二维定常可压缩流场分析—NACA0006翼型气动力计算

二维定常可压缩流场分析—NACA0006翼型气动力计算
【摘要】翼型的气动力计算是空气动力学领域中十分常见的问题，本文针对一个实际NACA0006翼型，使用CFD仿真软件Fluent软件包进行气动力计算分析。计算出了在攻角为4°，马赫数为0.8的工况下的翼型外流流场，获得流场压力分布，通过FLUENT自动对翼型表面进行压力、剪切应力的积分获得在该工况下的空气动力，从而得到在工况下的翼型升力（与来流方向垂直）、阻力（与来流方向一致）和力矩。计算结果与课本正确结果完全一致。此外，改变马赫数值，比较计算结果，进一步学习了解激波和不同马赫数下的受力情况。
1． 实例简介
Fluent软件是用于模拟具有复杂外形的流体流动以及热传导的计算机程序，可以有效地模拟NACA0006翼型空气动力问题。本实例采用CFD仿真软件Fluent对NACA0006翼型空气动力问题进行了模拟分析。将对计算域进行结构化网格划分，采用压力基耦合求解器来求解可压缩流动；对来流采用远场边界条件；湍流模型选择Spalart-Allmaras模型；并且在初始化时使用Full Multigrid初始化，以获得更好的初始流场数据；除了通过残差判别收敛，还通过力和表面上设置点监视来检查解的收敛情况。
如图1所示的是NACA0006翼型，翼宽度为1m，具体几何结构数据来自课本光盘中的NACA0006.dat文件。空气自无穷远处以马赫数0.8和攻角4度绕流此翼。攻角是翼弦与来流速度之间的夹角，抬头为正，低头为负，常用符号α表示。马赫数为翼型速度与声速的比值。雷诺数本实例研究空气绕流的流动情况，分析NACA0006在马赫数0.8、攻角4度工况下的升力、阻力、和力矩。在完成该工况下的数值模拟之后，改变马赫数或攻角，分析其所造成的影响。变形一：攻角为4度，马赫数为0.6；变形二：攻角为4度，马赫数为1.2。