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文档简介

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，根据基本拓扑结构，

2、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定无限远处的自由

3、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，Minimum Volume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 马赫数云图 压力云图 速度矢量图 湍流粘度图五 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0.8 Mach Number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

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