λ=2的机翼流体动力性能计算

本文采用涡环珊格法计算了 NACA0012翼型小展弦比机翼的流体动力性能。文中探讨了单元的划分方式;讨论了库塔条件和尾涡面的两种处理方法;考虑了小展弦比机翼横向绕流的影响。计算结果在较大的攻角范围内,与经验公式预报结果及实验结果比较,符合良好。与大展弦比(λ>2)机翼不同的是,小展弦比(λ≤2)机翼存在着明显的横向绕流.三元效应显著。已有的一些计算方法大多将奇点分布于机翼中弧面或某一选定面内.在薄翼条件假定下,将厚度与弯度问题分别考虑。本文采用将偶极子直接分布于翼面的涡环栅格法,完全按厚翼问题预报机翼的流体动力性能。该方法具有将厚度与弯度一并考虑的优点。用该方法计算了 NACA0012翼型λ=2的小展弦比机翼,在攻角较大的范围内(α≤12).取得了满意的结果。