航空航天工程学杂志
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抽象的

NACA653218 翼型气动特性

Khalil EE*,Abdelghany ES,Abdellatif OE,Elhariry G

在这项研究中，我们使用 CFD 获得了阻力和升力系数、速度、压力和路径线轮廓，这些也可以通过风洞实验测试来确定。对于相同的问题解决方案，这个过程相对困难，而且价格肯定比 CFD 技术成本更高。因此，我们已经完成了分析方法，然后可以通过实验测试来验证。描述了用于确定亚音速 NACA653218 翼型的空气动力特性的 CFD 程序。首先，翼型模型形状、边界条件和网格均在 GAMBIT® 2.3.16 作为预处理器中形成。CFD 模型的第二步应该是检查网格尺寸对求解结果的影响。为了节省时间，以包含大约 100000 个单元格的网格为例。第三步是使用相同模型和运行条件下的可用实验数据，通过不同的湍流模型验证 CFD NACA653218 翼型形状模型。自由流温度为288.2 K，与环境温度相同。在给定温度下，空气的密度为ρ=1.225kg/m3，压力为101325 Pa，粘度为μ=1.7894×10-5 kg/m·s。使用分离的隐式求解器（FLUENT® 处理器）估计迎角范围为 -5 至 16°。Spalart-Allmaras 湍流模型比标准 k-ε 模型、RNG k-ε 模型和标准模型 k-ε 模型更准确。对于升力系数，发现Spalart-Allmaras模型的最大误差比其他湍流模型低约12%。对于阻力系数，发现Spalart-Allmaras模型的最大误差比其他湍流模型低约25%。对于俯仰力矩系数，发现Spalart-Allmaras模型的最大误差比其他湍流模型低约30%。