翼型流場的案例
基于ANSA的翼型流場網格生成 ￥38
今天就先給大家帶來一個Ansa生成翼型流場網格的案例，供大家學習探討。
Part 1
現介紹下ANSA生成翼型流場網格的方法。
目前，關于ANSA生成外流場網格，網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，然后生成體網格。這是ANSA做流場網格的通用思路，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格，再拉伸，得到三維網格。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-面網格生成
進入MESH模塊進行面網格生成。
a) 首先Hot Points>Inset，在翼型與對稱面交接區，在如下位置，插入四個熱點，方面后面進行節點布局。
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連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍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據。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
流場參數和網格
2.1 流場參數
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，試驗測得的馬赫數和攻角數據并不準確。因此，人們在開展數值計算和試驗對比研究時，需要對來流馬赫數和攻角進行修正，本文將參考表1 提供的參數進行計算。
展開 OpenFOAM計算NACA 8-H-12翼型流場，包含算例全部OpenFOAM計算文件 ￥15
OpenFOAM計算NACA 8-H-12翼型流場，包含算例全部OpenFOAM計算文件
不同攻角下的翼型流場仿真分析，含所有ICEM文件及fluent文件，fluent設置包含在case中 ￥30
不同攻角下的翼型流場仿真分析，含所有ICEM文件及fluent文件，fluent設置包含在case中
STAR-CCM+計算二維翼型氣動性能
將流場尾部的垂直表面命名為Outlet。
將翼型壁面的兩條特征曲線命名為Airfoil Curves。
點擊關閉3D-CAD，退出3D設計模式。
2、生成流場實體模型
可以看到3D-CAD Model下多出了3D-CAD Model 1，3D-CAD Model 1即為新生成的翼型流程幾何模型，我們需要將其轉換為實體模型：右鍵單擊3D-CAD Model 1，選擇新幾何零部件，在彈出的零部件創建選項中將重合容差改為1.0E-8，網格化密度改為非常精細(Very Fine)。此時新生成的實體模型顯示為體組下的Body 1，命名的特征曲面和特征線也顯示在模型樹中。
3、生成翼型流場三維網格
右鍵單擊零部件中的Body 1，選擇分配零部件至區域，依次選擇：為每個零部件創建區域、為每個零部件創建一個表面、為所有零部件曲線創建一個特征線。區域中的Inlet邊界設置為速度進口，Outlet設置為壓力出口，Default和Wall保持默認的壁面。
右鍵單擊操作，選擇新建>網格>自動網格，在彈出的創建自動網格操作中，零部件選擇Body 1，網格生成器依次選擇：表面重構、自動表面修復、多面體網格和棱柱層網格生成器。默認控制中，基礎尺寸設置為0.8m，面網格增長率1.1，棱柱層數3，棱柱層延伸1.2，棱柱層總厚度0.01m，核心網格優化中的優化循環設置為3，質量閾值設置為0.7。右鍵自定義控制，選擇新建>曲線控制，零部件曲線選擇airfoil curve，目標表面尺寸為0.001m，最小表面尺寸為5.0E-4m。
展開 ANSA—外流場網格生成 ￥48
l 選擇翼型面，點擊確定。
2） 其余邊界面的面網格生成。
l 顯示全部部件；
l 采用Mesh Generation >Free生成其余邊界面網格。同樣的，該步驟需要設置好合適的邊界網格點數量。
3） 流場體網格生成。
l Volumes >Define>Auto Detect，選中模型。默認第一個選項，點OK。
l 選擇第二個沒有Mesh的流場區域。點Edict，修改網格屬性為Tetra Rapid。
l 點Remesh進行體網格生成。
l 將所有流場網格定義為fluid。Volumes > Set PID，選擇全部體網格，雙擊fluid，完成。
4） 定義邊界域屬性。
l 回到TOPO模塊，同時設置Fluent模式；
l 修改壁面名稱為wall；
l 在Faces>Set PID，選中邊界面，創建新的Inlet 或者Outlet面；
l 至此，體網格搞定。再用File>Output>FLUENT，輸出體網格。
Part 3
后面我們將繼續介紹些ANSA網格生成的案例，并給出一些非結構網格的計算算例。
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展開 案例解析|翼型擺動cfd模擬
而嵌套網格技術已經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，諸如大幅度偏轉運動等。
本項目采用openfoam軟件，根據naca0012模型模擬運動中的翼型偏轉，利用嵌套網格技術生成單獨的翼型貼體網格（如圖3所示），對大尺度的運動網格進行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
網格劃分
使用snappHexMesh工具對幾何模型進行網格劃分，網格為嵌套網格（如圖3），分為背景網格和翼型貼體網格。
網格具體信息參數如下表1、表2所示：
表1背景網格信息參數
表2翼型貼體網格信息參數
物性參數
分析所涉及流場介質為空氣，其相關物性參數如表3所示。
展開 基于新型高維代理模型的高效全局氣動優化設計
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。結果表明，基于KPCA-Kriging代理優化得到的機翼阻力為205.2 counts，較初始機翼降低了28.9 counts，而基于Kriging代理優化的機翼阻力僅僅降低了14.7 counts。圖10~圖13顯示，基于KPCA-Kriging代理優化方法的收斂過程較基于Kriging代理優化過程顯著更快，最終收斂阻力也顯著更低，并且KPCA-Kriging代理預測誤差顯著小于Kriging代理預測誤差。進一步發現，初始CRM機翼上表面存在較強激波，基于Kriging代理優化得到的機翼上表面激波強度有所減弱，但仍然較強，而基于KPCA-Kriging代理優化得到的機翼上表面僅僅存在非常弱的激波。
展開 【數值仿真】海上浮式風力機動力響應分析與數值仿真關鍵技術研究
浮式風力機數值模型建立方法
目前,對于風力機氣動載荷的計算大多采用葉素-動量理論,盡管該方法無法給出葉片翼型附近的流場信息,但是,其計算簡便效率高,廣泛應用于浮式風力機工程計算。水動力載荷的分析則主要基于三維勢流理論,采用海洋工程領域常用的水動力分析軟件求解浮體水動力系數,進而進行時域水動力分析。由于三維勢流理論無法考慮浮體的黏性效應,軟件采用Morison方程的拖曳項模擬浮式風力機的黏性阻尼。
浮式風力機系統結構形式復雜,既包括了葉片、塔柱和傳動軸等柔性構件,又包括了機艙和浮式基礎等剛性結構。因此,不同數值仿真軟件對于浮式風力機系統結構動力學模型的建立區別較大。目前,對于浮式風力機整體結構采用的建模方法主要有多體方法和有限元方法,對于葉片和塔柱等彈性體動力響應的求解則主要采用模態法和有限元方法。
海上浮式風力機數值仿真模型建立
本文以某浮式風力機工程項目為例,針對海上浮式風力機工程樣機在數值仿真過程中的關鍵技術進行研究。浮式風力機系統的結構形式如圖1所示,整個系統上部設置7.25MW風力發電機,底部采用四立柱半潛型浮式基礎。系泊系統的布置情況如圖2所示,在每個邊立柱的底部設置3根系泊錨鏈,采用3×3的懸鏈線式系泊。
圖1 浮式風力機結構示意圖
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圖2 浮式風力機系泊系統布置圖
水動力模型的建立
在AQWA中建立浮式基礎的水動力模型如圖3所示。基于三維勢流理論計算浮式基礎的水動力系數,包括靜水恢復力系數、附加質量和阻尼系數以及一階和二階波浪載荷傳遞函數,其中0°入射方向下一階波浪載荷傳遞函數的計算結果如圖4所示。
圖3 浮式基礎水動力模型
圖4 波浪入射方向為0°時的一階波浪載荷傳遞函數
動力響應分析
建立海上浮式風力機數值仿真模型,計算極端停機工況下浮式風力機的運動響應。
展開 葉片/翼型參數化造型技術
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化、大數據、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的特點以及其對氣動特性影響規律要非常熟悉，當指標達不到的時候依靠經驗知道往什么方向改。
類似于結構力學領域，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，越不容易摸到規律。
本期聊聊作為入門的基礎的，葉片/翼型參數化造型技術。
葉/翼型參數知多少
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，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 層流機翼設計技術現狀與發展
Khalid等設計了可用于超過107雷諾數的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業大學將超臨界翼型和層流翼型的設計思想相結合，設計了NPU系列翼型并開展了風洞試驗研究。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機翼開始發展起來，翼型和機翼的設計方法也不斷進步和創新，為跨聲速下層流機翼技術的發展和成熟奠定了基礎。Zhang等采用有利壓力梯度約束的方法開展了層流翼型的優化設計工作，獲得了滿意的結果；HAN等提出了高速層流翼型的代理模型優化方法，所設計的層流機翼由于激波強度的減弱和層流區域的擴大使得阻力減小了12.1個阻力單位；陳永彬等通過優化激波控制鼓包的位置和外形改善了層流翼型的性能；邢宇等采用代理模型方法優化層流翼型的層流性能，同時基于梯度算法優化層流翼型升阻比，最終獲得了具有55.5%層流的高升阻比層流翼型。關于高速飛機層流翼型及機翼設計的研究成果進一步證明了層流機翼技術具有廣闊的發展和應用前景。
作為國家大中型飛機研發機構，航空工業一飛院著力于發展我國運輸機體系研究中的機翼設計技術。為進一步響應“綠色航空”號召，一飛院帶領國內眾多航空院校、研究院所，通過開展民用飛機層流機翼設計理念、設計方法、風洞試驗及飛行驗證等研究，基本具備民用飛機自然層流翼型/機翼設計和自然層流短艙設計能力，為我國民用飛機層流機翼設計提供技術支撐。
2.4 風洞試驗及測量技術
風洞試驗是研究層流機翼特性、驗證設計結果的重要手段，國內外開展的關于層流機翼的發展計劃中均將層流風洞試驗作為重要的研究手段和技術提升方向之一。美國從20世紀30年代就開始通過風洞煙霧試驗研究不平機翼表面設計對湍流的影響。80年代利用F-14飛機試驗研究了后掠角對層流品質的影響，并進行了高速風洞的層流流場顯示試驗。
展開 
超長航時太陽能無人機關鍵技術綜述
利用這類方法可以捕捉層流分離流動的非定常、非線性效應，并獲得基本氣動特性，但獲得的流動結構精度并不高。基于大渦模擬(Large Eddy Simulation, LES)和直接數值模擬(Direct Numerical Simulation, DNS)的精細化手段可以避免RANS方法精度不高的問題，但存在計算量大等缺點[32]。
王科雷等[52]采用求解k-kl-w湍流模型的雷諾平均Navier-Stokes方程有限體積法，對低雷諾數條件下的SD7037翼型特性進行了數值模擬，并與試驗結果及S-A模型計算結果進行了對比，發現該模型能準確模擬翼型表面流動分離與再附現象(圖12)。
圖12 6°迎角翼型流場圖[52]
Fig.12 Flow field diagram at 6 ° angle of attack[52]
2.2 翼型優化設計技術
超長航時太陽能無人機通常采用超大展弦比機翼，相比常規飛行器而言，誘導阻力占總阻力的比例較小，因此翼型的氣動特性很大程度上決定了機翼的氣動特性[53]。采用強制轉捩、表面吹吸氣控制等方式可以有效抑制層流分離，提升翼型氣動性能，但這些方法實際應用難度較大，目前尚未普遍用于太陽能無人機。現階段太陽能無人機機翼氣動優化的主要內容仍是針對低雷諾數流動特點的翼型外形的優化設計。
太陽能無人機常用的低雷諾數翼型包括Eppler系列、SD系列等。與普通翼型相比，低雷諾數翼型在外形上的差異主要有2點：一是翼型上表面更加平坦，二是翼型厚度較小[35]。
Ma等[54]對幾種典型翼型在低雷諾數下的繞流進行了數值模擬，并通過水洞試驗驗證了數值方法的準確性(圖13)。
展開 旋翼式火星無人機技術發展綜述
表1 火星無人機方案及參數
Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs
2 火星無人機旋翼系統的氣動特性研究
利用有限元仿真方法能夠模擬火星無人機的飛行環境，計算無人機旋翼在工作情況下表面的流場分布，評估旋翼在不同飛行條件下的升阻特性。該方法有助于獲取適用于火星環境的旋翼特征，描述和分析低壓流場中易出現的層流分離等現象，實現對旋翼式火星無人機旋翼的翼型與結構的優選。
2.1 旋翼氣動學特性的研究
旋翼是火星旋翼式無人機飛行的升力來源，其結構設計是火星無人機研制的難點之一。由于搭建用于旋翼實驗的大氣環境(包括氣體的壓力、密度、溫度、成分等)困難度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法。基于計算流體力學(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、計算速度快等優勢，能夠快速分析無人機翼型的升阻特性、旋翼的氣動特性及旋翼表面流場分布并能夠從理論的角度解釋旋翼失速、翼尖流場壓縮、激波振蕩等現象。
火星無人機翼型的仿真結果表明，在火星的低雷諾數飛行條件下，翼型對旋翼的氣動特性具有重要的影響：非常規的曲線翼型(極薄的翼型厚度和較大的翼型弧度)能夠顯著地提升旋翼的升阻比與機械效率[30]，但極薄的翼型厚度將降低旋翼的強度與剛度。文獻[31]模擬計算了多種翼型在火星環境的升阻特性，發現低雷諾數對翼型的升阻特性的影響遠大于馬赫數對翼型升阻特性的影響。文獻[32-33]發現最大彎度位置為25%，彎度為5%的翼型在低雷諾數環境下具有最大升阻比。文獻[34]對比了六種低雷諾數翼型在火星環境下的氣動特性，發現E387翼型在火星大氣環境中具有更好的氣動特性。
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