定進口邊界為速度的進口邊界條件，速度為無窮遠處的來流風(fēng)速；由于計算區(qū)域相對弦長較大，選擇自由出流為出口的邊界條件。完成2D 網(wǎng)格劃分。采用Fluent 軟件行進數(shù)值模擬計算，本例中采用穩(wěn)態(tài)分離求解器，選用Spalart-Allmaras 湍流模型， 雷諾數(shù)為3×106。
　　5. 計算結(jié)果及分析
　　計算時，通過改變來流方向來改變攻角的大小，分析了攻角在0° -18°范圍時，NACA0012 翼型的空氣動力學(xué)特性，包括升阻系數(shù)，速度云圖，如圖4 所示：葉型最重要的氣動參數(shù)是升力系數(shù)和阻力系數(shù)，風(fēng)吹在翼型上時翼型產(chǎn)生升力L 和阻力D。隨著攻角α 的增加，升力系數(shù)逐漸增加，而阻力系數(shù)隨攻角的增加而變化緩慢，當(dāng)攻角增加到某一臨界值αr 時，升力系數(shù)突然減少而阻力系數(shù)急劇增加，此時，葉片處于失速現(xiàn)象。在實際中，當(dāng)風(fēng)力機葉片出現(xiàn)失速時，其噪聲會突然增大，引起風(fēng)力機的振動和運行不穩(wěn)定現(xiàn)象。因此，風(fēng)力機的設(shè)計和運行時要控制風(fēng)力機的各種參數(shù)使風(fēng)力機在失速點內(nèi)運行。由上圖可以看出NACA0012 翼型在攻角為15°時升力系數(shù)達到最大值，隨攻角的繼續(xù)增加升力系數(shù)開始下降，而阻力系數(shù)則急劇上升，翼型的氣動性能開始惡化，由此可見NACA0012 翼型在雷諾數(shù)為3×106 時的失速攻角應(yīng)該在15°