在航空器运行的任意速度、任意姿态和任意功率下都有可能发生动态失速。失速会导致航空器不正常运行,危及飞行安全。无论失速的原因是什么,减小迎角是解决失速问题的唯一途径。因此,从模拟航空器迎角变化情况出发,研究不同迎角度数下,动态失速的演化机理,并对失速过程中的各项参数进行分析。本文针对我院初教训练机型塞斯纳172飞机R型,采用计算流体方法对NACA2412二维翼型及三维机翼动态失速过程进行数值仿真。首先,利用动网格技术对NACA2412二维翼型进行数值计算;然后,将计算结果与试验进行对比认证,证明计算方法的可行性;最后,对二维翼型的计算结果进行分析,将所得的数值计算方法、模型与结果应用于三维机翼的数值计算,并对计算结果进行相应的分析。通过计算分析可得如下结论:1.SST k-ω湍流模型对于逆压梯度高,具有涡旋的流场计算结果较为友好,动网格技术能较好的模拟整个动态失速过程。2.从三维机翼的数值计算可以看出,前缘生成并脱离的负向涡旋是影响动态失速的主要原因,当负向涡旋在机翼前缘脱离并接后缘时,将在后缘引起正向涡旋,此时机翼表面就有正负向涡旋交替出现。正向涡旋的形成会在某种程度上引起机翼下表面气流上涌,并将气流引至上表面或后缘正向涡旋中,直至所有涡旋完全脱离。3.在相对来流速度0.13马赫、雷诺数.2 2×10~6时,二维翼型动态失速的临界迎角为18.9°,此时的升力系数峰值为2.54;三维机翼动态失速的临界迎角在不同截面处有不同的数值,变化范围在12.9°至16.7°之间,从监测升力系数可得整体动态失速临界迎角为16.3°,此时升力系数峰值为2.09。4.动态失速发生的过程中,翼型和机翼在上仰工况时层流转换为紊流的迎角大于下俯工况时紊流转换为层流的迎角。