NACA的案例
Fluent 重疊網格+UDF NACA0012翼型擺動氣動仿真(一）
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
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 NACA機翼模擬 ￥3.5
NACA機翼模擬
msh cas dat
水動力渦輪機_NACA_4424翼型
水動力渦輪機_NACA_4424翼型
Assem1blade622.SLDASM
NACA 4412 分析
在ProE建立NACA 4421機翼模型
匯入SCT，並選用自適化網格根據速度壓力梯度變化自動加密網格
網格使用非結構網格，但速度向量圖可以選用均勻分布
除了數學上的收斂，還可以觀測整體物理現象是否穩定
--
本例僅為測試用，未針對實際現象做優化
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。
Fluent NACA2415參數化仿真計算（一）
</p><p><strong>1 前處理設置</strong></p><p>以NACA2415的幾何尺寸，長為10cm。采用scdm建立如下圖所示的仿真計算幾何模型。計算域上、下與左側離翼型的距離為10C，后側離翼型的距離為20C。</p><p><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_jpg/6OCfD1OjTxpvT84icOWjrazPrJmc9grEIxxibQcWI0RicX2CrVYe5J8D1sN0Oalh6s2Doibdw6EOC45nic2MTOwPb6A/640?wx_fmt=jpeg"></p><p>進行攻角的參數化設置。</p><p><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_png/6OCfD1OjTxpvT84icOWjrazPrJmc9grEIuIe9T9oxcLECIf6lm6EiaBQWwic1ianhvr81KSFg6lKwjYLgLichbZs1eA/640?wx_fmt=png&from=appmsg"></p><p>采用了Fluent meshing進行前處理，采用多面體的方法對體網格進行劃分。</p><p class="ql-align-center"><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_png/6OCfD1OjTxpvT84icOWjrazPrJmc9grEIzUH3biaQDI9qX36EurV15WMW4ekLLXc8lB8dib4hESPHhRpU8WfOiagwg/640?
展開 CAESES船用螺旋槳參數化建模淺析
一、螺旋槳參數化
螺旋槳參數化一種核心方式是通過CAESES所特有的curve engine 與meta surface來構建，構建每個徑向位置處（r/R）的葉片剖面，最終生成對應的三維螺旋槳曲面，總體思路可參考如下流程：
圍繞以上內容，螺旋槳參數化過程中可以有一些變化，相關內容分成幾個方面：
二、螺旋槳控制參數參考
影響螺旋槳性能的參數很多，就我們熟悉的參數主要分兩類，
控制每個徑向位置r/R的葉片剖面形狀的參數（NACA4DS為例）：
Chord弦長
Thickness厚度
Camber拱度
Max Camber Position最大拱度位置
控制每個徑向位置剖面的空間位置的參數：
Pitch螺距
Skew側斜
Rake縱斜
三、二維葉片剖面形狀參數化定義
二維葉片剖面形狀參數化定義可以采用多種方式實現：
1）CAESES內置了NACA4DS翼型，亦在feature中可以直接引用NACA4DS類型。
通過NACA4DS定義的話，參數一般為Chord弦長，Thickness厚度，Camber拱度，Max Camber Position最大拱度位置四個。
除了通過內置的NACA4DS曲線定義翼型，亦可以用戶自定義，例如通過generic curve定義。這樣就可以通過函數自定義剖面形式，以下例子是厚度分布的函數定義參考，這里最大厚度可以作為設計參數。
2）此外CAESES中還內置多種NACA翼型，例如常用的NACA66等翼型，不過由于是封裝內置，用戶只能選擇，在使用靈活度上有所缺失。
3）另外，如果已知剖面形狀亦可以直接導入曲線信息，例如從文獻或網上得知特殊NACA翼型，可以直接導入CAESES。
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
使用Python進行翼型和機翼空氣動力學設計和模擬
1 引言
2-1 -1-1學習目標
2-10 -1-10厚度分布
2-11 -1-11使用PYTHON計算厚度
2-12 -1-12使用非維度值
2-13 -1-13尋找前緣半徑
2-14 -1-14用PYTHON繪制NACA 0018
2-15 -1-15用PYTHON繪制NACA 2412
2-16 -1-16制作帶流光的NACA翼型發生器
2-17 -1-17下載CSV文件形式的翼型數據
2-2-1-2飛行的四種力量
2-3 -1-3翼型的定義和重要性
2-4 -1-4兩種主要翼型
2-5 -1-5翼型關鍵參數
2-6 -1-6 NACA翼型分類
2-7 -1-7幾何構造
2-8 -1-8計算彎曲線的斜率
2-9-1-9用PYTHON計算彎曲線的斜率
3-1.2 學習目標
3-10 -2-10使用Python查找Cl和Cd
3-11 -2- 11使用XFOIL查找系數
3-12 -2-12使用XFOIL查找您自己的設計系數
3-13 -2-13使用Python運行XFOIL
3-14 -2-14使用Pyhon將系數打印為變量
3-15 -2-15將項目與Streamlit相結合
3-2 -2-2機翼上的空氣動力
3-3 -2-3空氣動力學的起源
3-4 -2-4了解三維流程
3-5 -2-5動壓
3-6 -2-6使用Python計算_動態_壓力
3-7 -2-7翼型上的空氣動力學力
3-8
展開 [案例分析]Pointwise使用Extrude功能生成二維機翼網格
說明：本帖講的是使用Pointwise如何生成一個2D機翼的網格，其幾何模型是NACA 6412，NACA的機翼經常用來作為CFD方法的驗證算例。
2、在做網格前，首先在腦子里要有一個網格拓撲結構的基本概念，這樣你在畫網格時了如指掌（比如是否要添加輔助的線段等等），才能提高效率）。
3、首先是導入網格，導入NACA6412.igs，導入后首先要做的應該是選擇維數和求解器（2D or 3D，首先選擇求解器能夠避免你所畫的網格不適應你后來選擇的求解器）。
4、在畫網格之前，首先你應該設定在網格線上的節點數。1、默認設置（Defaults）;2、選擇網格線（Connector）；3、選擇點數（Dimension）;4、輸入75。
5、使用在幾何元素基礎上建立網格線能夠快速的生成網格線（Connectors on Database Entities）,在列表（list）中選擇所有的幾何曲線，點擊快速菜單欄中的Connectors on Database Entities。如果想要看生成網格線上的點的分布，選擇生成的網格線然后點擊快速菜單欄的Point on。
6、在機翼的后緣處，不需要默認設置那么多的點，這是通過平均間距（Average delta s）來調控的，首先選擇后緣處的兩條網格線，選擇Grid，Dimension，選擇平均間距（Average delta s），輸入0.0005，點擊生成點（Dimension），這樣在這兩條網格線上就獲得了合適的點分布。
7、那么如何像ICEM中那樣能夠控制節點的密布分布或者說是增長呢，就需要用到，間距約束（Spacing constraints）。
展開 Fluent實用案例 | 重疊網格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軸旋轉方向，本案例設計翼型上下擺動18°，相關的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:撲翼機翼型采用NACA0012，具體的幾何結構如下圖，x軸正向為壓力出口，負軸位速度入口，撲翼機表面為壁面，其余面位對稱面。重疊網格區域為內部圓柱區域。
撲翼機運動翼型命名為naca，靜止區域命名為bird。
4 Fluent Meshing 設置
4.1 網格設置
采用 SCDM 進行網格劃分，背景網格與前景網格皆采用六面體網格劃分，并劃分相對應的邊界層網格。背景網格如下圖所示：
前景網格如下圖所示：
5 FLUENT 設置
5.1 General設置與網格導入
首先導入背景網格，其次通過下圖所示的方法將前景導入。
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。
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統計信息。
圖 5 NACA0012翼型升力系數累積密度分布函數[86]
不確定性因素的敏感性分析
對不確定度量化結果的分析也是不確定性研究中不可或缺的內容。一旦明確了CFD數值模擬中的各種不確定性來源和表現形式，并且對這些不確定性在CFD系統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鍵。敏感性分析常常被用來研究不確定性因素對CFD計算結果的影響大小。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湍流模型系數不確定性對NASA CRM構型氣動特性的影響，借助sobol靈敏度指標分析了SA模型各個系數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模型表面壓力系數結果圖[88]
總 結
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的方法考察不確定性在CFD計算過程中的傳播，最終根據結果的統計特性分析不確定性因素對于CFD系統的影響。
展開 基于新型高維代理模型的高效全局氣動優化設計
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 研究成果介紹-基于CFD與經驗方法的雙槳雙舵內河船舶操縱運動建模
首先，以Wageningen B4-55 + NACA 0020槳舵系統為對象，驗證計算螺旋槳-舵系統水動力性能CFD計算方法的正確性。而后，以KVLCC2船舶配備的E698 + NACA 0018槳舵系統為對象，驗證本文提出的舵力模型的正確性。兩個方面的驗證結果如下圖所示。
CFD計算方法驗證
（Wageningen B4-55 + NACA 0020水動力系數CFD計算值與實驗值比較）
舵力模型驗證
（采用本文提出的舵力模型得到的KVLCC2船模-35°回轉實驗仿真結果與實驗結果的比較）
03
模型建立
在驗證了本文提出的操縱運動模型后，本文以雙槳雙舵64箱內河集裝箱船船模為對象，采用上文所述的CFD與經驗公式相結合的方法，建立了其操縱運動模型。
對雙槳雙舵64箱內河集裝箱船一舷的槳舵系統開展CFD仿真，得到的槳舵系統附近流場的壓力及流線分布如下圖所示。
壓力及流線分布
而后，比較了三種舵力模型，即Fujii模型、Liu2017中提出的模型和本文提出的模型。通過與±35°回轉實驗與±20°/±20°Z形實驗數據的比較，可以看出，本文提出的舵力模型能較好地描述操縱運動過程中時歷參數的變化。
三種舵力模型的比較
將雙槳雙舵64箱內河集裝箱船船模-15°回轉實驗與-20°/-20°Z形實驗的時歷參數與仿真值進行比較，如下圖所示。可以看出，本文基于CFD與經驗方法提出的操縱運動模型能較好地捕捉到操縱運動中時歷參數的變化。
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、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。
展開 