NACA0012
關注創建者：Oler 創建時間：2019-04-24
NACA0012的視頻教程
![[案例專題]基于CATIA和Pointwise的二維NACA0012無黏/黏性非結構網格生成實例](https://img.jishulink.com/cimage/72fccdc6be9172685cd50d652de99a30.jpg?image_process=resize,fw_640,fh_404,)
[案例專題]基于CATIA和Pointwise的二維NACA0012無黏/黏性非結構網格生成實例
本教程演示并詳細講解了 (1)使用CATIA軟件根據翼型數據點生成NACA0012翼型幾何模型過程，包括翼型點格式，翼型數據點導入方法及根據翼型點數據得到可操作的翼型幾何方法。 (2)使用Pointwise軟件生成NACA0012非結構無黏和黏性網格的步驟，包括導入模型，建立分層，生成線網格、面網格，以及線網格節點長度控制方法和面網格網格質量改善方法。
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查看![[案例專題]基于ICEM和Fluent的NACA0012結構網格算例實例](https://img.jishulink.com/cimage/0b606aec2fe195c308ef42c469577d07.jpg?image_process=resize,fw_640,fh_404,)
[案例專題]基于ICEM和Fluent的NACA0012結構網格算例實例
使用ICEM生成NACA0012翼型結構網格，使用Fluent進行計算并后處理。 后期會組建QQ群對學員在課程中的相關問題進行答疑，敬請期待
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翼型俯仰運動仿真視頻WORKBENCH2020R1 ICEM FLUENT（提供源文件#354）
網格使用結構網格方式，NACA0012翼型本身較簡單，使用結構網格制作生成的網格質量好，且時間成本也很低（相對非結構來說時間長一點點）。 使用軟件為ANSYS2020R1 WORKBENCH：網格為ICEM；仿真為FLUENT。購買視頻提供源文件。 本例使用NACA0012翼型二維方式制作，但制作和操作方法對于三維情況和其它許多翼型情況也同樣適用。
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NACA0012的實例教程
本案例利用Fluent重疊網格與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，其中包括背景網格區域、前景網格區域與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 網格設置
采用SCDM進行網格劃分，背景區域劃分為四邊形網格導出。前景網格劃分為三角形網格導出，并劃分相對應的邊界層網格。
展開 FLUENT精典案例-翼型俯仰運動仿真（NACA0012，壓力遠場邊界）-#354
01
案例介紹
NACA0012翼型作俯仰運動過程的仿真，監測量升力、阻力的變化（其它結果可自動保存時間節點數據出圖），翼型俯仰運動規律為：α=0.016°+2.51°sin（5t），馬赫數Ma=0.755，雷諾數5.5×10e5。本例先作穩態計算（穩態計算時攻角為5°，且不考慮俯仰運動），收斂后改為瞬態計算。
02
網格情況
03
仿真基本設置
1、穩態計算
2、k-w SST湍流模型
3、理想氣體
4、壓力遠場條件
5、阻力系數監測
6、升力系數監測
7、求解設置
8、初始化，從壓力遠場計算
9、穩態基本情況
（1）殘差曲線（收斂）
（2）速度分布
（3）馬赫數
（4）壓力分布
（5）升力曲線
（6）阻力曲線
（7）翼型表面壓力系數分布
10、修改為瞬態計算
11、使用UDF定義俯仰運動
12、設置時間步長
說明事項：本次只作為算例實驗，因而時間步長取得不算小0.01s，造成后面監測到的升力和阻力的變化曲線不夠光滑，實際計算中將步長改小（譬如改為0.001s），則可以得到很好的曲線。
展開 NACA0012翼型攻角優化 ￥15
案例描述：NACA0012翼型使用CFX進行流體分析，使用DesignXplorer進行響應面優化。
針對AIAA氣動優化討論組發布的NACA0012無黏優化算例，采用基于自適應空間擴展(ADE)的代理優化框架進行優化設計。ADE能自動選擇拓展后緣邊界的樣本，減少迭代優化的次數，從而顯著提高優化效率。優化結果分別記為ADE-Kriging和ADE-KPCA-Kriging。結果顯示，基于ADE的兩種優化方法阻力保持了持續的下降，直到150步以后接近收斂，而基于固定設計空間的方法在50次迭代后就已經收斂，阻力值不再下降。并且基于自適應設計空間擴展的代理優化方法獲得了更低的阻力值，其中基于
KPCA-Kriging模型的優化方法獲得了最低的阻力系數42 counts
，小于基于ADE-Kriging和Kriging優化方法的收斂得到的阻力值。并且
優化翼型前緣壓縮和后緣恢復，后緣激波變弱，壓力分布更趨近“對稱”
。如圖5至圖9所示。
圖5 NACA0012上半部設計空間展示
圖6 阻力系數收斂曲線對比
圖7 優化設計翼型外形對比
圖8 優化翼型上表面壓力分布對比
NACA0012壓力系數云圖
基于Kriging模型優化的翼型壓力系數云圖
基于KPCA-Kriging模型優化的翼型壓力系數云圖
圖9 NACA0012翼型與優化翼型的流場壓力云圖對比
針對AIAA氣動優化討論組發布的CRM機翼優化算例：在各個翼剖面最大厚度、機翼力矩系數以及升力系數不減小的情況下最小化阻力系數。
展開 論文以 NACA0012型橢圓水翼為研究對象，對全濕流和空化流工況下的水翼梢渦流場進行了研究，并重點分析了主動射流位置、角度及速度對橢圓水翼升阻力系數、梢渦流場演化以及梢渦空泡結構所產生的影響。
▲ 橢圓水翼幾何及射流開口位置
什么是梢渦空化？
空化，是局部區域內流體壓力低于飽和蒸汽壓時，液體由液相向氣相轉變的過程。根據結構不同，空化可分為游移空化、片空化、云空化、渦空化和超空化等。
梢渦空化（Tip Vortex Cavitation, TVC），是渦空化的一種，該空化現象常見于螺旋槳、橢圓水翼等易產生梢渦的設備之上。
▲ 試驗時水翼梢渦空泡結構
主動射流什么鬼？
主動射流是流動控制方法的一種，該方法的主要思路是將質量以及動量引入流場來干擾流動，通常是向空化區域附近流場噴射水、空氣、難溶氣體或其他抑制空化產生的聚合物等來改善其流動條件從而達到控制空化的目的。
該方法可通過在螺旋槳等設備內部布設流道并在表面開設射流孔，從而實現向局部流場內噴射高速流體進而實現空化抑制效果。
▲ 螺旋槳中布置的主動射流流道
經試驗驗證，主動射流可以有效降低梢渦空化的發展長度。但是，其內部的流動機理和作用機制還不甚清晰，因此進行主動射流對水翼梢渦及其空化抑制作用的模擬工作，探究主動射流對空泡抑制作用的機理具有非常重要的理論和實際意義。
主要結論
本文通過在NACA0012型橢圓水翼葉梢中心線（垂向射流）及偏吸力面位置（側向射流）開設射流孔，探究了主動射流對水翼梢渦空化的影響，同時分析了射流角度及射流速度對結果的影響。
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自研求解器結果
FLUENT結果
翼型繞流
NACA 0012翼型，弦長1m，流體介質為空氣，來流速度100m/s。得到繞流結果如下，可以看出收斂效果還是很好的。
1 workbench 設置
本案例具體設置如下圖，其中紅色框內的模塊用來進行網格劃分，黑色框內的模塊進行仿真計算，藍色框內的模塊進行模型屬性求解 ：
2 幾何設置
2.1 導入幾何
本案例的模型十分簡單，分為旋轉域與靜止域，葉片采用NACA0012型翼型，長0.4m，高3m，三片葉輪。
由于本文涉及到NACA0012翼型運動，因此需要探討瞬態計算結果，此處的設置比較簡單，勾選為瞬態計算。
5.2 邊界條件設置
由于本案例采用的計算模型為半模，對稱面命名為axi用于區分。
本案例利用Fluent重疊網格與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格模型對NACA0012翼型俯仰運動進行模擬。
該案例以NACA0012和SFS2標準模型展開相關計算，因為艦船模型為100：1縮比模型，僅考慮航速為2m/s，直升機旋翼轉速為251.2rad/s，降落速度為2m/s的仿真工況。大部分設置與Fluent 護衛艦直升機懸停性能仿真（一）一致，若已經了解上個案例的讀者可以直接查看4.3中的設置。
該案例以NACA0012和SFS2標準模型展開相關計算，因為艦船模型為100：1縮比模型，僅考慮航速為2m/s，直升機旋翼轉速為251.2rad/s的仿真工況。
1.模型介紹
垂直軸風力機葉片翼型為NACA0012，翼型數據來源于網站http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=n0012-il。
翼型弦長為325mm，葉片數量為3個，風輪直徑為800mm；計算域按照入口在來流前方10倍的風輪直徑，出口在15倍的風輪直徑處，寬度為10倍的風輪直徑；厚度為50mm。
圖5展示了利用該平臺對NACA0012翼型進行不確定度量化獲取的升力系數統計信息。
主要結論
本文通過在NACA0012型橢圓水翼葉梢中心線（垂向射流）及偏吸力面位置（側向射流）開設射流孔，探究了主動射流對水翼梢渦空化的影響，同時分析了射流角度及射流速度對結果的影響。
圖5 NACA0012上半部設計空間展示
圖6 阻力系數收斂曲線對比
圖7 優化設計翼型外形對比
圖8 優化翼型上表面壓力分布對比
NACA0012壓力系數云圖
基于Kriging模型優化的翼型壓力系數云圖
基于KPCA-Kriging
