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NACA6412翼型CFD分析

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NACA6412翼型CFD分析
1.前言
轴流风机叶轮的气动性能是风机性能的主要决定因素，而叶轮的剖面形状（即翼型）又是决定风机性能的关键。

在轴流风机设计中通常借鉴航空用翼型，但是由于使用条件的不同，特别是雷诺数差异太大，如果简单采用航空用翼型，效果不是很好，所以对航空翼型在低雷诺数下进行分析，在轴流风扇的设计中是很必要的。

通过对翼型的气动分析，可以得到决定翼型性能的主要气动参数（升力、阻升比等）的变化规律，指导设计工作。

本文根据低马赫数下翼型升力、阻力实验相关原理，采用CFD方法进行数值模拟，来分析翼型的气动特性。

2.翼型参数
本次模拟的是NACA6412翼型，主要参数如下。

表.1
翼型型号雷诺
数Re 相对来
流速度
v(m/s)
弦长
b(m)
来流冲角α°
NACA6412 10188 30 0.03-5-20246810121416
3.网格划分及边界条件
3.1网格划分
本文采用结构化网格，具体见图.1、图.2。

图.1整体网格分布
图.2翼型周围网格分布
3.2边界条件
在来流方向设置为速度进口边界条件，将来流速度分解为X 和Y 向速度,其中X 方向速度为cos x v v α=∗，Y 方向速度为sin y v v α=∗。

出口为压力出口边界条件，设置出口压力为零。

求解模型采用INVISCID 模型（无粘性模型），采用SIMPLE 算法，压力插值采用PRESTO ！格式，动量方程插值方式采用二阶迎风格式。

4. 计算结果及分析
本文采用FLUENT 对NACA6412翼型进行了2D 数值模拟，得到了翼型各主要性能参数。

4.1计算数据及分析 表.2
升力Y R 阻力x R 阻升比μ 升力系数y C 阻力系数x C 4.852 0.116 0.024 0.293 0.007 13.545 0.105 0.008 0.819 0.006 19.076 0.175 0.009 1.153 0.011 25.432 0.220 0.009 1.538 0.013 31.349 0.307 0.010 1.896 0.019 38.029 0.328 0.009 2.300 0.020 43.949 0.348 0.008 2.658 0.021 48.674 0.469 0.010 2.943 0.028 52.606 0.588 0.011 3.181 0.036 55.457 0.698 0.013 3.353 0.042 57.352
0.924
0.016
3.468
0.056
图.3升力系数
图.4阻升比
由以上可知，在冲角为-5°~16°时，翼型升力系数
C随着冲角的增大而增
y
大，而阻升比在冲角为-5°~-2°时迅速降低；在冲角为-2°~8°是基本保持不变，此时翼型达到较好的阻升比，相应翼型效率也达到最大；当冲角大于为8°时，阻升比也逐渐增大，相应翼型效率降低。

4.2翼型表面压力及速度分布
图.5冲角为-5°时翼型表面压力分布
图.6冲角为8°时翼型表面压力分布
图.7冲角为14°时翼型表面压力分布
图.8冲角为8°时翼型表面压力分布云图
图.9冲角为8°时翼型表面速度矢量分布
4.3结论
从以上分析可以看出，NACA6412翼型在冲角为-2°~8°时，阻升比较小，所以采用该翼型进行轴流风扇设计时，当设计相对来流速度为30m/s时，应尽量使冲角在-2°~8°之间，这样可以获得较高的翼型效率从而提高风机的效率。

5.总结
从文中可以看出，采用CFD方法对翼型进行研究，可以获得翼型主要性能
参数的变化规律，来指导设计。

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些超轻型飞机中用的翼型

些超轻型飞机中用的翼型

资料】一些超轻型飞机中用的翼型Clark Y （低性能的允许制造误差大的，下表面很长一段是直线容易造）NACA 4412/4415 （低性能的允许制造误差大的，头部圆钝不易气流分离，下表面平坦容易制造）NACA 6412 （升力比较大，但下表面内凹，不便制造，俯仰力矩大，一般不用。

模型上通常用较薄的NACA6409）NACA 23012/23015/23018（综合性可靠的，商务飞机最常用的，厚度范围比较大）NACA 43012/43015（综合性较好的，可能侧重于飞行性能）NACA 63-618 （层流翼型制作要求高）NACA 66-618（层流翼型制作要求更高，第二个数字可以推测此类6系列翼型的层流范围，此类翼型通常用较小弯度如66-116的用于高速飞机上）NACA 8-H-12（s翼型，俯仰安定性好，其他性能差，飞翼类用）FX 63-137（低速大升力翼型，通常仅用于人力飞机类慢速飞机）FX 67-K-170（层流翼型制作要求高），Wortmann的层流翼型理论上说性能比NACA的6系列更先进些。

蟋蟀用的那个厚度21.7的没找到，将就着看看厚度19.1的吧：FX 60-126（翼尖处使用，抗失速）EPPLER 266 （滑翔机任务专用，不适合动力飞机）平板（通常在管子蒙皮结构中作为尾翼用）NACA0006~0008 （通常用做尾翼）少数特技飞机也采用对称翼型。

不过通常厚度相当大。

单层蒙布翼型，这个通常总是用根圆管做前缘。

按传统的翼型制图理论，这个形状应该是常规翼型的那些中心线，然后厚度为0的那样翼型。

当然那个理论是简单设想的扯淡。

所以这个翼型实际是常规翼型的上表面的形状，一般只要做到曲率逐渐变化就可以了。

由于实际的此类翼型性能都很差，所以你做的形状差了很多也无所谓的。

一层半蒙布翼型，这个通常不是完整的翼型，上表面是完整的，下表面只蒙一部分然后就贴到上蒙皮下面去了。

也就是说前半部分是个立体翼型，后半部分省略为单层蒙布。

基于CFD技术的风力机叶片翼型气动特性模拟计算

基于CFD技术的风力机叶片翼型气动特性模拟计算

关键词：攻角；湍流模型；升力系数；阻力系数；升阻比；速度矢量
0 引言 传统能源，如石油、煤炭、天然气不但储量
有限，运输困难，还会造成严重的污染，随着人 们节能环保意识的增强，清洁能源的开发尤其是 风能资源的开发日益受到重视。据预测，到 2020 年风电年新增市场将达到 100 GW，累计市场达到 879 GW； 到 2030 年 风 电 年 新 增 市 场 达 到 145 GW，累计市场达 2110 GW；到 2050 年，年新增市 场 达 到 208 GW， 累 计 市 场 容 量 达 5806 GW[1]。 我国仅陆地上离地面 10 m 高度层风能资源理论 储量可达 43.5 亿 kW，其中技术上能够开发的就 有 2.97 亿 kW 。 [2]
ρν͂ )
Sν͂
∂∂xν͂ jüýþ
+
(3)
式中， ν͂ 表示湍流动粘滞率； Gν 是湍流粘度生 成项； Yν 是壁面阻碍以及粘性阻尼作用发生在近壁 区域湍流粘度的损失项； Sν͂ 为用户自己定义的源 项； ui 为来流速度； Cb1 =0.1355， Cb2 =0.622； xi 和 xj 表示坐标方向。
∂x
+
∂( ρuy
∂y
)
=
0
(1)
式中， ux、uy 表示来流速度在 x 和 y 方向上的
分量； ρ 表示来流密度。
二元定常流动雷诺时均 N-S 方程[4,5]为：
收稿日期：2017-01-07 通信作者：彭续云(1990—)，男，硕士，主要从事新能源及节能技术、风力机 CFD 数值仿真方面的研究。1207892567@。
风力机叶片的是捕获风能的最关键部位，它的 性能对风力机发电功率有着重要影响，叶片良好的 设计、可靠的质量和优越的性能是保证风力发电机 组正常运行的决定性因素[3]。因此，正确的分析翼 型的升阻特性对叶片选型设计有重要意义。目前，
naca四位翼型公式_解释说明以及概述

naca四位翼型公式_解释说明以及概述

naca四位翼型公式解释说明以及概述1. 引言1.1 概述本文旨在详细讨论和解释NACA四位翼型公式，并对其进行概述。

NACA （National Advisory Committee for Aeronautics）四位翼型公式是一套用于描述飞行器翼型外形的数学方程，它广泛应用于航空领域的翼型设计与分析中。

1.2 文章结构本文主要包括五个部分：引言、NACA四位翼型公式的背景、NACA四位翼型公式的解释说明、NACA四位翼型公式的概述与分类，以及结论及展望。

接下来将逐一介绍每个部分所涵盖的内容。

1.3 目的通过本文，读者将对NACA四位翼型公式有一个全面的理解，包括其背景、发展历史以及重要性。

同时，我们还将详细讨论该公式的基本原理、参数含义和影响因素，并提供使用方法和应用案例作为实际应用指导。

此外，在对不同类型和特征的NACA四位翼型进行分类和概述时，我们将探讨选择考虑因素并分析其区别。

最后，文章将总结主要观点和发现结果，并探讨NACA四位翼型公式未来的发展趋势，并提供改进方向的建议。

随着本文的阅读，读者将了解到NACA四位翼型公式在航空领域中的重要性，以及其对飞行器设计和性能分析所产生的积极影响。

2. NACA四位翼型公式的背景2.1 航空领域中的重要性在航空领域中，飞行器必须具备良好的气动性能，才能实现稳定和高效的飞行。

其中翼型是影响飞行器气动性能最重要的因素之一。

翼型的设计直接决定了飞行器在不同飞行状态下的升力、阻力以及操纵特性等方面表现。

2.2 NACA四位翼型公式的发展历史NACA（National Advisory Committee for Aeronautics）是成立于1915年的美国国家航空咨询委员会。

在20世纪初期，研究人员意识到改善翼型形状对于提高飞机性能至关重要。

为了得到更好的翼型形状，NACA组织开始进行大量实验和理论分析，并最终开发出了一系列适用于不同应用场景的数学公式，即NACA四位翼型公式。

翼型气动性能数值分析

翼型气动性能数值分析

翼型气动性能数值分析李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【摘要】利用Spalart-Allmaras湍流模型对NACA0006翼型和NACA6412两种翼型进行了气动性能数值研究,比较分析了两种翼型在不同攻角和不同马赫数下的气动性能,研究了攻角和马赫数对两种翼型升力系数、阻力系数以及升阻比的影响.研究结果表明,在所研究攻角范围内,当马赫数为0.8时,NACA0006和NACA6412两翼型的最佳攻角分别为2°和4°,NACA0006翼型的升阻比随攻角的变化更加明显;在所研究马赫数范围内,当攻角为4°时,当马赫数分别为0.6和0.5时,NACA0006和NACA6412两翼型升阻比最大,NACA6412翼型的升阻比随马赫数的变化更加明显.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)006【总页数】7页(P27-32,39)【关键词】翼型;气动性能;马赫数;升阻比;数值分析【作者】李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V224机翼是飞机的重要组成部分，其主要的作用是为飞机提供升力，并控制飞行姿态。