翼型的案例
STAR-CCM+計算二維翼型氣動性能
本算例以NACA65(1)-212翼型為例，簡單介紹使用STAR-CCM+進行二維翼型氣動性能計算的一般步驟。
二
計算流程
大多數(shù)情況下，翼型的氣動性能計算采用二維網(wǎng)格模型。二維網(wǎng)格能夠滿足計算的需求，同時又不至于消耗過多的計算資源，一定程度上提高計算的效率。STAR-CCM+雖然支持對二維網(wǎng)格模型的求解，但不支持導入二維幾何實體，也無法直接生成二維網(wǎng)格，但可以實現(xiàn)三維網(wǎng)格到二維網(wǎng)格的轉(zhuǎn)換。本算例利用STAR-CCM+三維網(wǎng)格轉(zhuǎn)換成二維網(wǎng)格的功能，現(xiàn)在STAR-CCM+中生成三維的翼型繞流網(wǎng)格，再將該三維網(wǎng)格轉(zhuǎn)換成二維網(wǎng)格，最后利用二維網(wǎng)格進行求解。
1、建立翼型幾何
右鍵單擊模型樹中幾何下的3D-CAD 模型，選擇新建，在3D設計模式中建立三維翼型實體。右鍵點擊3D-CAD Model 1，選擇導入>3D 曲線，選擇翼型數(shù)據(jù)文件。翼型數(shù)據(jù)必須為.CSV格式文件，且各行數(shù)據(jù)為以下形式：
每行依次為各數(shù)據(jù)點的x、y、z三點坐標，中間以英文半角逗號分隔。
展開 孤立翼型的氣體繞流
圖 9-3-49 超音速繞流壓力分布云圖
2、 壓力分布的等值線翼型附加壓力分布等值線如圖 9-3-50 所示，明顯看出在翼型頭部區(qū)域壓力梯度非常高， 這也是形成間斷面的原因。
圖 9-3-50 超音速繞流等壓力線圖
3、 翼型附近的馬赫數(shù)分布翼型附近的等馬赫數(shù)線如圖 9-3-51 所示。
圖 9-3-51 超音速繞流等馬赫數(shù)線圖
泵葉片翼型厚度參數(shù)轉(zhuǎn)化成幾何的方法
泵葉片翼型厚度參數(shù)轉(zhuǎn)化成幾何的方法
通過本期天洑星周報，簡單和大家分享一下泵葉片翼型厚度參數(shù)轉(zhuǎn)化成幾何的方法。
葉片翼型主要表示的是葉片的厚度變化規(guī)律。
在泵的設計過程中，葉片的翼型一直是各個公司甚至是其中某些工程師自己掌握的機密，好的翼型直接影響著泵的工作情況。
而在CAESES軟件中，如何將自己的翼型參數(shù)轉(zhuǎn)化成實際幾何就成了一個比較麻煩的問題，下面以791翼型為例，詳述將翼型厚度參數(shù)轉(zhuǎn)化成幾何的方法。
首先列出791翼型的厚度變化規(guī)律：
表格對應的791翼型厚度分布線c1如圖，橫坐標為弦長比（范圍0-1），縱坐標為厚度比（范圍0-1，圖中為了便于觀看的最大厚度比縮小到了0.2）。
加厚方式以圓弧型線為工作面向背后加厚（圓弧半徑方向）。
首先按照幾何參數(shù)圓弧半徑R、弦長l畫出實際的圓弧型線c2；
此時創(chuàng)建一條Generic Curve，3個方向的坐標分別為：
就可以在壓力面型線的基礎上得到吸力面的線條c3。
然后再通過Circular Fillet between 2D Curves功能按照半徑r對葉片前緣進行倒圓角，就得到了最終的按照791翼型分布的葉片的二維截面線。
對于其他翼型或者是型線雙向加厚的分布方式，都可以通過類似的方法得到。
展開 翼型網(wǎng)格劃分教程
上次論壇進行了一個ANSYS原創(chuàng)講座帖評選活動，其中看到流沙兄的《詳細FLUENT實例講座--翼型計算》，覺得網(wǎng)格在其基礎上可以改進一下。以下是本次翼型網(wǎng)格劃分的步驟，歡迎大家一起學習交流（如有雷同，實屬巧合。呵呵，ICEM在翼型網(wǎng)格劃分中的應用已經(jīng)很普遍了。）
首先是導入模型，建立網(wǎng)格區(qū)域：
建立block、part
進行C型剖分，并進行點關聯(lián)：
在翼型尾部切一刀并關聯(lián)點：
刪除中間的塊，進行翼型上的點、線關聯(lián)和域的線關聯(lián)：
翼型頭尾關聯(lián)放大:
對翼型尾部后面的block進行坍塌處理，并重新關聯(lián)翼型邊
現(xiàn)在就可以設置網(wǎng)格參數(shù)了，我比較喜歡直接進行邊的設置：
其實個人覺得這樣子的網(wǎng)格，可以不再增加邊界層的塊。如果要增加，可采取如下操作：
展開 
葉片/翼型參數(shù)化造型技術
在流體力學領域，一說弄個翼型算個流場，基本上初學者就能很快掌握，似乎二維固定壁面的東西都是入門的簡單東西。
在AI和各種軟件工具高度發(fā)展的今天，這些東西好像變得沒那么重要了。最近聽到一些葉輪機械方向的研一學生的聊天，所言都是什么注意力機制，什么卷積。
前些年這些詞還是多目標優(yōu)化、大數(shù)據(jù)、雙碳等等。
科研圈的詞匯貶值速度也是很快的。大家摻大模型進去了，你還沒摻，這不是落后了嗎。
實際上真到了設計制造中，又必須一步步從二維開始做，還要不斷的優(yōu)化，直至達到目標。
以葉片和機翼為例，從仿真到風洞，不斷對二維葉型/翼型進行迭代優(yōu)化。為什么實際型號中要死磕二維呢？
原因很簡單，因為相比三維，二維是心里最有底的，無論試驗可靠性還是成本都是能托底的。問題到了三維復雜構型以后，可能影響到設計指標的東西太多了，牽一發(fā)而動全身。有時候改了不如不改。
這種情況，在二維階段就要求設計師對各種幾何參數(shù)的特點以及其對氣動特性影響規(guī)律要非常熟悉，當指標達不到的時候依靠經(jīng)驗知道往什么方向改。
類似于結(jié)構力學領域，很多人遇到啥問題都把它簡化成梁，然后很快就能知道這個東西的大致規(guī)律。差生文具多，文具多也可能導致差，因為越復雜的理論模型，越不容易摸到規(guī)律。
本期聊聊作為入門的基礎的，葉片/翼型參數(shù)化造型技術。
葉/翼型參數(shù)知多少
我剛開始接觸這個東西，最讓驚訝的就是一個看起來平平無奇的翼型，竟然有那么多幾何參數(shù)，有些是造型用的，有些是造完型計算出來的。
1. 弦長
弦長：翼型通常理解為二維機翼，它前端圓滑，尖點稱為后緣；翼型上距后緣最遠的點稱為前緣；連接前后緣的直線稱為翼弦(chord)，其長度稱為弦長。如下圖所示：
2.
展開 [案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場計算
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續(xù)式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數(shù)范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數(shù)據(jù)。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力。
圖 1 RAE2822跨聲速翼型風洞試驗模型
流場參數(shù)和網(wǎng)格
2.1 流場參數(shù)
RAE2822翼型在風洞中完成十余次試驗。其中，case 6、9和10廣泛用于CFD代碼的考核驗證。然而，由于受風洞試驗條件限制，試驗測得的馬赫數(shù)和攻角數(shù)據(jù)并不準確。因此，人們在開展數(shù)值計算和試驗對比研究時，需要對來流馬赫數(shù)和攻角進行修正，本文將參考表1 提供的參數(shù)進行計算。
展開 基于matlab的Spring-ICE 結(jié)冰算法述評-（1）翼型前處理
這款軟件的功能是要完成翼型在特定飛行工況、氣象工況下的結(jié)冰冰型的預測。
(1) 要完成冰型的預測，就必須先計算流場，拿到速度分布的數(shù)據(jù)。
(2) 其后，我們假定翼型前方有大量過懸浮小水滴，在流場的推動下，水滴往翼面上撞擊，從而確定出，翼型哪些地方被水撞到了，撞到了多少。
(3) 最后，根據(jù)熱平衡，計算這些水凍結(jié)多少，流到翼面其他地方多少。
(4) 水凍成冰以后，翼面的邊界上長出冰了，這時候，流場發(fā)生變化，再重復上述的步驟，繼續(xù)結(jié)冰。
這里面主要的大塊，是流場計算、水滴撞擊的計算、熱平衡的分析。要想把這個過程成功的實施并銜接得當，還要完成諸如翼型幾何的處理、冰型的生長更新等多個零散的細節(jié)難點。
再進一步，你還希望別人拿過來就能很快用起來這個軟件，那么就需要便捷的操作，越簡單越好。這就意味著，算法的魯棒性、強大的前后處理都要非常完備。
再再進一步，你還想要它算的足夠準，那就需要足夠的試驗數(shù)據(jù)來校準算法。
Spring-ICE基本上走完了上面的步驟。今天就先介紹下它的翼型前處理算法。
Spring-ICE LOGO
Spring-ICE 操作界面
2 翼型前處理—過密點的稀疏化處理
Spring-ICE首先加了對過密點的稀疏化處理模塊。之所以做這個處理，是為了防止過密點影響計算效率。經(jīng)過測試，100—150個點左右，足夠保證計算精度。
展開 使用Python進行翼型和機翼空氣動力學設計和模擬-帶py案例 ￥15
-2-8使用Python計算翼型上的空氣動力學力
CFD學習：翼型上不可壓縮流動的分析
替代翼型分析技術
翼型周圍的流體流動也可以使用渦流片進行分析。通常，使用上板和下板并在水平軸上定向。
渦流片模型假設
渦旋片在 x 軸上形成單片
只有小攻角
流動偶發(fā)性（整個表面具有相同的流線值）
翼型很薄
渦流方法對于渦度計算非常有用，例如飛機起飛期間機翼后緣形成的渦流；然而，沒有考慮機翼形狀和迎角。為了解決這些重要的航空設計參數(shù)，可以使用薄翼型理論，該理論基于上述假設。該方法適用于翼型上的無粘性和不可壓縮流動，包括迎角對升力的影響，如下圖所示。
高攻角的影響
無論選擇哪種分析方法，最佳實施方式都是采用 CFD 求解器。
用于不可壓縮流動分析的最佳 CFD 工具
如上所述，有多種分析方法可用于研究翼型上的不可壓縮流動，其中可能包括用于綜合評估的尺寸分析技術之一。盡管使用這些方法時涉及的一些方程可以通過手動分析來求解，但強烈建議使用提供各種解決方案、快速計算和圖形分析的高級 CFD 求解器。
例如，Cadence CFD工具包括多個程序，可以提供可以進行比較和對比的各種分析結(jié)果。這種靈活性以及高精度將使您能夠優(yōu)化機翼研究和/或航空系統(tǒng)設計中的不可壓縮流。
訂閱我們的時事通訊以獲取最新的 CFD 更新或瀏覽 Cadence 的CFD 軟件套件（包括Omnis和Pointwise），以了解有關 Cadence 如何為您提供解決方案的更多信息。
展開 進階篇——基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩和擺動 ￥25
說明：
1.本文使用軟件版本為ANSYS 2019 R3；
2.翼型為NACA0012；
3.實現(xiàn)翼型震蕩（自定義轉(zhuǎn)動中心）和擺動
在之前的案例(基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩——前處理篇（CFX-Pre）)中獲取坐標是采用的Initial X、Y、Z這樣的方式，實現(xiàn)的是震蕩中心為翼型前緣，但當我試圖通過更改設置（CEL語言等）去更改轉(zhuǎn)動中心時遇到了困難。如果不該動原來的Initial X、Y、Z以及CEL語句，既然Initial X、Y、Z獲取的是原始坐標，那么將計算域做變換（即平移）后，是否就可以間接地實現(xiàn)轉(zhuǎn)動中心的改變了。經(jīng)過嘗試，這種方法是可行的。具體操作如下圖：
經(jīng)過上述操作后，就可以直接進行計算了，結(jié)果如下：
如果要通過CEL語言實現(xiàn)改變轉(zhuǎn)動中心也是可以的，參考（CFX動網(wǎng)格：0018的震蕩）這篇推文實現(xiàn)了同樣的功能，CEL語句如下：
關于翼型運動控制設置如下：
下面是結(jié)果：
相比第一個，這個翼型運動是伴隨有上下運動的，不是單純的震蕩轉(zhuǎn)動，通過對比兩個結(jié)果，差異很明顯。
既然做到這了，接下來就實現(xiàn)一個翼型單純的上下擺動（平移），更改設置CEL語句實現(xiàn)，具體如下：
還有一點，是在內(nèi)域（Indomain）建立一個子域（Subdomain）,對其網(wǎng)格運動進行控制，具體如下
這樣就可以了，結(jié)果如下：
本文內(nèi)容就到這里了，本文附件提供三個不同計算情況下的前處理(.def)文件，和計算所需的穩(wěn)態(tài)結(jié)果文件。
上一篇：基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩——前處理篇（CFX-Pre）
下一篇：記錄貼——ANSYS DesignModeler 3D曲線特征-點文件方式
展開 基于ANSA的翼型流場網(wǎng)格生成 ￥38
今天就先給大家?guī)硪粋€Ansa生成翼型流場網(wǎng)格的案例，供大家學習探討。
Part 1
現(xiàn)介紹下ANSA生成翼型流場網(wǎng)格的方法。
目前，關于ANSA生成外流場網(wǎng)格，網(wǎng)上流傳比較多的是一個汽車外流場（http://oss.jishulink.com/caenet/forums/upload/2014/12/17/380/144826289102995.pdf）。
這個案例很不適合初學者，原因有二：
l 汽車模型復雜，前處理耗時較長；
l 一些關鍵步驟，特別是如何生成體網(wǎng)格，沒有講清楚。（我當時學的時候連蒙帶猜，探索了很久才搞懂）
實際上，對于簡單翼型的網(wǎng)格生成有兩種方式：
l 做出包含翼型的邊界域，然后生成體網(wǎng)格。這是ANSA做流場網(wǎng)格的通用思路，汽車也好，飛機也好，都可以采用這種方式。上面的汽車外流場用的就是這個方法。
l 在一個面上做好流場網(wǎng)格，再拉伸，得到三維網(wǎng)格。這個方法很方便。
我們今天要介紹的就是第二種。
Part 2
2.1 翼型生成
a) UG中，插入>曲線>樣條>通過點>文件中的點，然后就會自動得到擬合的翼型曲線。
b) 拉伸，得到翼面。
2.2 ANSA-幾何清理
a) 在ANSA中打開剛剛的0012UG文件；
c) 補足翼尖缺面。
d) 建立對稱面。
e) 切割對稱面。
f) 至此，幾何清理完成。
2.3 ANSA-面網(wǎng)格生成
進入MESH模塊進行面網(wǎng)格生成。
a) 首先Hot Points>Inset，在翼型與對稱面交接區(qū)，在如下位置，插入四個熱點，方面后面進行節(jié)點布局。
展開 
案例解析|翼型擺動cfd模擬
而嵌套網(wǎng)格技術已經(jīng)被廣泛應用于各種空氣動力學模型，如旋翼飛行器、翼型擺動等的振動和噪聲控制分析。
其能較好的分析振蕩翼型運動，諸如大幅度偏轉(zhuǎn)運動等。
本項目采用openfoam軟件，根據(jù)naca0012模型模擬運動中的翼型偏轉(zhuǎn)，利用嵌套網(wǎng)格技術生成單獨的翼型貼體網(wǎng)格（如圖3所示），對大尺度的運動網(wǎng)格進行cfd模擬。
模型簡化
模擬項目采用NACA0012翼型，如下圖所示：
圖1. 翼型幾何模型
網(wǎng)格劃分
使用snappHexMesh工具對幾何模型進行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格為嵌套網(wǎng)格（如圖3），分為背景網(wǎng)格和翼型貼體網(wǎng)格。
網(wǎng)格具體信息參數(shù)如下表1、表2所示：
表1背景網(wǎng)格信息參數(shù)
表2翼型貼體網(wǎng)格信息參數(shù)
物性參數(shù)
分析所涉及流場介質(zhì)為空氣，其相關物性參數(shù)如表3所示。
展開 Fluent 重疊網(wǎng)格+UDF NACA0012翼型擺動氣動仿真(一）
本案例利用Fluent重疊網(wǎng)格與UDF,對NACA0012翼型擺動的氣動特性展開仿真。該案例所用模型為假設模型，僅作計算設置參考。通過此案例后續(xù)可以對不同初始迎風角度、不同模型、不同速度等工況展開類似仿真計算。
1 UDF說明
在本研究中采用重疊網(wǎng)格模型對NACA0012翼型俯仰運動進行模擬。本案例選擇DEFINE_CG_MOTION進行定義，vel[1]代表y軸方向，omega[2]代表z軸旋轉(zhuǎn)方向，本案例設計naca0012翼型上下擺動72°，上下移動0.2m，相關的UDF代碼如下：
#include "udf.h"#include "mem.h"#include "dynamesh_tools.h"DEFINE_CG_MOTION(naca, dt, vel, omega, time, dtime){ NV_S(vel, =, 0.0); NV_S(omega, =, 0.0); vel[1] = 0.2*cos(2*3.14*time); omega[2]=1.256*cos(2*3.14*time); }
2 workbench 設置
本案例需要設置如下三個模塊的計算，其中包括背景網(wǎng)格區(qū)域、前景網(wǎng)格區(qū)域與fluent計算三個部分，具體設置如下圖：
3 SCDM 設置
3.1 導入幾何
整體幾何結(jié)構如下圖:此邊界參考相關文獻，來流入口與上下邊界距離翼型10C,出口邊界距離翼型20C。
3.2 網(wǎng)格設置
采用SCDM進行網(wǎng)格劃分，背景區(qū)域劃分為四邊形網(wǎng)格導出。前景網(wǎng)格劃分為三角形網(wǎng)格導出，并劃分相對應的邊界層網(wǎng)格。
展開 FLUENT精典案例-翼型俯仰運動仿真（NACA0012，壓力遠場邊界）-#354
13、瞬態(tài)基本情況
（1）5s時壓力云圖
（2）5s時翼型表面壓力系數(shù)分布
（3）翼型俯仰運動過程中升力變化
說明：將瞬態(tài)計算時間步長改?。ㄆ┤绺臑?.001s），則能夠得到很光滑的曲線。
（4）翼型俯仰運動過程中阻力變化
05
使用軟件及視頻情況
1、使用ANSYS2020R1 WORKBENCH制作：前處理使用ICEM；仿真使用FLUENT（其中瞬態(tài)仿真是將設置文件導出后，單獨使用FLUENT計算）。
2、仿真設置與上述推送內(nèi)容的描述相同，且文中基本包含了仿真設置的過程。
3、本例有高清有聲視頻教程。
案例解析|陸面體云平臺M6翼型網(wǎng)格劃分驗證算例
本算例中面加密方法中，M6翼型上下表面加密等級采用6級（如下圖5），前緣及側(cè)面圓弧段加密等級采用7級（如下圖6），側(cè)面圓弧段末端加密等級采用8級（如下圖7）。尾緣面加密等級采用9級（如下圖8）。
圖5.翼型上下表面加密
圖6. 翼型前緣及側(cè)面圓弧面加密
圖7. 翼型側(cè)面圓弧段末端面加密
圖8. 翼型尾緣面加密
注：
此處“外延細化范圍”參數(shù)可使網(wǎng)格細化過渡區(qū)域遠離幾何表面，若用戶準備創(chuàng)建邊界層，建議將“外延細化范圍”參數(shù)值設置為邊界層總厚度2倍以上，以提高邊界層生成質(zhì)量。
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