NACA0015翼型和机翼的流场仿真

1、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Boundary Layer Height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->Transl

2、ate，在Steps中输入20，在Direction中点击Use Z Axis，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Percent of Length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2 Point Curves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

3、->Dimension，在Number of Points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 Assemble Domains，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Gr

4、id->Solve->Edge Attributes，在Boundary Conditions Type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Use Z Axis，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->Select Solver，设置求解器

5、类型，在Select Solver中选择ANSYS Fluent，点击OK。点击CAE->Set Boundary Conditions，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Pressure Far Field。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&

6、#176;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-026.61418e-0112°1.93156e-021.25570e+0020°1.37497e-011.00933e+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°0.0407194830.5367317913.18120337.077703380.4186912°0.14001.0842727.748768.49803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