naca0025低雷诺数绕流流场的数值模拟(附件)【字数：16081】
本文采用数值模拟方法，利用Spalart-Allmaras模型建立二维湍流流动的数学模型，它是一种比较简单的通过求解方程得到湍流运动黏度的湍流模型。考虑翼型近壁面流动的处理方法，利用Fluent软件模拟了NACA0025翼型在攻角不变的条件下（4°）分别在低雷诺数(5×104、l×105，2×105、5×105)下的升力系数和阻力系数的变化情况以及NACA0025翼型在雷诺数不变的条件下（Re=1×105），在不同攻角(0°、4°、10°、15°)下的二维湍流流动，可以得出NACA0025翼型的升力系数、阻力系数曲线图，以及翼型周围的速度云图和矢量图，以及翼型周围压强分布图。由升力系数和阻力系数曲线观察得出攻角的变化对翼型升阻力的影响。由速度云图和速度矢量图可以清楚的观察出在低雷诺数条件下层流边界层分离情况及尾迹区的复杂流动，由翼型周围压强分布图可以看出压强随攻角的增大的变化情况。上述结果表明，用数值模拟的方法去实现不同翼型的升阻特性的研究具备一定的可行性，这可以为实现边界层分离问题的解决，以及为机翼设计与优化提供一定测参考依据。关键词翼型，低雷诺数，攻角，升阻力系数
目录
第一章 绪 论 1
1.1概述 1
1.2 国内外研究现状 4
1.3小结 7
第二章 数值模拟及计算方法的介绍 9
2.1 计算流体力学简介 9
2.2数值模拟的基本方法 11
第三章 NACA0025低雷诺数绕流流场的数值模拟 13
3.1网格的生成 13
3.2流场计算 15
3.3计算结果与分析 18
3.3.1改变雷诺数 18
3.3.2改变攻角 21
结 论 29
致 谢 30
参考文献 31
第一章 绪 论
1.1概述
翼型所属现代词，指的是飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘（或1/4弦长点连线）的剖面形状，也称翼剖面或叶剖面。
对于机翼翼面的空气动力特性研究方面，人们一般着手于 *好棒文|www.hbsrm.com +Q: #351916072#
研究各类翼型的特点，包括它们的形状、用途以及其它方面的研究价值。对于比较大的展弦比，翼型的气动性能影响十分大，并且对于整个翼型的翼面起到决定性的作用。因此，从这两个方面来看，现在人们主要把研究方向放在翼型形状的优化设计和如何提高翼型气动性能这主要的两个方面。人们在进行翼型的研究时，尤其是在对其的空气动力特性进行研究时，我们一般将翼展假设为无限长，并且是直的、等剖面的机翼。一般情况下，来流空气绕机翼的流动在翼型的翼展方向没有速度，即速度为0，因此人们通常研究翼型的二维平面流场。
通常情况下翼型有对称和非对称之分，对称翼型是由一条中线来连接翼型的前缘和后缘，非对称翼型不同于对称翼型，它的前后相连成一条中弧线，这种翼型通常被人们称为有弯度的翼型，翼型的弦长是翼型的重要参数，我们将翼型前缘和后缘相连，得到一条直线，将这条直线称为翼型的弦长。我们将翼型的最大弯度定义为中线到翼型弦长的最大距离。沿垂直于中线或者中弧线交于翼型上下面的距离应该相等。翼型的最大厚度是翼型的上表面和下表面之间的最大距离。
飞机在空中飞行时，会产生作用于机翼上的空气动力，机翼上各部分受到的空气动力总和，我们称之为总空气动力。根据它所起的不同的作用，可将其分解为垂直于相对气流方向和平行于相对气流方向两个力，我们称垂直于相对气流的力为升力；平行于相对气流方向的力为阻力。
机翼升力的产生：当空气流过机翼时，气流被机翼分割成两部分，气流分别从机翼的上表面和下表面流过，两部分气流到达机翼后缘时重新汇合。由于机翼上表面一般比较突出，下表面比较平坦，从而导致气流流过机翼上表面时流速变大，压力变小；而气流流过下表面时，流速变小，压力变大；因此机翼上下表面产生压力差，从而产生升力。机翼升力的大小通常与五个因素有关：机翼的面积、空气的密度、飞机飞行速度、机翼的类型以及攻角大小，通常将翼型和攻角两个影响因素用一个无量纲系数来表示：升力系数。
升力的数学计算公式：
(11)
升力，升力系数，翼型面积
空气密度，飞机飞行速度
对于翼型的设计，人们一直在不断地改善，从各个方面来提高它整体的气动性能，其中最常见的方法就是使翼型能够尽可能的获得高升力，而要获得高升力，比较传统的方法是尽量是空气流过翼面时气流不发生分离，使它尽可能保持层流流动。近年来，随着对流体力学进一步研究，人们对翼面表面空气流动的分离认识更加的深入，人们发现可以通过改善分离流，来控制和利用有利的分离流，从而得到高升力。
分离流是一种比较复杂的流动，它受粘性流动干扰比较大，分离面在一些流动中形成错综复杂的流动方式，自由剪切层无时无刻不在形成和发展，从而导致流场中旋涡的产生。这也是人们为了使翼型获得高升力而使用的新型空气动力设计思想。
通常人们在设计高升力翼型时，所遵循的基本思想是：尽量使气流沿翼面流动，使流体不发生流动分离；如果不能避免，那么尽量推迟流动分离，推迟流动分离的主要方法是通过合理的翼型几何形状的设计，从而使翼型表面上的空气流动顺着压力梯度。同时将翼型表面上的长短型分离泡考虑在内，将压力恢复分布理论应用于翼型上表面后缘恢复区，为了能够出现压力平台，应尽可能的使翼型下表面前缘部分维持驻点流动。流体到达翼型后缘区时，由于流动区域变大，压力减小，从而导致流速增加，因此在流动加速区应采用合理的翼型外形变化曲率，将加速区尾迹朝外延长。
近年来，人们更加致力于研究如何提高飞机的速度，在这一方面也获得了很大的进展，使得飞机飞行过程中，空气流过机翼时的速度已经开始逼近当地声速，有可能超过当地声速。这也产生了一些其它的问题：即激波的产生、流速的提高使得空气流过机翼时的阻力也大大提高，这时将会导致翼型面上的流动分离，这使得飞机在飞行过程中及其的不稳定。所以，过去人们的研究重点就没有涉及到高音速翼型，仅仅停留在低速翼型的研究上。然而到了1960年，在翼型方面的研究有重大突破，研究发现：跨音速翼型也能产生非常弱的激波，甚至能够在不产生激波的条件下实现跨音速。尖峰翼型和超临界翼型相继被人们所发现。这些翼型具有许多相似的特点：翼型的头部比较圆，翼型的上表面较小表面而言比较平，翼面上的压强波动不大。这些是它的主要特点。这些特点也使得它能够自如的在亚音速和超音速之间切换。为了使翼型得到更大的升力，人们的做法通常是从翼型上下表面的压差着手。把翼型后部设计成向内凹，这也是人们目前采取的最主要的措施。 当飞行速度达到超音速时，翼型受到的阻力将会很大，合理的翼型形状设计能够很大程度上减小阻力，可以将翼型设计成对称翼型，还可以将前缘弄成尖状，从而减小波阻。常见的翼型有双凸翼型。考虑到实际情况，由于飞机的飞行速度不可能持续在超音速中飞行，速度需要灵活变化，由于这一方面的需要，即使是超音速飞机，它们大多还是将亚音速翼型作为首选。
近年来，各国加大了在航空宇航方面的研究与发展，各类翼型也由此产生。苏联有ЦΑΓИ系列，美国有NACA系列，英国有RAE系列，德国有DVL系列等。这些翼型包含各种翼型的参数，详细介绍了它们的几何特性、气动特性等，这也为科研人员的研究提供了很大的帮助。
目录
第一章 绪 论 1
1.1概述 1
1.2 国内外研究现状 4
1.3小结 7
第二章 数值模拟及计算方法的介绍 9
2.1 计算流体力学简介 9
2.2数值模拟的基本方法 11
第三章 NACA0025低雷诺数绕流流场的数值模拟 13
3.1网格的生成 13
3.2流场计算 15
3.3计算结果与分析 18
3.3.1改变雷诺数 18
3.3.2改变攻角 21
结 论 29
致 谢 30
参考文献 31
第一章 绪 论
1.1概述
翼型所属现代词，指的是飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘（或1/4弦长点连线）的剖面形状，也称翼剖面或叶剖面。
对于机翼翼面的空气动力特性研究方面，人们一般着手于 *好棒文|www.hbsrm.com +Q: #351916072#
研究各类翼型的特点，包括它们的形状、用途以及其它方面的研究价值。对于比较大的展弦比，翼型的气动性能影响十分大，并且对于整个翼型的翼面起到决定性的作用。因此，从这两个方面来看，现在人们主要把研究方向放在翼型形状的优化设计和如何提高翼型气动性能这主要的两个方面。人们在进行翼型的研究时，尤其是在对其的空气动力特性进行研究时，我们一般将翼展假设为无限长，并且是直的、等剖面的机翼。一般情况下，来流空气绕机翼的流动在翼型的翼展方向没有速度，即速度为0，因此人们通常研究翼型的二维平面流场。
通常情况下翼型有对称和非对称之分，对称翼型是由一条中线来连接翼型的前缘和后缘，非对称翼型不同于对称翼型，它的前后相连成一条中弧线，这种翼型通常被人们称为有弯度的翼型，翼型的弦长是翼型的重要参数，我们将翼型前缘和后缘相连，得到一条直线，将这条直线称为翼型的弦长。我们将翼型的最大弯度定义为中线到翼型弦长的最大距离。沿垂直于中线或者中弧线交于翼型上下面的距离应该相等。翼型的最大厚度是翼型的上表面和下表面之间的最大距离。
飞机在空中飞行时，会产生作用于机翼上的空气动力，机翼上各部分受到的空气动力总和，我们称之为总空气动力。根据它所起的不同的作用，可将其分解为垂直于相对气流方向和平行于相对气流方向两个力，我们称垂直于相对气流的力为升力；平行于相对气流方向的力为阻力。
机翼升力的产生：当空气流过机翼时，气流被机翼分割成两部分，气流分别从机翼的上表面和下表面流过，两部分气流到达机翼后缘时重新汇合。由于机翼上表面一般比较突出，下表面比较平坦，从而导致气流流过机翼上表面时流速变大，压力变小；而气流流过下表面时，流速变小，压力变大；因此机翼上下表面产生压力差，从而产生升力。机翼升力的大小通常与五个因素有关：机翼的面积、空气的密度、飞机飞行速度、机翼的类型以及攻角大小，通常将翼型和攻角两个影响因素用一个无量纲系数来表示：升力系数。
升力的数学计算公式：
(11)
升力，升力系数，翼型面积
空气密度，飞机飞行速度
对于翼型的设计，人们一直在不断地改善，从各个方面来提高它整体的气动性能，其中最常见的方法就是使翼型能够尽可能的获得高升力，而要获得高升力，比较传统的方法是尽量是空气流过翼面时气流不发生分离，使它尽可能保持层流流动。近年来，随着对流体力学进一步研究，人们对翼面表面空气流动的分离认识更加的深入，人们发现可以通过改善分离流，来控制和利用有利的分离流，从而得到高升力。
分离流是一种比较复杂的流动，它受粘性流动干扰比较大，分离面在一些流动中形成错综复杂的流动方式，自由剪切层无时无刻不在形成和发展，从而导致流场中旋涡的产生。这也是人们为了使翼型获得高升力而使用的新型空气动力设计思想。
通常人们在设计高升力翼型时，所遵循的基本思想是：尽量使气流沿翼面流动，使流体不发生流动分离；如果不能避免，那么尽量推迟流动分离，推迟流动分离的主要方法是通过合理的翼型几何形状的设计，从而使翼型表面上的空气流动顺着压力梯度。同时将翼型表面上的长短型分离泡考虑在内，将压力恢复分布理论应用于翼型上表面后缘恢复区，为了能够出现压力平台，应尽可能的使翼型下表面前缘部分维持驻点流动。流体到达翼型后缘区时，由于流动区域变大，压力减小，从而导致流速增加，因此在流动加速区应采用合理的翼型外形变化曲率，将加速区尾迹朝外延长。
近年来，人们更加致力于研究如何提高飞机的速度，在这一方面也获得了很大的进展，使得飞机飞行过程中，空气流过机翼时的速度已经开始逼近当地声速，有可能超过当地声速。这也产生了一些其它的问题：即激波的产生、流速的提高使得空气流过机翼时的阻力也大大提高，这时将会导致翼型面上的流动分离，这使得飞机在飞行过程中及其的不稳定。所以，过去人们的研究重点就没有涉及到高音速翼型，仅仅停留在低速翼型的研究上。然而到了1960年，在翼型方面的研究有重大突破，研究发现：跨音速翼型也能产生非常弱的激波，甚至能够在不产生激波的条件下实现跨音速。尖峰翼型和超临界翼型相继被人们所发现。这些翼型具有许多相似的特点：翼型的头部比较圆，翼型的上表面较小表面而言比较平，翼面上的压强波动不大。这些是它的主要特点。这些特点也使得它能够自如的在亚音速和超音速之间切换。为了使翼型得到更大的升力，人们的做法通常是从翼型上下表面的压差着手。把翼型后部设计成向内凹，这也是人们目前采取的最主要的措施。 当飞行速度达到超音速时，翼型受到的阻力将会很大，合理的翼型形状设计能够很大程度上减小阻力，可以将翼型设计成对称翼型，还可以将前缘弄成尖状，从而减小波阻。常见的翼型有双凸翼型。考虑到实际情况，由于飞机的飞行速度不可能持续在超音速中飞行，速度需要灵活变化，由于这一方面的需要，即使是超音速飞机，它们大多还是将亚音速翼型作为首选。
近年来，各国加大了在航空宇航方面的研究与发展，各类翼型也由此产生。苏联有ЦΑΓИ系列，美国有NACA系列，英国有RAE系列，德国有DVL系列等。这些翼型包含各种翼型的参数，详细介绍了它们的几何特性、气动特性等，这也为科研人员的研究提供了很大的帮助。
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