【摘 要】
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以FL-1风洞NACA0012翼型模型试验为研究对象,对实际三维黏性流场进行数值仿真,进口来流马赫数分别为0.5和0.8,模型攻角为3.05°。模型中部翼型表面绕流压强系数分布计算
【机 构】
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郑州航空工业管理学院航空工程学院,空军工程大学航空工程研究生队,西北工业大学动力与能源学院
【基金项目】
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河南省科技攻关计划项目(192102310471),郑州航空工业管理学院教研基金项目(zhjy18-11)
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以FL-1风洞NACA0012翼型模型试验为研究对象,对实际三维黏性流场进行数值仿真,进口来流马赫数分别为0.5和0.8,模型攻角为3.05°。模型中部翼型表面绕流压强系数分布计算值与试验值符合良好,清晰呈现翼型表面附面层网格分布、可压缩流场流速和密度分布、局部激波及其诱导附面层分离。试验段上下透气孔板壁面模拟边界条件可行,迭代计算过程对来流马赫数实时监视和调控,能够确保其达到预定目标值。实际物理试验与计算机数值仿真相互配合、互相促进,能够有效提升教学质量。
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