NACA0015翼型和機翼的流場仿真

1、NACA0015翼型和機翼的流場仿真一、二維快速翼型網(wǎng)格生成點擊Script->Execute，執(zhí)行腳本文件，出現(xiàn)以下界面，選擇AirfoilMesh.glf文件，點擊打開。彈出NACA4系列翼型網(wǎng)格生成器將翼型編號0012改為0015，點擊Create，網(wǎng)格邊界半徑Boundary Layer Height的值0.5修改為20，如下所示。點擊Mesh生成如下圖所示的O型網(wǎng)格，點擊Close。然后設(shè)置邊界條件即可。二、三維機翼網(wǎng)格生成在二維翼型網(wǎng)格的基礎(chǔ)上拉伸形成。二維網(wǎng)格生成后，先不設(shè)置邊界條件，選中生成的網(wǎng)格domain，點擊Create->Extrude->Transl

2、ate，在Steps中輸入20，在Direction中點擊Use Z Axis，在Distance中輸入1.5（三維機翼的展弦比為1.5），點擊Run，然后點擊OK關(guān)閉?？缮扇缦滤镜娜S網(wǎng)格。在Connectors中選中con-11，即z=1處二維翼型的上半部分，點擊Edit->Split，在Percent of Length中輸入25將翼型上半部分在距離前緣25%處分割，點擊OK，如下圖所示。同理，將z=1處翼型下半部分在25%處分割，然后點擊2 Point Curves連接上下部分的兩個分割點，并將連接后生成的線段在50%處進行分割，如下圖所示。選中分割后的兩條線段，點擊Grid

3、->Dimension，在Number of Points中輸入21，點擊Dimension然后關(guān)閉，則在這兩個線段中分別布置21個點。選中z=1處翼型前緣分割后形成的四條閉合曲線，點擊圖標(biāo) Assemble Domains，在翼型內(nèi)前部生成如下圖所示的網(wǎng)格。同理，在上面剩余75%的翼型上下部分再在75%處分割，連線，設(shè)置21個點，選中閉合框生成中部網(wǎng)格。最后在后緣在50%處分割，選中閉合框生成后部網(wǎng)格。最終如下圖所示。由于三部分網(wǎng)格交接處比較突兀，會影響最終三維機翼的網(wǎng)格質(zhì)量，需要在連接處進行融合處理。在Domains中選中dom-9和dom-10，即翼型的前部和中部網(wǎng)格，依次點擊Gr

4、id->Solve->Edge Attributes，在Boundary Conditions Type中選擇Floating。點擊Solve->Run三次，融合翼型內(nèi)前、中部兩個網(wǎng)格。結(jié)果如下圖同理，融合翼型內(nèi)中、后部兩個網(wǎng)格，如下圖所示。整體如下所示在Domains中選中dom-8至dom-11，點擊Create->Extrude->Translate，在Steps中輸入30，在Direction中點擊Use Z Axis，在Distance中輸入20。點擊Run，然后點擊OK退出。得到如圖所示的結(jié)果。點擊CAE->Select Solver，設(shè)置求解器

5、類型，在Select Solver中選擇ANSYS Fluent，點擊OK。點擊CAE->Set Boundary Conditions，分別將機翼上表面、下表面、后緣、翼根、翼梢設(shè)為Wall，將大圓筒表面作為流場邊界設(shè)為Pressure Far Field。然后點擊File->Save保存Pointwise文件。選中網(wǎng)格，點擊File->Export->CAE，生成.cas文件。三、二維仿真結(jié)果在根據(jù)雷諾數(shù)的計算公式將Re=5e5間接變?yōu)樵贔luent中設(shè)置粘性系數(shù)為8.772e-6。將結(jié)果用tecplot進行后處理，如下6°攻角時二維翼型流場和壓力圖12&

6、#176;攻角時二維翼型流場和壓力圖20°攻角時二維翼型流場和壓力圖Ma=0.1不同攻角下的阻力和升力系數(shù)攻角阻力系數(shù)升力系數(shù)6°1.15055e-026.61418e-0112°1.93156e-021.25570e+0020°1.37497e-011.00933e+00分析：從表可以看出，當(dāng)攻角從6°增加到20°時，阻力系數(shù)不斷增大，升力系數(shù)先增大后減小，其原因可從二維翼型流場看出，20°攻角時翼型后緣流動發(fā)生分離，也即產(chǎn)生失速。四、三維仿真結(jié)果在和二維同樣的仿真條件下，攻角6°和12°時的仿真結(jié)果如下，當(dāng)攻角為20°時計算不收斂。6°攻角時三維機翼的流場和壓力圖12°攻角時三維機翼的流場和壓力圖攻角阻力系數(shù)升力系數(shù)升阻比阻力升力6°0.0407194830.5367317913.18120337.077703380.4186912°0.14001.0842727.748768.49803分析：三維機翼流場和二維翼型流場在相同條件下差別不大，壓強沿機翼展向逐漸增大；隨著攻角的增加，三維機翼的升力、阻力均明顯增加，但是阻力增加幅度比升力增加幅度大，造成升阻比減小。和二