本研究通过Fluent仿真软件,采用动网格、重叠网格技术和用户自定义函数,模拟了NACA0012翼型在不同攻角(10°、15°)和襟翼偏转角(0°、10°、15°)下的流场,以探究其气动特性对航空器飞行性能优化的影响。研究发现,增加攻角和襟翼偏转角能显著提升升力,尤其是攻角10°、襟翼偏转角15°时的升力系数峰值超过攻角15°、襟翼偏转角0°的情况,突显了襟翼在机翼设计和气动性能优化中的重要性。然而,同时增大攻角和襟翼偏转角可能增加失速风险。因此,合理匹配机翼攻角和襟翼偏转角成为提升航空器性能的关键。本研究为机翼设计和气动控制提供了新的视角,未来将进一步研究不同飞行阶段机翼攻角与襟翼偏转角的最优匹配,实现航空器性能的全面提升。+