计算流体力学大作业报告(翼型空气动力分析)
空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告
《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：________________________实验时间：________________________实验地点：________________________小组成员：________________________专业：___________________________一、实验目的1熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力讣测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1）风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速匕=20,30,40加/s。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压1亠,实验段气流的总压几为实验室的大气圧几。
表2.2翼型测压点分布表上表而下表面（2）实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0,上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ......。
（如表-2所示）（3）多管压力计：压力计斜度0 = 90。
，压力计标定系数K = 1.0。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为厶；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为厶、，；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为-。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
流体动力力学报告范文
流体动力力学报告范文流体动力学报告范文流体动力学是力学的一个重要分支，研究流体的运动规律和力学性质。
在过去的一段时间里，我进行了一系列流体动力学实验，最终得出了一些结论。
以下是我的报告范文。
【引言】流体动力学是研究液体和气体运动的一门学科，它在工程、航空、汽车等领域有着广泛的应用。
通过实验研究流体的性质和行为，可以更好地理解流体的运动规律和力学性质。
本报告旨在总结我所进行的流体动力学实验，并得出相应的结论。
【实验过程】我进行了一系列关于流体动力学的实验，包括测量流体的流速和流量、研究流体的稳定性和粘度等。
在测量流体的流速和流量实验中，我使用了流速计和流量计进行实验。
实验结果表明，流体的流速和流量与流入流体的面积成正比，与流体的粘度和密度有关。
在研究流体的稳定性实验中，我通过改变流体的密度和粘度，观察流体的流动状态。
实验结果表明，流体的稳定性与流体的粘度和密度有关，高粘度和高密度的流体更不易受外力影响。
在粘度实验中，我使用了U型管和水银进行实验，通过测量U型管两端的液面差来计算流体的粘度。
实验结果表明，流体的粘度与流体的密度和黏度成正比，与流体的温度成反比。
【实验结论】通过以上实验，我得出了一些结论：首先，流体的流速和流量与流入流体的面积成正比，与流体的粘度和密度有关。
其次，流体的稳定性与流体的粘度和密度有关，高粘度和高密度的流体更不易受外力影响。
最后，流体的粘度与流体的密度和黏度成正比，与流体的温度成反比。
【结语】流体动力学是一门复杂的学科，研究的内容广泛且有广泛的应用。
通过进行流体动力学实验，我们可以更好地理解流体的运动规律和力学性质，并为实际工程问题提供参考和解决方案。
本报告总结了我所进行的流体动力学实验，并得出了一些结论。
希望我的研究能为相关领域的研究者和工程师提供一些参考和启示。
空气动力学实验报告
实验一边界层流动测量实验摘要：边界层，又称为流动边界、附面层，它是流体流动过程中，紧贴壁面的粘性阻力不可忽略的一层薄薄的流体，它对主要流体运动的影响很大。
自普朗特提出该概念起，边界层研究就一直是流体力学研究中一个焦点和难点课题。
本实验通过热线风速仪测量距离凹口平板前缘不同位置点流体的速度分布情况，并对实验数据加以分析处理，从而确定出在不同工况中的边界层的厚度、位移厚度，以及避免粘性力等参数，最终分析边界层的特性。
关键词：边界层，热线风速仪，粘性力，雷诺数，拟合，标定1.实验简介此次实验是在一个开口式风洞中进行的，该风洞试验段截面尺寸为：500mm*500mm。
设置风洞风机的运行频率为20Hz和30Hz、，利用热线风速仪测量凹槽分离点20mm的边界层上的速度分布。
然后用两种不同的方法拟合热线风速仪实验前后标定曲线，得出标定误差值，从而分析比较这两种拟合方法的优缺点，并分析出实验中热线性能的稳定性。
2.实验步骤1)将皮托管固定在风洞试验段，轴线和来流速度方向平行。
记录皮托管标定系数k。
皮托管静压连接到压力传感器负压接口，皮托管总压连接到压力传感器通道1；2)热线风速仪探头安装在二位坐标架上，连接热线探头与恒温控制器输入、输出。
此时热线恒温控制器切勿通电！将热线探头移至和皮托管同一高度；3)热线输出连接到数据采集卡AI0，皮托管输出连接到数据采集卡AI1；4)将热线恒温控制器通电，打开MATLAB热线风速仪标定程序“hw calibration.m”，改变文件名运行程序；5)将热线移动至测量点（距离凹腔分离点X=20mm）上方自由来流中，调整风洞风速，风机运行频率f=30Hz, MATLAB运行热线速度分布测量程序“hw measurement.m”改变文件存储名称。
改变风洞风速，风机运行频率f=20Hz,重复步骤4；6)打开MATLAB热线风速仪标定程序’hw calibration.m’，改变标定参数存储文件名，重新运行标定程序。
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
计算流体力学课程大作业
《计算流体力学》课程大作业——基于涡量-流函数法的不可压缩方腔驱动流问题数值模拟张伊哲 航博1011、 引言和综述2、 问题的提出，怎样使用涡量-流函数方法建立差分格式3、 程序说明4、 计算结果和讨论5、 结论1引言虽然不可压缩流动的控制方程从形式上看更为简单，但实际上，目前不可压缩流动的数值方法远远不如可压缩流动的数值方法成熟。
考虑不可压缩流动的N-S 方程：01()P t νρ∇⋅=⎧⎪∂⎨+∇⋅=-∇+∆⎪∂⎩U UUU f U (1.1)其中ν是运动粘性系数，认为是常数。
将方程组写成无量纲的形式：01()Re P t∇⋅=⎧⎪∂⎨+∇⋅=-∇+∆⎪∂⎩U UUU f U (1.2) 其中Re 是雷诺数。
从数学角度看，不可压缩流动的控制方程中不含有密度对时间的偏导数项，方程表现出椭圆-抛物组合型的特点；从物理意义上看，在不可压缩流动中，压力这一物理量的波动具有无穷大的传播速度，它瞬间传遍全场，以使不可压缩条件在任何时间、任何位置满足，这就是椭圆型方程的物理意义。
这就造成不可压缩的N-S 方程不能使用比较成熟的发展型．．．偏微分方程的数值求解理论和方法。
如果将动量方程和连续性方程完全耦合求解，即使使用显示的离散格式，也将会得到一个刚性很强的、庞大的稀疏线性方程组，计算量巨大，更重要的问题是不易收敛。
因此，实际应用中，通常都必须将连续方程和动量方程在一定程度上解耦。
目前，求解不可压缩流动的方法主要有涡量-流函数法，SIMPLE 法及其衍生的改进方法，有限元法，谱方法等，这些方法各有优缺点。
其中涡量-流函数法是解决二维不可压缩流动的有效方法。
作者本学期学习了研究生计算流体课程，为了熟悉计算流体的基本方法，选择使用涡量-流函数法计算不可压缩方腔驱动流问题，并且对于不同雷诺数下的解进行比较和分析，得出一些结论。
本文接下来的内容安排为：第2节提出不可压缩方腔驱动流问题，并分析该问题怎样使用涡量-流函数方法建立差分格式、选择边界条件。
计算流体力学实验报告
一、实验目的1. 了解计算流体力学的基本原理和方法；2. 掌握计算流体力学软件的使用方法；3. 通过实验验证计算流体力学在工程中的应用。
二、实验原理计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，简称CFD）是一种利用数值方法求解流体运动和传热问题的学科。
其基本原理是利用数值方法将连续的物理问题离散化，将其转化为求解偏微分方程组的问题。
在计算流体力学中，常用的数值方法有有限差分法、有限元法和有限体积法。
本实验采用有限体积法进行流体运动的数值模拟。
有限体积法将计算区域划分为若干个控制体，在每个控制体上应用守恒定律，将连续的偏微分方程转化为离散的代数方程组。
通过求解这些代数方程组，可以得到流体在各个控制体内的速度、压力和温度等参数。
三、实验内容1. 实验一：二维不可压缩流体的稳态流动模拟（1）实验目的：通过模拟二维不可压缩流体的稳态流动，验证计算流体力学在流体运动模拟中的应用。
（2）实验步骤：① 建立二维流场模型，包括进口、出口、壁面和障碍物等；② 划分计算区域，选择合适的网格划分方法；③ 设置边界条件和初始条件；④ 选择合适的数值方法和湍流模型；⑤ 运行计算流体力学软件，得到流场参数；⑥ 分析结果，绘制流线图、速度矢量图等。
（3）实验结果与分析：通过模拟二维不可压缩流体的稳态流动，得到流场参数，并绘制流线图、速度矢量图等。
根据实验结果，可以分析流场特征，验证计算流体力学在流体运动模拟中的应用。
2. 实验二：三维不可压缩流体的瞬态流动模拟（1）实验目的：通过模拟三维不可压缩流体的瞬态流动，验证计算流体力学在流体运动模拟中的应用。
（2）实验步骤：① 建立三维流场模型，包括进口、出口、壁面和障碍物等；② 划分计算区域，选择合适的网格划分方法；③ 设置边界条件和初始条件；④ 选择合适的数值方法和湍流模型；⑤ 运行计算流体力学软件，得到流场参数；⑥ 分析结果，绘制流线图、速度矢量图等。
计算流体力学试验报告
计算流体力学实验报告学院：城市轨道交通学院专业：建筑环境与设备工程学号：1242405026姓名：张伟计算流体力学实验报告--------Gambit及Fluent软件应用前言计算流体力学或计算流体动力学，英文Computational Fluid Dynamics，简称CFD,是用计算机和离散化的数值方法对流体力学问题进行数值模拟和分析的一个学科。
计算流体力学是目前国际的一个研究热点,是进行传热、传质、动量传递及燃烧、多相流和化学反应研究的核心和重要技术，广泛应用于航空、航天、兵器、船舶、汽车、环境、能源、医药、化工、机械、电子等诸多工程领域。
计算流体力学是用计算机和离散化的数值方法对流体力学问题进行数值模拟和分析的一个学科。
流体力学和其他学科一样，是通过理论分析和实验研究两种手段发展起来的。
很早就已有理论流体力学和实验流体力学两大分支。
理论分析是用数学方法求出问题的定量结果。
但能用这种方法求出结果的问题毕竟是少数，计算流体力学正是为弥补分析方法的不足而发展起来的。
而此次上机我们采用的便是利用Gambit软件建立模型并进行网格mesh划分，再使用Fluent软件设置边界条件后进行网格收敛计算。
问题介绍本问题是在在一个模拟正方体内，通过设置不同的进出口，来模拟正方体内的速度场。
通过对3个不同进出口方案的分析，找出最好的进出口设置方案。
前处理（Pro-processor）本题的处理模型是一个边长为2m的正方体，该立体空间处于稳定流动状态，如下图所示。
其中蓝色部分为该模型的入口（inlet），红色为该模型的出口（2个outlet），其余各部分均为墙体。
设置进口速度为0.4m/s，假设影响气流组织的因素有进风口位置、出风口位置、模型内的扰动等。
其中以送风口的空气射流及其参数对气流组织的影响最为重要。
现在计算模拟次数（2000次左右）一定的情况下，进出口质量流量差小于10^-5时，该模型的速度场等情况。
流体力学及气体动力学综合实验报告册(二)
流体力学及气体动力学综合实验实验报告册（二）班级姓名学号成绩西北工业大学动力与能源学院2015年11月实验三沿程损失实验一、实验目的1、验证沿程水头损失与平均流速的关系。
2、掌握管道沿程阻力系数λ的测量方法。
二、实验设备实验设备为沿程损失实验装置，其主要由恒压水箱、进水阀、出水阀、测压计、接水盒以及自循环供水箱等部件组成，如图3-1所示。
接水盒图3-1 沿程损失实验原理图三、实验原理四、实验方法与步骤1． 确定出水阀完全开启，进水阀半开启。
启动水泵，排出实验管道、测压计中的气泡。
2． 逐渐开启进水阀，稳定2~3分钟，观测各个测压计中液面液高，并用体积法或称重法测定流量。
每次测量流量的时间应大于10秒。
3． 调整流量，继续测量，直至进水阀全开。
4． 如此测量10次以上，其中层流流动时测量3~5次。
5． 每次实验均要测量温度。
6． 实验完毕，先关闭进水阀，然后关闭出水阀，并切断电源，整理实验现场。
五、实验成果及要求实验台号No1.记录计算有关常数：管径d = cm ，管长l = cm ， 水温t = ℃，水的密度3______/kg m ρ=。
运动粘度621.7751010.03370.000221t t υ-⨯==++2/m s2．实验数据记录与计算六、实验分析与讨论:1.什么是沿程损失，影响沿程损失的因素有哪些？2.沿程损失系数 与雷诺数Re之间有什么关系，请采用经验公式验证所计算得到的沿程损失系数。
实验四局部损失实验一、实验目的1、掌握管路中测定局部阻力系数的方法。
2、通过对圆管突扩局部阻力系数和突缩局部阻力系数的经验公式的实验验证与分析，熟悉用理论分析法和经验法建立函数式的途径。
3、加深对局部阻力损失机理的了解。
二、实验装置实验设备为局部损失实验装置，其主要由恒压水箱、出水阀、测压计、接水盒以及自循环供水箱等部件组成，如图4-1所示。
实验管道具有突扩与突缩段，在突扩与突缩段前后设置有测压计，用来测量突扩与突缩所造成的压力损失。
计算流体力学大作业
1 提出问题[问题描述]Sod 激波管问题是典型的一类Riemann 问题。
如图所示，一管道左侧为高温高压气体，右侧为低温低压气体，中间用薄膜隔开。
t=0 时刻，突然撤去薄膜，试分析其他的运动。
Sod 模型问题：在一维激波管的左侧初始分布为：0 ,1 ,1111===u p ρ，右侧分布为：0 ,1.0 ,125.0222===u p ρ，两种状态之间有一隔膜位于5.0=x 处。
隔膜突然去掉，试给出在14.0=t 时刻Euler 方程的准确解，并给出在区间10≤≤x 这一时刻u p , ,ρ的分布图。
2 一维Euler 方程组分析可知，一维激波管流体流动符合一维Euler 方程，具体方程如下： 矢量方程：0U ft x∂∂+=∂∂ (0.1)分量方程：连续性方程、动量方程和能量方程分别是：222,,p u ρ()()()()2000u tx u u pt x x u E p E tx ρρρρ∂⎧∂+=⎪∂∂⎪⎪∂∂∂⎪++=⎨∂∂∂⎪⎪∂+⎡⎤∂⎣⎦+=⎪∂∂⎪⎩ (0.2)其中 22v u E c T ρ⎛⎫=+ ⎪⎝⎭对于完全气体，在量纲为一的形式下，状态方程为：()2p T Ma ργ∞=(0.3)在量纲为一的定义下，定容热容v c 为：()211v c Ma γγ∞=- (0.4)联立(1.2)，(1.3)，(1.4)消去温度T 和定容比热v c ，得到气体压力公式为：()2112p E u γρ⎛⎫=-- ⎪⎝⎭(0.5)上式中γ为气体常数，对于理想气体4.1=γ。
3 Euler 方程组的离散3.1 Jacibian 矩阵特征值的分裂Jacibian 矩阵A 的三个特征值分别是123;;u u c u c λλλ==+=-，依据如下算法将其分裂成正负特征值：()12222k k k λλελ±±+=(0.6)3.2 流通矢量的分裂这里对流通矢量的分裂选用Steger-Warming 分裂法，分裂后的流通矢量为()()()()()()()12312322232121212122f u u c u c u u c u c w γλλλργλλλγλλγλ⎛⎫⎪-++ ⎪=-+-++ ⎪ ⎪ ⎪-+-+++ ⎪⎝⎭＋＋＋＋＋＋＋＋＋＋＋(0.7)()()()()()()()12312322232121212122f u u c u c u u c u c w γλλλργλλλγλλγλ⎛⎫⎪-++ ⎪=-+-++ ⎪ ⎪ ⎪-+-+++ ⎪⎝⎭－－－－－－－－－－－(0.8)其中：()()()223321c w γλλγ±±±-+=- c 为量纲为一的声速：22Tc Ma ∞=(0.9)联立(1.3)，(1.9)式，消去来流马赫数得：ργp c =3.3 一阶迎风显示格式离散Euler 方程组 10n n i i x i x i U U f f t xδδ+-++--++=∆∆ (0.10)得到()()n+1nj j 11U =U j j j j t f f f f x++---+∆⎡⎤--+-⎣⎦∆ 算法如下：① 已知初始时刻t=0的速度、压力及密度分布000,,j j j u P ρ，则可得到特征值分裂值0k λ±，从而求出流通矢量0j f ±；② 应用一阶迎风显示格式可以计算出1t t =∆时刻的组合变量1j U ，从而得到1t t =∆时刻的速度、压力及密度分布111,,j j j u P ρ；③ 利用1t t =∆时刻的速度、压力及密度分布111,,j j j u P ρ可得特征值分裂值1k λ±，从而求出流通矢量1j f ±；④ 按照步骤2的方法即可得到2t t =∆时刻的速度、压力及密度分布222,,j j j u P ρ；⑤ 循环以上过程即可得到()1t n t =+∆时刻的速度、压力及密度分布n+1n+1n+1,,j j j u P ρ。
2024年空气动力学总结（2篇）
2024年空气动力学总结____年是一个科技进步迅速的年代，空气动力学领域也在不断发展和创新。
在这篇总结中，我将为您介绍____年空气动力学的最新进展，包括技术发展、应用领域和研究成果。
1. 技术发展1.1 高效翼型设计：____年，在空气动力学领域，一项重要的技术进展是高效翼型的设计和优化。
通过使用先进的计算流体力学模拟和优化算法，工程师们能够设计出更加优化和高效的翼型，以减小飞机的阻力并提高飞机的升力系数。
1.2 翼尖涡减阻技术：翼尖涡是飞机在飞行过程中产生的一种涡旋，会增加飞机的阻力。
____年，工程师们开发出了一项翼尖涡减阻技术，通过在翼尖上安装一种新型的尖状装置，能够有效减小翼尖涡的产生，从而降低飞机的阻力和燃油消耗。
1.3 多孔翼面技术：多孔翼面是一种新型的翼面结构，____年，科研人员取得了一系列突破性进展。
多孔翼面的优点是能够有效减小风阻，提高飞机的升力系数，并且在一定程度上能够吸收和减小噪音。
这项技术在未来有望得到广泛应用。
2. 应用领域2.1 商用航空：商用航空是空气动力学的一个重要应用领域。
____年，随着技术的不断进步，商用航空公司将能够开发出更加高效和环保的飞机，减少对化石燃料的依赖，并降低排放。
2.2 无人机：无人机是近年来迅速发展起来的一种飞行器，广泛应用于农业、测绘、物流等领域。
随着空气动力学技术的不断提高，____年的无人机将具备更长的续航能力、更高的飞行速度和更稳定的飞行性能。
2.3 超音速运输：超音速运输是一个具有巨大潜力的领域，通过超音速运输，人们能够更快速、更高效地到达目的地。
____年，随着技术的进步，科研人员将为超音速飞行器研发出更加高效和稳定的空气动力学设计，推动超音速运输的发展。
3. 研究成果3.1 超轻复合材料：在____年，科研人员取得了重要的突破，开发出了一种超轻复合材料。
这种材料具有高强度、高刚度和低密度的特点，能够极大地降低飞机的重量，提高飞机的燃油效率和航程。
空气力学实验报告
一、实验目的1. 了解空气动力学基本原理，掌握空气动力学实验的基本方法和技巧。
2. 通过实验验证伯努利方程、托里拆利定律等空气动力学基本理论。
3. 分析空气流动对物体运动的影响，探究流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
二、实验原理1. 伯努利方程：在流体流动过程中，流速越大的地方，压力越小；流速越小的地方，压力越大。
即流体在流动过程中，动能、势能和压力能之间可以相互转化。
2. 托里拆利定律：在静止流体中，任意一点的压强等于该点上方流体的重量所产生的压强。
3. 流体阻力：物体在流体中运动时，会受到流体的阻碍，这种阻碍力称为流体阻力。
流体阻力与物体形状、速度、流体密度等因素有关。
三、实验仪器与设备1. 风洞2. 气球3. 风速计4. 伯努利管5. 托里拆利管6. 测量尺7. 记录本四、实验步骤1. 伯努利方程验证实验- 将气球置于风洞中，调整风速，观察气球在风洞中的运动状态。
- 在气球上方和下方分别插入伯努利管，测量气球上方和下方的压力差。
- 根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速，验证伯努利方程的正确性。
2. 托里拆利定律验证实验- 将托里拆利管插入装有水的水槽中，观察管内水柱的高度。
- 调整水槽中的水位，观察管内水柱高度的变化，验证托里拆利定律的正确性。
3. 流体阻力实验- 将不同形状的物体（如圆柱体、圆球、长方体等）放入风洞中，调整风速，测量物体在流体中的运动速度。
- 记录不同形状物体的流体阻力，分析流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
五、实验数据与结果分析1. 伯努利方程验证实验- 实验数据：风速1 m/s时，气球上方压力为100 kPa，下方压力为90 kPa；风速2 m/s时，气球上方压力为95 kPa，下方压力为85 kPa。
- 结果分析：根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速分别为0.8 m/s和1.4 m/s，与实验数据基本吻合。
2. 托里拆利定律验证实验- 实验数据：当水槽水位为10 cm时，管内水柱高度为7 cm。
计算流体力学大作业报告
课程综合作业课程名称： _________ 计算流体力学 ___________专业班级： _______________ 研究方向：_______________ 学生姓名： ________________ 学号：________________完成日期： _______________________________________计算流体力学课程综合报告1. 简介计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics ，简称CFD是通过计算机数值计算和图像显示，对包含有流体流动和热传导等相关物理现象的系统所做的分析。
其基本思想为: 把原来在时间域及空间域上连续的物理量的场，如速度场和压力场，用一系列有限个离散点上的变量值的集合来代替，通过一定的原则和方式建立起关于这些离散点上场变量之间关系的代数方程组，然后求解代数方程组获得场变量的近似值。
CFD可以看作是在流动基本方程（质量守恒方程、动量守恒方程、能量守恒方程）控制下对流动的数值模拟。
通过这种数值模拟，我们可以得到极其复杂问题的流场内各个位置上的基本物理量（速度、压力、温度、浓度等）的分布，以及这些物理量随时间的变化情况，确定旋涡分布特性、空化特性及脱流区等。
还可据此算出相关的其他物理星，如旋转式流体机械的转矩、水力损失和效率等。
此外，与CAD联合，还可进行结构优化设计等。
2. 计算流体动学的特点:①流动问题的控制方程一般是非线性的，自变量多，计算域的几何形状和边界条件复杂，很难求得解析解，而用CFD方法则有可能找出满足工程需要的数值解。
②可利用计算机进行各种数值试验，例如，选择不同流动参数进行物理方程中各项有效性和敏感性试验，从而进行方案比较。
③它不受物理模型和实验模型的限制，省钱省时，有较多的灵活性，能给出详细和完整的资料，很容易模拟特殊尺寸、高温、有毒、易燃等真实条件和实验中只能接近而无法达到的理想条件。
④数值解法是一种离散近似的计算方法，依赖于物理上合理、数学上适用、适合于在计算机上进行计算的离散的有限数学模型，且最终结果不能提供任何形式的解析表达式，只是有限个离散点上的数值解，并有一定的计算误差。
计算流体力学大作业(资料教育)
Case 1.二维方腔驱动流问题描述如图所示，特征长度为方腔边长，特征速度为u。
上边界以已知速度u移动，其它边界为静壁面。
试求在Re=100、1000、10000、100000时，空腔内流体的流动状态，比较不同Re流动特征的差异。
一．Re=100在一个正方形的二维空腔中充满等密度的空气，上边界以速度u移动，由Re=ud/ν,又ν=1.789×10-5m2/s，方腔每边长为l=0.1m,可求得速度u=0.01466m/s。
其它边界为静壁面。
同时带动方腔内流体流动。
速度矢量图总压等值线图水平中心线（y=0）上竖直速度分量(v)分布V-x竖直中心线（x=0）上水平速度分量（u）分布U-y不同Re方腔内流函数的分布情况Re=1000Re=10000Re=100000不同Re方腔内总压分布情况Re=1000Re=10000Re=100000方腔驱动流是数值计算中比较简单，具有验证性的一种流动情况，受到很多研究者的关注。
本文通过不同雷诺数观察方腔流动，所得结论如下：（1）当雷诺数较小时，腔中涡旋位置贴近腔体上壁面中部，随着雷诺数Re的增加，涡旋位置逐渐向下方靠近。
（2）随着雷诺数的增加，涡旋的位置逐渐靠近腔体中心。
（3）方腔壁面上的速度大于其他地方的速度。
Case2.圆管的沿程阻力1.问题描述如图，常温下，水充满长度l的一段圆管。
圆管进口存在平均速度u，壁面的当量粗糙高度为0.15mm。
试求在不同雷诺数下，计算该圆管的沿程阻力系数λ，分析比较Re与λ 的关系。
出口截面速度分布如下可见，出口截面流速分布较为明显，呈同心圆分布，内层流速偏大，外层靠近壁面处流速几乎为0，分层更为严重，边界层很薄。
Y=0截面速度分布图可以看出圆管水流湍流入口段及之后的流速发展趋势，而且显示流速变化的规律更为明显。
轴线压降圆管湍流中的压降，除了入口段压强分布因流速急剧上升而下降稍快外，管道后端速度呈充分发展状态，压降呈线性，即△p随L 的增加而降低。
大作业_超音速翼型气动力特性研究
大作业：超音速翼型气动力特性研究（期末考试前上交）研究：方程为0.3(1)y x x =±- 的薄翼型在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的受力情况。
要求：（1）给出表面压力Cp 分布曲线Cp －x ，表面密度、温度分布曲线ρ/ρ∞、T/T ∞ 。
不同攻角情况画在同一张图上。
（2）给出轴向力Ca 、法向力Cn 、绕头部顶点俯仰力矩Cm 及升力Cl 、阻力Cd ，结果以表的形式给出。
（3）x 范围（0，1）内分别按5等份、20等份和50等份进行离散计算。
在同一张图上画出不同等分情况下的表面压力系数分布比较。
()()()2222;;111122;111111122x z F p p Cp Ca V V F M Cn Cm V V ρρρρ∞∞∞∞∞∞∞∞∞-==⨯==⨯⨯⨯研究过程提示：1、判断翼型表面激波膨胀波分布情况：首先判断翼型头部是否产生-关系曲线图可给出结论。
附体斜激波，通过斜激波的θβ2、编制数据表进行插值：由于要对翼型表面各部分受力进行离散化处理，计算各段的马赫数，压力都需要用到与前段的对应关系，而其之间的对应关系式较为复杂，所以需要用到数据表，所以在编程开始时需生成P－M表、等熵流动函数表以便后面插值计算马赫波前后的马赫数、压力/密度/温度之比（斜激波前后气流参数可查表给出）。
3、翼型表面离散化处理：因为翼型表面为连续曲线，必须对翼型进行离散化处理，才能使用激波-膨胀波法计算。
首先，以翼型的对称轴为x轴，垂直于翼型对称轴的直线为z轴建立坐标系。
将翼型沿x轴等分为n份，则翼型表面任意一点i的坐标为（x i,z i）。
4、对离散点的压力和力矩求和计算总气动力：因为在顶点处产生的是斜激波，顶点处的压力和马赫数变化与后面各点产生的不同，所以顶点单独分析给出。
顶点之后的各点产生的都是P－M膨胀波，所以应用膨胀波前后马赫数和气压之比进行分析。
通过离散求和给出总体气动力结果。
工程力学毕业设计-垂直轴风机叶片翼型的空气动力分析
哈尔滨理工大学毕业设计题目：垂直轴风机叶片翼型的空气动力分析院、系：建筑工程学院工程力学系姓名：王健指导教师：隗喜斌系主任：李东华2014年 6月 19日哈尔滨理工大学毕业设计题目：垂直轴风机叶片的空气动力分析院、系：建筑工程学院工程力学系姓名：王健指导教师：隗喜斌系主任：李东华2014年 6月 19日垂直轴风机叶片的空气动力分析摘要随着化石能源的过度消耗以及环境问题，风能越来越受到重视，各国都在努力开发风能资源。
近几年我国的风能发电事业有了很大的发展，但我国关于风力发电技术的研究仍远落后于先进国家，尤其是对叶片的研究。
本文所研究的是一个应用于H型三叶片垂直轴风力机上的叶片，采用理论分析和数值模拟相结合的方法，主要工作和成果如下:（1）回顾风力发电的研究背景，介绍以往垂直轴风力机的研究工作，并阐述了垂直轴风力机的空气动力学设计理论，给出了垂直轴风力机的流管理论模型，分析了垂直轴风力机的运行状态。
（2）应用动量-叶素理论中的双盘多流管模型计算分析了相同雷诺数情况下多种应用较广泛的翼型。
由此筛选出了较适合本文设计目标的翼型，并确定了用来进一步验证叶片性能的风轮结构的主要结构参数。
（3）利用Gambit软件建模、FLUENT软件进行流场分析，改变雷诺数、攻角和叶片翼型，通过对叶片升力、阻力、升阻比的变化趋势，得出NACA 0012，NACA 0018，NACA 2415，NACA 4415四种翼型中最适用于叶片制造的翼型。
关键词：垂直轴风机；叶片翼型；气动性能；数值模拟Aerodynamic Analysis Of Vertical AxisWind Turbine BladesAbstractWith excessive consumption of fossil energy and environmental issues, people are increasingly pay attention to the wind energy , some countries are trying to develop the wind energy resources. In recent years, China's wind power business has been greatly developed, but our research on wind power technology is still far behind the advanced countries, especially in the study of the blade. It is studied in this paper is applied to the blades of a H-type three-bladed vertical axis wind turbine on the theoretical analysis and numerical simulation methods, the main work and results are as follows:（1)Review of wind power research background, previous research work introduces a vertical axis wind turbine, and expounded the theory of aerodynamics design vertical axis wind turbine, given the current administration on the vertical axis wind turbine models, analyzes the vertical axis wind turbine operation.（2）It is applied is Momentum - Double blade element theory of multi-model analysis of the flow tube at the same Reynolds number airfoils wider variety of applications. Thus screened out more suited to this article airfoil design goals, and identified the mainstructural parameters used to further validate the performance of the wind turbine blade structure.（3) The use of Gambit software modeling, FLUENT software flow field analysis, changing the angle of attack vane airfoils and, through the blades, lift, drag, lift-drag ratio, torque and trends around the blade pressure, velocity summary was NACA 0012,NACA 0018,NACA 2415,NACA 4415 the airfoil blade airfoil is ideal for manufacturing.Key words：Vertical axis wind turbine；Blade airfoil；Aerodynamic performance；Numerical Simulation目录摘要 (I)Abstract (II)第1章绪论 (1)1.1论文研究的背景 (1)1.2垂直轴风机的介绍 (3)1.3文章中名词及缩写介绍 (6)1.4本文的研究意义和研究方法 (7)第2章垂直轴风机气动性能的理论研究 (9)2.1流管法 (9)2.2涡方法 (10)2.3动量一叶素理论 (13)2.3.1经典的动量一叶素理论 (13)2.3.2修正的动量一叶素理论 (16)2.4垂直轴风力机流管理论模型 (17)第3章数值模拟及分析结果 (21)3.1 NACA0015翼型建模 (21)3.2雷诺数对气动特性的影响 (23)3.3厚度对气动特性的影响 (25)3.4弯度对气动特性的影响 (28)3.5本章小结 (32)结论 (34)致谢 (35)参考文献 (36)附录A (38)附录B (43)第1章绪论1.1 论文研究的背景目前人类发展和生存面临的最紧迫的问题就是能源和环境问题。
计算流体力学在飞行器研制中的应用
计算流体力学（CFD）是一种利用计算机模拟流体运动和传热传质过程的工程技术。
它通过数学模型和计算方法，分析流体运动和传热传质问题，可以预测飞行器在不同气动条件下的性能表现。
在飞行器研制中，计算流体力学技术起着至关重要的作用，本文将从多个方面介绍CFD在飞行器研制中的应用。
一、空气动力学分析CFD可以模拟不同机翼、机身、尾翼等部件在不同飞行状态下的空气动力学性能。
通过对流场的数值模拟，可以预测飞行器在不同飞行阶段的升力、阻力、侧向力等气动力参数，为飞行器的设计优化提供重要依据。
CFD还可以模拟风洞实验，验证风洞实验的结果，并帮助分析风洞实验的误差和不确定性。
二、气动加热效应分析在高速飞行器研制中，气动加热效应是一个重要的问题。
通过CFD技术，可以模拟高速飞行器在大气中的运动过程，计算飞行器表面的气动加热效应，预测表面温度分布，为飞行器的材料选型和热防护设计提供支持。
CFD还可以分析飞行器在高速空气流动中的传热传质特性，为飞行器的热控系统设计提供依据。
三、飞行器结构强度分析飞行器在飞行过程中受到气动载荷的作用，需要具有足够的结构强度来抵抗这些载荷。
通过CFD技术，可以模拟飞行器在不同飞行状态下的气动载荷分布，计算飞行器结构的受力情况，预测飞行器的结构强度和疲劳寿命，为飞行器的结构设计和材料选型提供支持。
四、飞行器操纵性和稳定性分析飞行器的操纵性和稳定性是飞行器设计中的重要问题。
通过CFD技术，可以模拟飞行器在不同飞行状态下的气动力和力矩，分析飞行器的操纵性和稳定性特性，预测飞行器在不同操纵情况下的姿态变化和响应特性，为飞行器的操纵系统设计提供支持。
五、飞行器冲击波和湍流控制分析在超声速飞行器研制中，冲击波和湍流控制是关键技术。
通过CFD技术，可以模拟飞行器在超声速飞行状态下的流场特性，分析冲击波和湍流的产生和传播机理，为飞行器的冲击波控制和湍流控制技术提供支持。
六、飞行器燃烧和推进系统分析飞行器的燃烧和推进系统是飞行器性能的关键因素。
空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告
《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：实验时间：实验地点：小组成员：专业：一、实验目的1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1） 风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速20,30,40V ∞=/m s 。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。
表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。
（如表-2所示）（3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。
这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
空气动力学 工程热力学 大作业报告
流实验报告实验名称：气罐充气过程计算实验目的：1、 通过本次试验，温习、巩固和运用书本中所学知识。
2、 尝试解决在日常工作学习中遇到的问题，为今后学习打下初步基础。
3、 进一步加深对本专业的认识。
实验假设：1、气体是理想气体2、整个系统绝热3、气体流动无黏4、定比热容5、气体为可压缩气体实验设计：设大罐初始值：P 1 压强、T 1 初温、V 1体积 设小罐初始值：P 2压强、T 2温度、V 2体积 管道最小截面积： A推导过程：1、假设初始状态是超临界状态，既P 2＜Pcr 。
则临界压强1112p k p k k cr -⎪⎭⎫ ⎝⎛+=气体流动最大速度为当地声速，即12C 1+=k T kR g1Ma 流动气体密度111112D V M k k -⎪⎭⎫ ⎝⎛+= 可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1V M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
再取dm 与小罐原有气体M 2为闭口热力系，则外界对该热力系做工即为dW 。
那么dt 过程中，对于小罐与dm 组成的闭口热力系，有能量守恒方程'122'2'2M M T dmc T c T c v v v +=所以小罐温度为v v v c T dmc T c T '2'122'2M M +=由理想气体状态方程得小罐压强变为'2'2'2vR T P g =2、当状态是亚临界时，即cr P P >2时 <1> 流管中气体的最大流速为()⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛--=-k k P P M k V kP C 112111112 该处气体密度为kP P V M 11211D ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk k v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M V v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
北航计算流体力学大作业
汽车气动特性分析1.汽车模型图1为原设计图，图2为二维简化模型示意图：图 1 汽车模型设计图图 2 简化模型示意图2. 题目要求流体属性：空气静温T=300K 、静压Pa p 510015.1⨯=、气体常数R=8314./29.、比热比4.1=γ，只计算层流。
（1）工况一：汽车在地面行驶，速度分别为：12、120、240km/h ，对应马赫数取为Ma = 0.01、0.1、0.2。
（2）工况二：假设汽车在天空飞行，速度分别为：Ma = 0.2、0.8、2.0。
（3）分别采用基于密度的算法和基于压力的算法。
输出结果：（1）网格生成推荐采用ICEM ，要求在Tecplot 中显示温度场、压力场、马赫数分布、流线图；（2）对比分析当Ma = 0.2时工况1和工况2流场的差别。
（3）对于工况二，Ma = 2.0，基于密度的算例在原网格(大约100*80)基础上加密1倍(200*160)，分析网格对计算结果的影响。
（4）比较采用基于密度的算法和基于压力的算法的收敛情况。
（5）分析汽车的阻力和升力随行驶速度的变化规律。
（6）在完成二维计算的基础上，尝试采用三维模型计算可获得加分(工况1或者工况2，Ma = 0.2)。
3. 输出结果3.1. 工况一网格如图3所示（140*80）：图 3 工况一网格3.1.1.温度场图 4 基于密度0.01马赫图 5 基于密度0.1马赫图 6 基于密度0.2马赫注：初始温度设置为300K 图7 基于压力0.01马赫图8 基于压力0.1马赫图9 基于压力0.2马赫3.1.2.压力场图10 基于密度0.01马赫图11 基于密度0.1马赫图12 基于密度0.2马赫注：初始压强设置为101325Pa 图13 基于压力0.01马赫图14 基于压力0.1马赫图15 基于压力0.2马赫3.1.3.马赫数分布图16 基于密度0.01马赫图17 基于密度0.1马赫图18 基于密度0.2马赫图19 基于压力0.01马赫图20 基于压力0.1马赫图21 基于压力0.2马赫3.1.4.流线图图22 基于密度0.01马赫图23 基于密度0.1马赫图24 基于密度0.2马赫图25 基于压力0.01马赫图26 基于压力0.1马赫图27 基于压力0.2马赫3.2.工况二网格如图28所示（100*80）：图28 工况二网格（计算结果图见下一页）3.2.1.温度场图29 基于密度0.2马赫图30 基于密度0.8马赫图31 基于密度2马赫注：初始温度设置为300K 图32 基于压力0.2马赫图33 基于压力0.8马赫图34 基于压力2马赫3.2.2.压力场图35 基于密度0.2马赫图36 基于密度0.8马赫图37 基于密度 2.0马赫注：初始压强设置为101325Pa 图38 基于压力0.2马赫图39 基于压力0.8马赫图40 基于压力 2.0马赫3.2.3.马赫数分布图41 基于密度0.2马赫图42 基于密度0.8马赫图43 基于密度 2.0马赫图44 基于压力0.2马赫图45 基于压力0.8马赫图46 基于压力 2.0马赫3.2.4.流线图图47 基于密度0.2马赫图48 基于密度0.8马赫图49 基于密度 2.0马赫图50 基于压力0.2马赫图51 基于压力0.8马赫图52 基于压力 2.0马赫3.3.对比分析当Ma = 0.2时工况1和工况2流场的差别3.4.对于工况2，Ma = 2.0，基于密度的算例在原网格(大约100*80)基础上加密1倍(200*160)，分析网格对计算结果的影响网格对比如下：图53 100*80网格图54 200*160网格计算结果如下所示：总结：加密网格后结果的连续性较差。
空动实验报告_测定翼型上的压强分布
风速管总压
h1 h静 h总
v1
2
h1 sin
h初 h末 h=h 末-h 初
129.0 172.4 43.4
129.0 122 -7.0
0 20.4
0 m/s 11.468 m/s
测点号
上1
127 381 254 -132
2
127 419 293 -171
3
126 396 270 -148
多管压力计的原理与普通压力计相同只是把多管子装在同一架子上而已这样就可同时看出很多点的压强分布情况为了提高量度的准确性排管架的倾斜度可任意改实验时模型安装如图所示风速管的静压孔总压孔以及翼面上各测点的静压孔分别用橡皮管连到多管压力计上
流体力学实验 测定翼型上的压强分布实验报告
班 级_____________ 姓 名_____________ 实验日期_____________ 指导教师_____________
Pi
P ——来流的静压。 1 V 2 ——来流的动压。 2
Pi P hi 1 1 hk 2 V 2
（1）
实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔， 分别用橡皮管连到多管压力计上。于是，
Pi P (h0 hk ) sin 1 V 2 (h0 hk ) sin 2
北京航空航天大学流体力学研究所
流体力学实验 测定翼型上的压强分布实验报告
一、实验目的：
1 2 熟悉测定物体表面压强分布的方法 测定给定迎角下，翼型上的压强分布
二、基本原理：
测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各 部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于了解气流绕过物体时的物 理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两 壁间，不便函于装置天平） ，全靠压强分布图来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下： 在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小 孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小 管的一端伸出物体外（见图 1），然后再通过 细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测 压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于 是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可 判断出各测点的压强分布。 多管压力计的原理与普通压力计相同， 只是把多管子装在同一架子上而已，这样就 可同时看出很多点的压强分布情况，为了提 高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改 变。 通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为： 接多管压力计上各相应支管 图1 1 2 3 4 5 细金属管 1 2 3 4 5
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课程综合作业课程名称：计算流体力学专业班级：研究方向：学生姓名：学号：完成日期：计算流体力学课程综合报告1.简介计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics，简称CFD）是通过计算机数值计算和图像显示，对包含有流体流动和热传导等相关物理现象的系统所做的分析。
其基本思想为:把原来在时间域及空间域上连续的物理量的场，如速度场和压力场，用一系列有限个离散点上的变量值的集合来代替，通过一定的原则和方式建立起关于这些离散点上场变量之间关系的代数方程组，然后求解代数方程组获得场变量的近似值。
CFD可以看作是在流动基本方程（质量守恒方程、动量守恒方程、能量守恒方程）控制下对流动的数值模拟。
通过这种数值模拟，我们可以得到极其复杂问题的流场内各个位置上的基本物理量（速度、压力、温度、浓度等）的分布，以及这些物理量随时间的变化情况，确定旋涡分布特性、空化特性及脱流区等。
还可据此算出相关的其他物理星，如旋转式流体机械的转矩、水力损失和效率等。
此外，与CAD联合，还可进行结构优化设计等。
2.计算流体动学的特点:①流动问题的控制方程一般是非线性的，自变量多，计算域的几何形状和边界条件复杂，很难求得解析解，而用CFD方法则有可能找出满足工程需要的数值解。
②可利用计算机进行各种数值试验，例如，选择不同流动参数进行物理方程中各项有效性和敏感性试验，从而进行方案比较。
③它不受物理模型和实验模型的限制，省钱省时，有较多的灵活性，能给出详细和完整的资料，很容易模拟特殊尺寸、高温、有毒、易燃等真实条件和实验中只能接近而无法达到的理想条件。
④数值解法是一种离散近似的计算方法，依赖于物理上合理、数学上适用、适合于在计算机上进行计算的离散的有限数学模型，且最终结果不能提供任何形式的解析表达式，只是有限个离散点上的数值解，并有一定的计算误差。
⑤它不像物理模型实验一开始就能给出流动现象并定性地描述，往往需要由原体观测或物理模型试验提供某些流动参数，并需要对建立的数学模型进行验证。
⑥程序的编制及资料的收集、整理与正确利用，在很大程度上依赖于经验与技巧。
⑦因数值处理方法等原因有可能导致计算结果的不真实，例如产生数值粘性和频散等伪物理效应。
⑧CFD因涉及大量数值计算，因此，常需要较高的计算机软硬件配置。
理论分析成本最低、结果最理想、影响因素表达清楚；缺点:局限与非常简单的问题。
数值方法成本较低:数值实验、适用范围宽；缺点:可靠性差，表达困难。
实验测量可靠、成本高。
将三种方法有机结合，互为补充，必然会取得相得益彰的效果。
经过四十多年的发展，CFD出现了多种数值解法。
这些方法之间的主要区别在于对控制方程的离散方式。
根据离散的原理不同，CFD大体上可分为三个分支:有限差分法（Finite Different Method FDM）；有限元法（Finite Element Method，FEM）；有限体积法（Finite Volume Method，FVM）。
有限差分法是应用最早、最经典的CFD方法，它将求解域划分为差分网格，用有限个网格节点代替连续的求解域，然后将偏微分方程的导数用差商代替，推导出含有离散点上有限个未知数的差分方程组。
求出差分万程组的解，就是微分方程定解问题的数值近似解。
它是一种直接将微分问题变为代数问题的近似数值解法。
这种方法发展较早，比较成熟，较多地用于求解双曲型和抛物型问题。
在此基础上发展起来的方法有PIC（Particle-in-cell）法、MAC（Marker--and-Cell）法，以及南美籍华人学者陈景广提出的有限分析法（Finite Analytic Method）等。
有限元法是 20 世纪 80 年代开始应用的—种数值解法，它吸收了有限差分法中离散处理的内核，又采用了变分计算中选择逼近函数对区域进行积分的合理方法。
有限元法因求解速度较有限差分法和有限体积法慢，因此应用不是特别广泛。
在有限元法的基础上，英国 CA．BBrebbia 等提出了边界元法和混合元法等方法。
有限体积法是将计算区域划分为一系列控制体积，将待解微分方程对每一个控制体积积分得出离散方程。
有限体积法的关键是在导出离散方程过程中，需要对界面上的被求函数本身及其导数的分布作出某种形式的假定。
用有限体积法导出的离散方程可以保证具有守恒特性，而且离散方程系数物理意义明确，计算量相对较小。
1980 年，S.V.Patanker 在其专著《Numericacl Heat Transfer and FluidFlow》中对有限体积法作了全面的阐述。
此后，该方法得到了广泛应用，是目前CFD 应用最广的一种方法。
当然，对这种方法的研究和扩展也在不断进行，如PChow 提出了适用于任意多边形非结构网格的扩展有限体积法。
有限差分法（Finite difference method）：用差商与代替导数；经典、成熟；数学理论基础明确；主导方法。
有限元法（Finite element method)：将求解区域分成若干个小的单元（element）；设定待求变量在单元上的分布函数；适应性强，适用于复杂的求解区域；一度有取代有限差分法的趋势；程序技巧要求高；数学基础不如有限差分法明确。
边界单元法（Boundary element method)：对数学模型在边界上离散化；基于数学模型的基础解；不需要全区域求解；数学技巧要求高；通用性差；数学基础不是非常明确。
样条边界单元法（Sample spectrum）：改进的边界单元法；用样条插值解决边界元的基础解问题；应用范围大大拓宽；灵活性更强；缺点：通用性差、数学基础不是非常明确。
有限分析法（Finite analytical method)：将求解区域分成若干个子区域；给出在各个子区域上的分析解；利用边界条件耦合各个子区域上的分析解从而得到离散化方程；最大限度地引入了分析解的成分；一般可以提高求解效率和精度；数学技巧非常高；与问题的性质有关；很难形成通用程序。
数值积分变换法（Numerical integration transform method)：将积分变换法引入各类问题的求解；将问题进行分解，可以得到分析解的辅助问题；多个（无限多个）常微分方程；无需整体求解；数学要求高；前期准备工作量非常大；很难形成通用的求解程序。
3.计算流体力学的步骤计算流体力学的求解步骤大致可以概括为如下十步：①给出物理模型。
②借助基本原理/定律给出数学模型。
如质量守恒、能量守恒、动量守恒等定律。
物理模型是指把实际的问题，通过相关的物理定律概括和抽象出来并满足实际情况的物理表征。
数学模型就好理解了，就是对物理模型的数学描写。
比如 N-S 方程就是对粘性流体动力学的一种数学描写，值得注意的是，数学模型对物理模型的描写也要通过抽象，简化的过程。
③确定边界条件与初始条件。
初始条件与边界条件是控制方程有确定解的前提，控制方程与相应的初始条件、边界条件的组合构成对一个物理过程完整的数学描述。
初始条件是所研究对象在过程开始时刻各个求解变量的空间分布情况。
对于瞬态问题，必须给定初始条件。
对于稳态问题，不需要初始条件。
边界条件是在求解区域的边界上所求解的变量或其导数随地点和时间的变化规律。
对于任何问题，都需要给定边界条件。
对于初始条件和边界条件的处理，直接影响计算结果的精度。
④划分计算网。
采用数值方法求解控制方程时，都是想办法将控制方程在空间区域上进行离散，然后求解得到的离散方程组。
要想在空间域上离散控制方程，必须使用网格。
现已发展出多种对各种区域进行离散以生成网格的方法，统称为网格生成技术。
不同的问题采用不同数值解法时，所需要的网格形式是有一定区别的，但生成网格的方法基本是一致的。
目前，网格分结构网格和非结构网格两大类。
简单地讲，结构网格在空间上比较规范，如对一个四边形区域，网格往往是成行成列分布的，行线和列线比较明显。
而对非结构网格在空间分布上没有明显的行线和列线。
⑤建立离散方程。
对于在求解域内所建立的偏微分方程，理论上是有真解（或称精确解或解析解）的。
但由于所处理的问题自身的复杂性，一般很难获得方程的真解。
因此，就需要通过数值方法把计算域内有限数量位置(网格节点或网格中心点)上的因变量值当作基本未知量来处理，从而建立一组关于这些未知量的代数方程组，然后通过求解代数方程组来得到这些节点值，而计算域内其他位置上的值则根据节点位置上的值来确定。
由于所引入的应变量在节点之间的分布假设及推导离散化方程的方法不同，就形成了有限差分法、有限元法、有限元体积法等不同类型的离散化方法。
⑥离散初始条件和边界条件。
前面所给定的初始条件和边界条件是连续性的，如在静止壁面上速度为 0，现在需要针对所生成的网格，将连续型的初始条件和边界条件转化为特定节点上的值，如静止壁面上共有 90 个节点，则这些节点上的速度值应均设为 0。
这样，连同在各节点处所建立的离散的控制方程，才能对方程组进行求解。
在商用 CFD 软件中，往往在前处理阶段完成了网格划分后，直接在边界上指定初始条件和边界条件，然后由前处理软件自动将这些初始条件和边界条件按离散的方式分配到相应的节点上去。
⑦给定求解控制参数。
在离散空间上建立了离散化的代数方程组，并施加离散化的初始条件和边界条件后，还需要给定流体的物理参数和紊流模型的经验系数等。
此外，还要给定迭代计算的控制精度、瞬态问题的时间步长和输出频率等。
在 CFD 的理论中，这些参数并不值得去探讨和研究，但在实际计算时，它们对计算的精度和效率有着重要的影响。
⑧求解离散方程。
在进行了上述设置后，生成了具有定解条件的代数方程组。
对于这些方程组，数学上已有相应的解法，如线性方程组可采用 Guass 消去法或 Guass-Seidel 迭代法求解，而对非线性方程组，可采用 Newton-Raphson 方法。
在商用 CFD 软件中，往往提供多种不同的解法，以适应不同类型的问题。
这部分内容，属于求解器设置的范畴。
⑨判断解的收敛性。
对于稳态问题的解，或是瞬态问题在某个特定时间步上的解；往往要通过多次迭代才能得到。
有时，因网格形式或网格大小、对流项的离散插值格式等原因，可能导致解的发散。
对于瞬态问题，若采用显式格式进行时间域上的积分，当时间步长过大时，也可能造成解的振荡或发散。
因此，在迭代过程中，要对解的收敛性随时进行监视，并在系统达到指定精度后，结束迭代过程。
这部分内容属于经验性的，需要针对不同情况进行分析。
⑩显示和输出计算结果。
线值图：在二维或三维空间上，将横坐标取为空间长度或时间历程，将纵坐标取为某一物理量，然后用光滑曲线或曲面在坐标系内绘制出某一物理量沿空间或时间的变化情况。
矢量图：直接给出二维或三维空间里矢量（如速度）的方向及大小，一般用不同颜色和长度的箭头表示速度矢量。