NACA0012翼型绕流计算Word格式.docx

1、 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flu

2、ent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=-0.0280472482.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 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.