rae2822翼型参数

RAE2822翼型跨声速绕流的CFD计算

摘 要：使用ANSYS对RAE2822翼型进行网格划分,之后导入fluent中进行计算。通过对不同的模型和不同边界层网格的计算，采用控制变量的方法分组比较分析，并将计算结果中的压力系数与试验数据以及组内数据进行对比分析，以验证FLUENT计算结果的准确性。 关键词：RAE2822，控制变量，ANSYS，FLUENT 引言：

本文研究了速度场来流条件为Ma=0.729, α=2.31的情况下各种状态下的计算结果。计算状态分别为无粘流动（欧拉方程、无附面层网格）；至少3种不同湍流模型计算粘性绕流（同一带附面层网格，y≈30）。采用S-A湍流模型，建立4种不同y＋的网格计算（y＋<1, y＋≈10, y＋≈30, y＋≈50）。 对y＋≈50的网格，额外采用流场求解网格自适应功能（基于压力梯度）进行计算。以及在Ma∞＝0.75, Re＝5×106,迎角α=-1°, -0.5°, 0°, 0.5°, 1°的条件下对DLR-F6翼身组合体的绕流进行了数值求解，并将所得结果与实验结果进行对比分析，对FLUENT软件计算三位复杂外形绕流的准确性进行验证。

通过对不同状态下的计算结果分析飞行器的气动特性，并且将数值计算的结果与相应的试验数据进行比较，从而对数值计算结果进行验证。

＋

一、RAE2822翼型

1.1 RAE2822翼型二维模型

图 1 SAE2822机翼翼型

1.2计算初始参数 流体介质：理想空气 来流条件马赫数 Ma=0.729 攻角 α=2.31°

RAE2822翼型跨声速绕流的CFD计算

摘 要：使用ANSYS对RAE2822翼型进行网格划分,之后导入fluent中进行计算。通过对不同的模型和不同边界层网格的计算，采用控制变量的方法分组比较分析，并将计算结果中的压力系数与试验数据以及组内数据进行对比分析，以验证FLUENT计算结果的准确性。 关键词：RAE2822，控制变量，ANSYS，FLUENT 引言：

本文研究了速度场来流条件为Ma=0.729, α=2.31的情况下各种状态下的计算结果。计算状态分别为无粘流动（欧拉方程、无附面层网格）；至少3种不同湍流模型计算粘性绕流（同一带附面层网格，y≈30）。采用S-A湍流模型，建立4种不同y＋的网格计算（y＋<1, y＋≈10, y＋≈30, y＋≈50）。 对y＋≈50的网格，额外采用流场求解网格自适应功能（基于压力梯度）进行计算。以及在Ma∞＝0.75, Re＝5×106,迎角α=-1°, -0.5°, 0°, 0.5°, 1°的条件下对DLR-F6翼身组合体的绕流进行了数值求解，并将所得结果与实验结果进行对比分析，对FLUENT软件计算三位复杂外形绕流的准确性进行验证。

通过对不同状态下的计算结果分析飞行器的气动特性，并且将数值计算的结果与相应的试验数据进行比较，从而对数值计算结果进行验证。

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一、RAE2822翼型

1.1 RAE2822翼型二维模型

图 1 SAE2822机翼翼型

1.2计算初始参数 流体介质：理想空气 来流条件马赫数 Ma=0.729 攻角 α=2.31°

一些常见的翼型参数

首先普及下：Alpha 是迎角、Cl是升力系数、Cd是阻力系数 根据翼型的极曲线可以算出升阻比

有Clark Y是必须的！

我有一个NACA的翼型跟Clark Y 性能相似，从实际情况下来说，我觉得NACA4412的滑翔要胜于Clark Y（我的山猎鹰就是用NACA 4412做的）

还有一个有些模友也推荐用的USA 35 B，我没用过，不发表意见。

半对称：

NACA2412,也有不少机用这个翼型，想了解的可以上网查查。我只用过NACA2415，但两者性能差不多， 只不过NACA2415比前者厚点，没那么容易失速。

一个比较著名的内凹翼NACA6412，我有一个DIY的1900天行者机翼就是用这个，感觉阻力还是比Clark Y大不少，但国庆前一段时间沿海刮台风，没能进一步测试。而且这个用马头工艺做是相当的麻烦，但也不是做不了。

最后是飞翼用的翼型：

一个S5010，我见到不少人在用，听他们说还挺好飞的，感兴趣可以在5IMX 或中国模型论坛 两个论坛找下。 我正在做一架用S5010翼型的X8，还没试飞，所以我也暂时不发表意见。

还有一个是估计大家都比较熟悉的-NACA M6 ，这个翼型在中国模型论坛这个论

超声速翼型和亚声速翼型的气

动特性

总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波

超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。

经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实

际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。

原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波

一、超音速薄翼型

翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同

亚声速扰动无界

超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于

马赫波

根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向

【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）

易制造）

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

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

目录

1 系统总体设计

2 芯片和电路的选择方案和论证 2.1 语音采集模块 2.2功放芯片模块 2.3 抑制噪音模块 2.4自动增益调节模块 2.5 消除失真模块 3单元芯片和局部电路分析

3.1 TDA2822m原理电路 3.2 抑制噪音单元电路 3.3 自动增益调节单元电路 3.4 消除失真单元电路 4 耳聋电子助听器测试 5 作品创新之处 6 总结 7. 附录

7.1 助听器总体电路

1.系统总体设计

助听器实质上是一种低频放大器，可用耳机进行放音，当使用者用上耳机后，可提高老年者的听觉，同时可对青少年的学习和记忆能带来方便。 目前，市售的助听器，其中有些产品有如下缺点：(1)噪声大、沙沙声使患者心烦、厌倦；(2)自动增益控制差(有的没有自动增益控制)，说话者稍微远一点儿就听不清了，而离近时声又大得刺耳，使患者头痛；(3)最大输出功率小，只能满足轻度耳聋患者需要。

针对上述缺点：我们专门设计了新型耳聋助听器，在普通的助听器的基础上，加上抑制噪声电路，场效应管自动增益控制电路，二级放大电路，以满足中、深度耳聋患者的需要。

系统由语音信号采集装置，功放芯片，抑制噪声电路，自动增益调节电路，

CAE联盟论坛精品讲座系列

详细FLUENT实例讲座-翼型计算

主讲人：流沙 CAE联盟论坛总版主

1.1 问题描述

翼型升阻力计算是CFD最常规的应用之一。本例计算的翼型为RAE2822，其几何参数可以查看翼型数据库。本例计算在来流速度0.75马赫，攻角3.19°情况下，翼型的升阻系数及流场分布，并将计算结果与实验数据进行对比。模型示意图如图1所示。

1.2 FLUENT前处理设置

Step 1：导入计算模型

以3D，双精度方式启动FLUENT14.5。

利用菜单【File】>【Read】>【Mesh…】，在弹出的文件选择对话框中选择网格文件rae2822_coarse.msh，点击OK按钮选择文件。如图2所示。

点击FLUENT模型树按钮General，在右侧设置面板中点击按钮Display…，在弹出的设置对话框中保持默认设置，点击Display按钮，显示网格。如图3所示。

Step 2：检查网格

采用如图4所示步骤进行网格的检查与显示。点击FLUENT模型树节点General节点，在右侧面板中通过按钮Scale…、Check及Report Quality实现网格检查。

点击按钮Check，在命令输出按钮出现如图5所示网

目录

1 系统总体设计

2 芯片和电路的选择方案和论证 2.1 语音采集模块 2.2功放芯片模块 2.3 抑制噪音模块 2.4自动增益调节模块 2.5 消除失真模块 3单元芯片和局部电路分析

3.1 TDA2822m原理电路 3.2 抑制噪音单元电路 3.3 自动增益调节单元电路 3.4 消除失真单元电路 4 耳聋电子助听器测试 5 作品创新之处 6 总结 7. 附录

7.1 助听器总体电路

1.系统总体设计

助听器实质上是一种低频放大器，可用耳机进行放音，当使用者用上耳机后，可提高老年者的听觉，同时可对青少年的学习和记忆能带来方便。 目前，市售的助听器，其中有些产品有如下缺点：(1)噪声大、沙沙声使患者心烦、厌倦；(2)自动增益控制差(有的没有自动增益控制)，说话者稍微远一点儿就听不清了，而离近时声又大得刺耳，使患者头痛；(3)最大输出功率小，只能满足轻度耳聋患者需要。

针对上述缺点：我们专门设计了新型耳聋助听器，在普通的助听器的基础上，加上抑制噪声电路，场效应管自动增益控制电路，二级放大电路，以满足中、深度耳聋患者的需要。

系统由语音信号采集装置，功放芯片，抑制噪声电路，自动增益调节电路，

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1.1 问题描述

翼型升阻力计算是CFD最常规的应用之一。本例计算的翼型为RAE2822，其几何参数可以查看翼型数据库。本例计算在来流速度0.75马赫，攻角3.19°情况下，翼型的升阻系数及流场分布，并将计算结果与实验数据进行对比。模型示意图如图1所示。

1.2 FLUENT前处理设置

Step 1：导入计算模型

以3D，双精度方式启动FLUENT14.5。

利用菜单【File】>【Read】>【Mesh…】，在弹出的文件选择对话框中选择网格文件rae2822_coarse.msh，点击OK按钮选择文件。如图2所示。

点击FLUENT模型树按钮General，在右侧设置面板中点击按钮Display…，在弹出的设置对话框中保持默认设置，点击Display按钮，显示网格。如图3所示。

Step 2：检查网格

采用如图4所示步骤进行网格的检查与显示。点击FLUENT模型树节点General节点，在右侧面板中通过按钮Scale…、Check及Report Quality实现网格检查。

点击按钮Check，在命令输出按钮出现如图5所示网

机翼

机翼是模型飞机产生升力的主要部件。模型飞机性能的好坏往往决定于机翼的好坏，良好的机翼应该能产生很大的升力和很小的阻力，并有足够的强度和刚性，不容易变形而且容易制作。决定机翼产生升力大小的因素很多，与机翼面积、速度等直接有关，不过这些因素往往不能够或不便于改变，譬如空气密度，我们不能改变；机翼两积、通常受到比赛规则的限制；飞行速度不容易控制，而且对竞时的模型飞机来说，速度愈小愈好。这样一来，要想增大升力只能从增大升力系数着想了。在减小机翼阻力方面也是这样，主要是设法减小机翼产生的阻力系数。决定机翼升力系数及阻力系数的是机翼截面形状(即翼型)、机翼平面形状和当时的迎角。好的翼型能够在同样的迎角下有较大的升力系数和较小的阻力系数，这两种系数的比值(称升阻比)可达到18以上。

一、翼型

翼型就是机翼的截面形

状。现代模型飞机所用的翼型

一般可分为六类：平凸型、对

称型、凹凸型、双凸型、S型和

特种型，如图3-1所示。这六种

翼型各有各的特点，每种翼型

一般能符合某几种模型飞机的

要求。

翼型各部分的名称如图3-2所示。其中影响翼型性能最大的是中弧线(或中线)的形状、翼型的厚度和翼型厚度的分布。中弧

线是翼型上弧线与下

弧线之间的距离中点

的连线。如果中弧线是

一根直线与翼弦