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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。

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。

1 導入幾何模型 在固定翼無人機流場仿真中，Fluent Meshing的網格劃分流程始于幾何模型的預處理階段。首先通過File-Import-CAD導入無人機三維模型，該模型通常包含機翼、機身、尾翼等部件。

您將從頭開始學習所有內容，并且僅使用 NREL 網站上提供的基本數據（NREL 第六階段報告、文檔編號 29955.pdf），例如翼型坐標、沿徑向站的扭轉角和弦長以及不同風速的扭矩值。

對于復雜曲面（如葉片翼型），可通過“Simplify”功能減少局部細節，提升網格生成效率。 1.2 流體域抽取創建外部流體域：在SpaceClaim中，選擇“準備”選項卡，使用“外殼”工具沿風機周圍生成長方體流體域，可以鍵盤上直接輸入數值。建議尺寸為風機幾何的20-30倍。

得到繞流結果如下，可以看出自研求解器結果和Fluent結果基本是吻合的，這也標志著自研求解器結果具備了一定的實用性。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。

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?

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。

當在遠場中預測聲音時，計算成本變得令人望而卻步（例如，在翼型問題中需要數百個弦長）。當接收器處于近場（如艙內噪聲）時，直接方法變得可行。在許多涉及近場聲音的情況下，聲音（或偽聲音）主要是由于局部動水壓力，可以以合理的成本和精度預測。 由于在這種方法中聲音傳播是直接求解的，所以通常需要求解可壓縮形式的控制方程（例如，可壓縮的RANS方程，可壓縮形式的LES濾波方程）。

通過仿生學直接改變葉片翼型的研究得出了不同翼型下的不同氣動特性，對通風機噪聲在巷道內的傳播規律做了研究，然而對通風機 內部氣動噪聲的產生及傳播規律的研究并不充分。隨著計算機技術的發展 ，數值模擬法得 到廣泛進行數值 模擬法大大減少了試驗時間和成本。

在工程應用方面，CFD經歷了從平板/翼型到機翼/全機的復雜構型數值模擬，從簡單的簡諧運動到六自由度多體分離、投放，螺旋槳、直升機滑流，這些無不凝聚著CFD研究人員與工程師們的智慧與付出。從單一流場的數值模擬到氣動噪聲、考慮結構變形、電磁計算、等離子控制和飛行力學等學科的耦合，CFD技術在氣動設計、氣動彈性、等離子主動控制、多物理場耦合、數字化飛行、控制律驗證等領域發揮著越來越重要的作用。

在工程應用方面，CFD經歷了從平板/翼型到機翼/全機的復雜構型數值模擬，從簡單的簡諧運動到六自由度多體分離、投放，螺旋槳、直升機滑流，這些無不凝聚著CFD研究人員與工程師們的智慧與付出。從單一流場的數值模擬到氣動噪聲、考慮結構變形、電磁計算、等離子控制和飛行力學等學科的耦合，CFD技術在氣動設計、氣動彈性、等離子主動控制、多物理場耦合、數字化飛行、控制律驗證等領域發揮著越來越重要的作用。

利用機器學習修正的雷諾應力預測速度 一個應用統計推理和機器學習對翼型湍流的例子。 (a)翼型表面壓力。(b)基線流量預測(壓力等值線和流線)。(c)使用數據驅動SA模型進行流量預測。 3. 綜合轉捩預測(RANS, Hybrid, LES) 對于大多數關鍵應用來說，發展綜合轉捩預測的里程碑還沒有達到。

以NACA0012翼型俯仰振蕩實例進行講解動網格的應用過程； ##3. 與動網格應用有關的參考文獻； ##4. 使用動網格進行計算的一些例子。