通過Matlab和Xfoil軟件，實(shí)現(xiàn)在N多個(gè)翼型中找到自己想要的最優(yōu)的翼型，進(jìn)而進(jìn)行比如飛機(jī)機(jī)翼或者螺旋槳翼型等的選取； 輸入：標(biāo)準(zhǔn)翼型文件（2千個(gè)以上） 約束因素:指定馬赫數(shù) 指定雷諾數(shù) 目標(biāo)：升阻比最大 （根據(jù)需要進(jìn)行調(diào)整，比如升力系數(shù)最大或者阻力系數(shù)最小或者指定升力系數(shù)等） 輸出：翼型名稱 攻角 升阻比 有疑問建議隨時(shí)交流，共同進(jìn)步！

Fluent專家-流動(dòng)-4 (機(jī)翼超音速流動(dòng)) 案例簡(jiǎn)介 機(jī)翼模型如下圖所示，其中周圍馬赫數(shù)為0.8，攻角α=4°，通過fluent來分析機(jī)翼外流場(chǎng)情況。 Spalart-Allmaras 模型（1equ）： 1）. Spalart-Allmaras 模型是設(shè)計(jì)用于航空領(lǐng)域的，主要是墻壁束縛流動(dòng)，而且已經(jīng)顯示出和好的效果。 2）。

參數(shù)：翼型俯仰運(yùn)動(dòng)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(jì)算（穩(wěn)態(tài)計(jì)算時(shí)攻角為5°，且不考慮俯仰運(yùn)動(dòng)），收斂后改為瞬態(tài)計(jì)算。因而課程包含了兩種情況下的仿真：給定攻角下翼型仿真（穩(wěn)態(tài)）和翼型俯仰運(yùn)動(dòng)過程中的仿真（瞬態(tài)）和相關(guān)的數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)。 全部均為高清有聲視頻。

參考設(shè)置：外圍計(jì)算邊界條件為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，垂直圓柱延伸方向的前后平面為周期性邊界條件，計(jì)算馬赫數(shù)為0.21（即72/340），使用LES大渦模型，壓力和速度耦合求解采用Simple算法，離散得到的代數(shù)方程使用Guass-Seidel迭代求解。 從遠(yuǎn)場(chǎng)開始計(jì)算，參考值中，迎流面積為S=D*B=320E-6m2，特征長(zhǎng)度為D=0.01m。