.15055e-02

6.61418e-01

12°

1.93156e-02

1.25570e+00

20°

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。

6°攻角时三维机翼的流场和压力图

12°攻角时三维机翼的流场和压力图

攻角

阻力系数

升力系数

升阻比

阻力

升力

6°

0.040719483

0.53673179

13.181203

37.077703

380.41869

12°

0.1400

1.084272

7.748

768.49803

分析：

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。