1、“.....自由流射流和混合层，腔道流动和边界层流动。对以上流动过程模拟结果都比标准ε模型的结果好，特别是可再现ε模型对圆口射流和平板射流模拟中，能给出较好的射流扩张。模型评价可实现的ε模型的个不足是在主要计算旋转和静态流动区域时不能提供自然的湍流粘度，这是因为可实现的ε模型在定义湍流粘度时考虑了平均旋度的影响。这种额外的旋转影响已经在单旋转参考系中得到证实，而且表现要好于标准ε模型。由于这些修改，把它应用于多重参考系统中需要注意。数值模拟结果及分析整个研究过程是空气来流速度为，攻角在到之间，每两度进行次模拟计算的过程。利用建立计算模型下面选取为例，讲述在整个研究过程中的使用。建立翼型轮廓和设定流动区域设定流动区域，如图所示，其中，翼型弦长为，流动区域左边为半径为的半圆，右边为的矩形翼型局部放大图如图所示......”。

2、“.....得到的整体网格效果图如图所示表各条边的上网格划分的节点数边节点数图整体网格效果图定义边界类型各边界的类型和所包含的边线如表所示。表各边界的类型和所包含的边线组名包含的边线类型保存文件并输出网格利用进行模拟计算下面选取为例，讲述在整个研究过程中软件的使用。读取翼型的文件。检查网格，最小面积不能出现负值。确定长度单位为。求解器参数设置设置参数如图所示。确定紊流模型选择模型，设置如图所示。图求解器设置对话框图紊流模型选择对话框不选用能量方程。确认流体的物理属性确认选择流体为无黏空气，密度为。确定工作压强设置工作压强为默认的。定义边界条件和打开边界条件设置对话框，的设置如图所示的设置如图所示。其中ε是由ε计算器根据来流速度，特征长度和流体的动力粘度求出。图压力出口设置对话框图速度入口设置对话框设置求解控制参数选择二阶求解......”。

3、“.....设置求解过程残差监视器收敛准则设为。求解过程升力监视器设置打开对话框，在项选择，设置如图所示。其中项是由，项由确定。求解过程阻力监视器设置在项选择，设置如图所示。其中项是由，项由确定。图升力监测设置对话框图阻力监测设置对话框为迭代计算设置基本参考值在项选择，在项选择。保存文件文件名为。迭代求解计算先设置迭代次，计算开始。经过次迭代后，计算收敛，残差曲线升力曲线，阻力曲线如下残差监测曲线如图所示升力监测曲线如图所示阻力监测曲线如图所示。图迭代过程残差监测曲线图迭代过程升力监测曲线图迭代过程阻力监测曲线保存文件文件名为。至此，来流攻角为情况下数值模拟的过程结束了。可按照上述的步骤对其它攻角情况进行相同的模拟。模拟结果分析对攻角为时的模拟结果分析攻角为时模拟得到速度矢量图如图所示，压强分布云图如图所示对速度矢量图进行放大......”。

4、“.....吴克启，颖达离心风机损失的计算工程热物理学报王松岭流体力学北京中国电力出版社，，田小冬，刘福君锅炉送风机失速故障例热力发电，巫发明，杨从新，张玉良，赵伟国风力机翼型摩擦阻力数值计算中不同湍流模型的比较研究流体机械风机制造业可看好至年通用机械任仁良风机效率测试仪的研制仪器仪表学报刘天灵，咸高创煤气风机的故障分析及改进措施，山西机械蔡育新离心鼓风机叶轮制造工艺的改进机电工程技术张果宇，冯卫民，刘长陆，俞剑锋种风力机叶片翼型的气动性能数值模拟研究可再生能源黄华，张礼达风力机叶片翼型气动性能设计计算方法的分析与研究能源工程，毛金铎，张礼达风轮叶片翼型气动特性分析机械设计与制造，陈进，张晓，王旭东通用风力机翼型气动特性数值模拟重庆工学院学报李文华，范兴文型风机流场的三维模拟与分析科技创新导报，......”。

5、“.....韩占忠流体工程仿真计算实例与分析北京北京理工大学出版社，韩占忠，王敬，兰小平流体工程仿真计算实例与应用北京北京理工大学出版社，致谢经过三个多月的毕业设计，终于迎来了论文完稿的这刻，在这个过程中，有过成功的喜悦，有过失败的沮丧，也有过彷徨和疑惑，这切都让我感觉到求知过程的挑战和艰辛，同时也让我深刻明白学无止境，我将在以后的学习工作中继续努力，探索真知。本文是在导师王松岭老师的悉心指导和热情鼓励下顺利完成的。王老师渊博的知识严谨的治学态度诲人不倦的作风和兢兢业业的工作精神，让我受益匪浅。在做论文期间，王老师关心每个环节，及时提出建议，悉心指导，直到我的论文顺利完成，而我在王老师身上学到的不只是学问，更是对科研孜孜不倦的追求精神。在此非常感谢王老师对我的谆谆教诲及精心指导......”。

6、“.....其次，特别感谢刘哲师兄直以来对我的鼓励和帮助，在使用软件过程中遇到的疑问都经过他细心地讲解得到解答，论文中小到每个标点符号，师兄都仔细帮助纠正。在此特向刘哲师兄表示衷心的感谢。最后衷心感谢远在家乡的父母和亲人，是他们在精神上给予我极大的鼓舞，在生活上给予我照顾和疼爱，给予了我前进的动力。是他们在各方面的鼎力相助和无微不至的关怀，帮我度过了艰难的时光，使我得以完成学业。再次感谢王松岭老师，感谢所有给予我关心和帮助的老师和同学们。矢量图图攻角为时的压力分布云图图攻角为时翼型附近的流场局部放大图由图，图和图可以看出，当风机翼型来流速度攻角较大的时候，会在翼型背面形成旋涡，破坏流场的线型，同时边界层分离，影响到风机翼型的气动性能。边界层分离出现的原因是，在分离点以后，壁面附近被黏性和逆压梯度滞止的流体质点逐渐增多......”。

7、“.....而排挤上游来流边界层使其与壁面分离。流场中速度等于零的流体质点成为顺流和回流的分界面，该分界面极不稳定，稍经扰动便破裂形成旋涡被主流带走。这样，分离点后的旋涡不断地产生，又不断地被主流带走，就在翼型的背面形成涡流区。对不同的攻角时的模拟结果分析攻角为图，图，图，图，图，图时翼型附近的速度矢量图，如下图攻角为时翼型附近的速度矢量图图攻角为时翼型附近的速度矢量图图攻角为时翼型附近的速度矢量图图攻角为时翼型附近的速度矢量图图攻角为时翼型附近的速度矢量图图攻角为时翼型附近的速度矢量图比较图到图，可以看出，当来流攻角越大时，流场中形成的旋涡越大，风机翼型的边界层分离现象越明显，即是流场的线型受到的破坏越大。而当来流攻角很小的时候，风机翼型就没有出现边界层分离现象，则风机翼型的气动性能较好。在很小角度攻角来流冲击的时候，翼型附近的流场都是顺压梯度区......”。

8、“.....压强的进步升高使被滞止的质点发生回流，在翼型的背面形成涡流区。另外，逆压梯度区足够长的话，逆压差和层外势流的减速使得边界层中流动减速，而近壁出流动的动能也愈来愈小，故在黏性和逆压梯度的双重作用下，流体质点会在壁面处被停滞，因此，可以说攻角的角度越大，逆压梯度越大，边界层分离现象越容易出现，现象越明显。对相同大小的正负攻角的模拟结果进行分析为了对大小相同，正负相反的攻角下模拟得到的速度矢量图作对比较分析，继续做了攻角为到情况下的数值模拟正常的运行工况下是不会出现这么大的正角度攻角的，这里只是为了得到更为明显的模拟结果来进行比较而做的附加数值模拟攻角为图，图，图，图，图，图时翼型附近的速度矢量图......”。

9、“.....图和图，图和图，图和图，图和图，图和图做分组比较分析，得出当来流攻角的大小样时，风机翼型在来流攻角为正时出现的旋涡更大，即风机翼型在受到正攻角的来流冲击时，风机翼型非工作面更容易出现旋涡，更容易出现边界层分离现象。因为在型风机翼型的上翼面的压强梯度点后的逆压梯度区内的翼型壁面变化更快，边界层外势流通道更宽，则流速下降得更快，边界层外缘处的流速减少得更快，压力增加得更快，即逆压梯度更大，所以，攻角大小相同的话，正角度时风机翼型非工作面更容易出现旋涡，边界层分离现象更明显。结论本文用软件对风机翼型受到速度大小为的空气来流在到攻角下为方便比较而增加了到攻角下的数值模拟冲击的情况进行了二维数值模拟，通过对模拟的结果进行分析，得出下面的结论风机翼型在受到较大攻角的来流冲击时，就会使流场出现旋涡......”。