NACA0012的案例
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(shè)模型，僅作計算設(shè)置參考。通過此案例后續(xù)可以對不同初始迎風(fēng)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(shè)計naca0012翼型上下擺動72°，上下移動0.2m，相關(guān)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(shè)置
本案例需要設(shè)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(shè)置如下圖：
3 SCDM 設(shè)置
3.1 導(dǎo)入幾何
整體幾何結(jié)構(gòu)如下圖:此邊界參考相關(guān)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(shè)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(dǎo)出。前景網(wǎng)格劃分為三角形網(wǎng)格導(dǎo)出，并劃分相對應(yīng)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(yuǎn)場邊界）-#354
FLUENT精典案例-翼型俯仰運動仿真（NACA0012，壓力遠(yuǎn)場邊界）-#354
01
案例介紹
NACA0012翼型作俯仰運動過程的仿真，監(jiān)測量升力、阻力的變化（其它結(jié)果可自動保存時間節(jié)點數(shù)據(jù)出圖），翼型俯仰運動規(guī)律為：α=0.016°+2.51°sin（5t），馬赫數(shù)Ma=0.755，雷諾數(shù)5.5×10e5。本例先作穩(wěn)態(tài)計算（穩(wěn)態(tài)計算時攻角為5°，且不考慮俯仰運動），收斂后改為瞬態(tài)計算。
02
網(wǎng)格情況
03
仿真基本設(shè)置
1、穩(wěn)態(tài)計算
2、k-w SST湍流模型
3、理想氣體
4、壓力遠(yuǎn)場條件
5、阻力系數(shù)監(jiān)測
6、升力系數(shù)監(jiān)測
7、求解設(shè)置
8、初始化，從壓力遠(yuǎn)場計算
9、穩(wěn)態(tài)基本情況
（1）殘差曲線（收斂）
（2）速度分布
（3）馬赫數(shù)
（4）壓力分布
（5）升力曲線
（6）阻力曲線
（7）翼型表面壓力系數(shù)分布
10、修改為瞬態(tài)計算
11、使用UDF定義俯仰運動
12、設(shè)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(jiān)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(yōu)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(yīng)面優(yōu)化。
基于新型高維代理模型的高效全局氣動優(yōu)化設(shè)計
針對AIAA氣動優(yōu)化討論組發(fā)布的NACA0012無黏優(yōu)化算例，采用基于自適應(yīng)空間擴展(ADE)的代理優(yōu)化框架進行優(yōu)化設(shè)計。ADE能自動選擇拓展后緣邊界的樣本，減少迭代優(yōu)化的次數(shù)，從而顯著提高優(yōu)化效率。優(yōu)化結(jié)果分別記為ADE-Kriging和ADE-KPCA-Kriging。結(jié)果顯示，基于ADE的兩種優(yōu)化方法阻力保持了持續(xù)的下降，直到150步以后接近收斂，而基于固定設(shè)計空間的方法在50次迭代后就已經(jīng)收斂，阻力值不再下降。并且基于自適應(yīng)設(shè)計空間擴展的代理優(yōu)化方法獲得了更低的阻力值，其中基于
KPCA-Kriging模型的優(yōu)化方法獲得了最低的阻力系數(shù)42 counts
，小于基于ADE-Kriging和Kriging優(yōu)化方法的收斂得到的阻力值。并且
優(yōu)化翼型前緣壓縮和后緣恢復(fù)，后緣激波變?nèi)酰瑝毫Ψ植几吔皩ΨQ”
。如圖5至圖9所示。
圖5 NACA0012上半部設(shè)計空間展示
圖6 阻力系數(shù)收斂曲線對比
圖7 優(yōu)化設(shè)計翼型外形對比
圖8 優(yōu)化翼型上表面壓力分布對比
NACA0012壓力系數(shù)云圖
基于Kriging模型優(yōu)化的翼型壓力系數(shù)云圖
基于KPCA-Kriging模型優(yōu)化的翼型壓力系數(shù)云圖
圖9 NACA0012翼型與優(yōu)化翼型的流場壓力云圖對比
針對AIAA氣動優(yōu)化討論組發(fā)布的CRM機翼優(yōu)化算例：在各個翼剖面最大厚度、機翼力矩系數(shù)以及升力系數(shù)不減小的情況下最小化阻力系數(shù)。
展開 
射流抑制水翼/螺旋槳梢渦空化研究
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(shù)、梢渦流場演化以及梢渦空泡結(jié)構(gòu)所產(chǎn)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(qū)域內(nèi)流體壓力低于飽和蒸汽壓時，液體由液相向氣相轉(zhuǎn)變的過程。根據(jù)結(jié)構(gòu)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(xiàn)象常見于螺旋槳、橢圓水翼等易產(chǎn)生梢渦的設(shè)備之上。
▲ 試驗時水翼梢渦空泡結(jié)構(gòu)
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(zhì)量以及動量引入流場來干擾流動，通常是向空化區(qū)域附近流場噴射水、空氣、難溶氣體或其他抑制空化產(chǎn)生的聚合物等來改善其流動條件從而達(dá)到控制空化的目的。
該方法可通過在螺旋槳等設(shè)備內(nèi)部布設(shè)流道并在表面開設(shè)射流孔，從而實現(xiàn)向局部流場內(nèi)噴射高速流體進而實現(xiàn)空化抑制效果。
▲ 螺旋槳中布置的主動射流流道
經(jīng)試驗驗證，主動射流可以有效降低梢渦空化的發(fā)展長度。但是，其內(nèi)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(jié)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(cè)向射流）開設(shè)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(jié)果的影響。
展開 Fluent實用案例 | 重疊網(wǎng)格UDF撲翼機氣動仿真
本案例選擇DEFINE_CG_MOTION進行定義，omega[0]代表z軸旋轉(zhuǎn)方向，本案例設(shè)計翼型上下擺動18°，相關(guān)的UDF代碼如下：
C
#include "udf.h"
#include "mem.h"
#include "dynamesh_tools.h"
DEFINE_CG_MOTION(pyj, dt, vel, omega, time, dtime)
{
NV_S(vel, =, 0.0);
NV_S(omega, =, 0.0);
omega[0]=0.314*cos(2*3.14*time);
}
2 workbench 設(shè)置
本案例需要設(shè)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(shè)置如下圖 ：
3 SCDM 設(shè)置
3.1 導(dǎo)入幾何
整體幾何結(jié)構(gòu)如下圖:撲翼機翼型采用NACA0012，具體的幾何結(jié)構(gòu)如下圖，x軸正向為壓力出口，負(fù)軸位速度入口，撲翼機表面為壁面，其余面位對稱面。重疊網(wǎng)格區(qū)域為內(nèi)部圓柱區(qū)域。
撲翼機運動翼型命名為naca，靜止區(qū)域命名為bird。
4 Fluent Meshing 設(shè)置
4.1 網(wǎng)格設(shè)置
采用 SCDM 進行網(wǎng)格劃分，背景網(wǎng)格與前景網(wǎng)格皆采用六面體網(wǎng)格劃分，并劃分相對應(yīng)的邊界層網(wǎng)格。背景網(wǎng)格如下圖所示：
前景網(wǎng)格如下圖所示：
5 FLUENT 設(shè)置
5.1 General設(shè)置與網(wǎng)格導(dǎo)入
首先導(dǎo)入背景網(wǎng)格，其次通過下圖所示的方法將前景導(dǎo)入。
由于本文涉及到NACA0012翼型運動，因此需要探討瞬態(tài)計算結(jié)果，此處的設(shè)置比較簡單，勾選為瞬態(tài)計算。
展開 綜述 | CFD不確定度量化方法研究綜述
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(shù)統(tǒng)計信息。
圖 5 NACA0012翼型升力系數(shù)累積密度分布函數(shù)[86]
不確定性因素的敏感性分析
對不確定度量化結(jié)果的分析也是不確定性研究中不可或缺的內(nèi)容。一旦明確了CFD數(shù)值模擬中的各種不確定性來源和表現(xiàn)形式，并且對這些不確定性在CFD系統(tǒng)中的傳遞進行了量化，研究各類不確定性因素對總不確定性的貢獻就顯得尤為關(guān)鍵。敏感性分析常常被用來研究不確定性因素對CFD計算結(jié)果的影響大小。目前對敏感性分析的研究主要集中在提升效率和精度上。
如圖6所示，Schaefer等[88]采用非嵌入式概率配置點方法研究了SA湍流模型系數(shù)不確定性對NASA CRM構(gòu)型氣動特性的影響，借助sobol靈敏度指標(biāo)分析了SA模型各個系數(shù)的不確定度在總體不確定度中所占的比重。研究表明，SA湍流模型中系數(shù)σ和κ對于跨聲速近壁面流動的影響最大。
圖 6 NASA CRM模型表面壓力系數(shù)結(jié)果圖[88]
總 結(jié)
CFD不確定度量化首先需要辨識不確定性因素的來源，按照形式的不同選擇恰當(dāng)?shù)姆椒疾觳淮_定性在CFD計算過程中的傳播，最終根據(jù)結(jié)果的統(tǒng)計特性分析不確定性因素對于CFD系統(tǒng)的影響。
展開 基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩——前處理篇（CFX-Pre） ￥20
說明：
1.本文使用軟件版本為ANSYS 2019 R3；
2.翼型為NACA0012；
先看看結(jié)果，設(shè)置變形較大結(jié)果基本符合，誤差可能比較大
一句話看全文
完成基于動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩的前處理設(shè)置
——手動分割線——
一、計算域和邊界條件設(shè)置情況
二、計算簡要說明
先設(shè)置穩(wěn)態(tài)計算文件并完成計算，作為暫態(tài)計算的初始數(shù)據(jù)；
計算所需的Expression
附件提供計算所需網(wǎng)格文件，設(shè)置好的穩(wěn)態(tài)和暫態(tài)計算文件
上一篇：基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩——網(wǎng)格劃分篇
下一篇進階篇——基于CFX 動網(wǎng)格（Motion Mesh）實現(xiàn)翼型震蕩和擺動
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(biāo)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(dāng)我試圖通過更改設(shè)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(biāo)，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(guān)于翼型運動控制設(shè)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(shè)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 你會喜歡那個 Pi 的一些 CFD 嗎？
我對 NACA 0012 以對流的攻角進行了穩(wěn)態(tài) RANS 計算。該解決方案在五分鐘內(nèi)收斂。我欣喜若狂！我不僅可以在 Raspberry Pi 上運行 CFD 問題，而且可以在 Pi 上運行我們的網(wǎng)格。
如果您對本案例感興趣，可以下載并親自試用。
NACA 0012 的速度場。此解決方案由 Raspberry Pi 計算得出。
樹莓派的 SU2
我已經(jīng)實現(xiàn)了我的目標(biāo)。我在掌中進行了 CFD 計算。但我無法擺脫這樣一個事實，即我并沒有真正做過任何新的事情。動量分析人員已經(jīng)這樣做了……并行。我能做些什么不同的事情？換一個求解器怎么樣？輸入 SU2。
幾年前，斯坦福大學(xué)航空航天系航空航天設(shè)計實驗室的一個小組發(fā)布了一個開源 CFD 求解器。斯坦福大學(xué)非結(jié)構(gòu)化軟件套件或 SU2 是一組用于求解偏微分方程（包括 CFD 問題）的 C++ 工具。該團隊于今年 1 月發(fā)布了代碼的 3.0 版。
在過去的幾周里，我一直在探索 SU2 的一些內(nèi)部 CFD 工作，所以我對代碼有點熟悉并且可以可靠地構(gòu)建它。所以，我決定在 Raspberry Pi 上下載源代碼并嘗試編譯它。我的新目標(biāo)是為 Raspberry Pi 打包 SU2 二進制文件并運行 NACA 0012 問題。說起來容易做起來難。
我不想做任何花哨的事情，所以我只需要一個基本的單線程編譯。我遵循了 SU2 開發(fā)人員提供的精心編寫的安裝指南，僅使用前綴參數(shù)配置了 makefile，然后發(fā)出 make 命令來編譯源代碼。構(gòu)建大約 30 分鐘后，Pi 拋出了一條神秘的錯誤消息。不久之后，所有應(yīng)用程序都崩潰了，GUI 也沒有響應(yīng)。不幸的是，Pi 沒有配備電源開關(guān)，所以關(guān)閉設(shè)備只是拔掉電源的問題，這是我此時所能做的。
我重新接通電源以重新打開 Raspberry Pi，但遇到了內(nèi)核恐慌。精彩的。
展開 [問題討論]PointWise軟件生成網(wǎng)格流程
一些說明：
<1> PointWise幾何處理功能僅可以進行簡單的切割、合并操作以及創(chuàng)建簡單的直面、曲面等，一般僅用來對模型進行局部修形或修剪，不宜用來進行建模操作；
<2>PointWise中幾何沒有“點”和“體”的概念，僅包括線和面，所以一般可以使用IGES或STP等格式作為幾何輸入格式，但要注意模型建模精度問題；
<3>PointWise中可以通過特有的“T-Rex”和“Source"功能對線網(wǎng)格、面網(wǎng)格和體網(wǎng)格進行多種加密，較為實用且方便；
<4>PointWise運行過程中可能會崩潰，所以生成網(wǎng)格過程中應(yīng)該及時保存；
<5>目前已推出若干PointWise視頻教程，包括:
[案例匯總]Pointwise二維翼型網(wǎng)格生成方法匯總
[案例專題]基于Pointwise的二維尖后緣翼型C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的二維翼型O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于CATIA和Pointwise的二維NACA0012無黏/黏性非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的M6機翼黏性網(wǎng)格生成實例
[免費案例]Pointwise官方英文系列教程
<6>除此之外，已推出若干PointWise案例分享，包括:
[案例分析]Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）黏性網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成運輸機驗證機構(gòu)型全機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成NASA驗證機整機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成的"協(xié)和”號整機模型黏性網(wǎng)格（包含模型）
[案例分析]Pointwise生成的"F-22”整機模型黏性網(wǎng)格（包含模型）(進行中...
展開 
Fluent 護衛(wèi)艦直升機懸停性能仿真（一）
該案例以NACA0012和SFS2標(biāo)準(zhǔn)模型展開相關(guān)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(zhuǎn)速為251.2rad/s的仿真工況。
1 workbench 設(shè)置
1.1 選擇流體流動（帶有Fluent 網(wǎng)格劃分功能的Fluent）和流體流動（Fluent）
由于用的版本較老，因此無法通過一個fluent建立interface，此處為了利用fluent meshing劃分網(wǎng)格，采用了三個fluent模塊。分別進行外部流場網(wǎng)格劃分、內(nèi)部流場網(wǎng)格劃分和流場計算。
2 SCDM 設(shè)置
2.1 導(dǎo)入幾何
左邊為入口，右邊為出口。
下圖為艦船流場幾何圖。
下圖為旋翼流場幾何圖。
3 FLUENT MESHING設(shè)置
采用了Fluent meshing進行前處理，采用多面體的方法對體網(wǎng)格進行劃分。由于穩(wěn)態(tài)計算結(jié)果比較可信，此處選擇了相同的劃分的方式與尺寸。
4 FLUENT 設(shè)置
4.1 General設(shè)置與網(wǎng)格導(dǎo)入
首先將保存的艦船流場網(wǎng)格（bjwg1.msh）導(dǎo)入。然后通過附加case文件的方式，將旋翼流場網(wǎng)格（xy.msh）導(dǎo)入。
由于是瞬態(tài)求解問題，此處設(shè)置為瞬態(tài)態(tài)計算模式。
4.2 邊界條件設(shè)置
此處對邊界條件進行設(shè)置，其中wall2與wall1為free slip。
4.3 滑移條件設(shè)置
具體設(shè)置可以參考Fluent 旋轉(zhuǎn)機械瞬態(tài)計算（一）一致，因此相同的設(shè)置不再闡述，設(shè)置方法如下。
4.4 計算設(shè)置
進行初始化，以0.0001s的時間步長進行計算。
開啟升力監(jiān)測，可以發(fā)現(xiàn)后續(xù)升力逐漸趨于穩(wěn)定。
展開 垂直軸風(fēng)力機數(shù)值仿真——建模篇SpaceClaim附腳本 ￥12
1.模型介紹
垂直軸風(fēng)力機葉片翼型為NACA0012，翼型數(shù)據(jù)來源于網(wǎng)站http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=n0012-il。
翼型弦長為325mm，葉片數(shù)量為3個，風(fēng)輪直徑為800mm；計算域按照入口在來流前方10倍的風(fēng)輪直徑，出口在15倍的風(fēng)輪直徑處，寬度為10倍的風(fēng)輪直徑；厚度為50mm。
2.建模準(zhǔn)備
翼型坐標(biāo)導(dǎo)入SpaceClaim有兩種方式，一種是以文本文件的形式編輯好格式后導(dǎo)入自動創(chuàng)建為曲線這種方式網(wǎng)上有相關(guān)教程可以自行查找；另一種是通過腳本讀取坐標(biāo)點來創(chuàng)建為曲線。
本案例選擇第二種方式，使用起來更為靈活一些，對于一些三維的數(shù)據(jù)也能通用。需要做的處理是將網(wǎng)站中得到的翼型坐標(biāo)處理為三維形式，依次三列分別為X/Y/Z。處理時需要注意，網(wǎng)站提供的原始翼型數(shù)據(jù)分上下兩部分，都是從翼型頭部開始至尾緣的，處理時將上半部分的順序翻轉(zhuǎn)一下，從尾緣至頭部，并刪除重復(fù)的（0,0,0）坐標(biāo)。
3.建模過程
建模過程包括以下步驟，首先需要讀取翼型坐標(biāo)創(chuàng)建翼型曲線，接下來創(chuàng)建風(fēng)輪與計算域，最后需要創(chuàng)建實體模型并刪除不需要的部件。
1）讀取坐標(biāo)創(chuàng)建翼型曲線
翼型尾緣為鈍尾緣，所以文本文件中為不封閉的坐標(biāo)點，讀取時單獨創(chuàng)建翼型和尾緣直線。
2）創(chuàng)建風(fēng)輪
風(fēng)輪圓可以采用草繪圓來創(chuàng)建，給定圓心和半徑可以定義草繪圓。
本案例采用散點方式創(chuàng)建SketchNurbs.CreateFrom2DPoints(True, points)，先通過循環(huán)方式生成圓上的散點，再通過散點來實現(xiàn)圓的創(chuàng)建。
3）創(chuàng)建計算域
計算域外邊界通過草繪矩形來繪制，按照計算域邊界尺寸給定矩形的三個坐標(biāo)點，可以定義草繪矩形。
展開 Fluent 護衛(wèi)艦直升機迫降性能仿真
該案例以NACA0012和SFS2標(biāo)準(zhǔn)模型展開相關(guān)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(zhuǎn)速為251.2rad/s，降落速度為2m/s的仿真工況。大部分設(shè)置與Fluent 護衛(wèi)艦直升機懸停性能仿真（一）一致，若已經(jīng)了解上個案例的讀者可以直接查看4.3中的設(shè)置。
本案例僅是簡單計算，但可以用于各種復(fù)雜模型的計算，例如直升機整體下降，半開、全開機庫門下降、船舶橫搖等情況下的仿真計算，分析相應(yīng)流線，優(yōu)化直升機迫降方案。
1 workbench 設(shè)置
1.1 選擇流體流動（帶有Fluent 網(wǎng)格劃分功能的Fluent）和流體流動（Fluent）
由于用的版本較老，因此無法通過一個fluent建立interface，此處為了利用fluent meshing劃分網(wǎng)格，采用了三個fluent模塊。分別進行外部流場網(wǎng)格劃分、內(nèi)部流場網(wǎng)格劃分和流場計算。
2 SCDM 設(shè)置
2.1 導(dǎo)入幾何
左邊為入口，右邊為出口。
下圖為艦船流場幾何圖。
下圖為旋翼流場幾何圖。
3 FLUENT MESHING設(shè)置
采用了Fluent meshing進行前處理，采用多面體的方法對體網(wǎng)格進行劃分。由于穩(wěn)態(tài)計算結(jié)果比較可信，此處選擇了相同的劃分的方式與尺寸。
4 FLUENT 設(shè)置
4.1 General設(shè)置與網(wǎng)格導(dǎo)入
首先將保存的艦船流場網(wǎng)格（bjwg1.msh）導(dǎo)入。然后通過附加case文件的方式，將旋翼流場網(wǎng)格（xy.msh）導(dǎo)入。
由于是瞬態(tài)求解問題，此處設(shè)置為瞬態(tài)態(tài)計算模式。
4.2 邊界條件設(shè)置
此處對邊界條件進行設(shè)置，其中wall2與wall1為free slip。
展開 [問題討論]ICEM操作入門指南
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[案例專題]基于ICEM和Fluent的NACA0012結(jié)構(gòu)網(wǎng)格算例實例
[案例專題]基于ICEM和Fluent的三維彎管非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格算例實例
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