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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模型，僅作計算設置參考。通過此案例后續(xù)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(wǎng)格模型對NACA0012翼型俯仰運動進行模擬。

艦船上的舵、水翼、減搖鰭等都是機翼，螺旋槳、汽輪機葉片和壓縮機葉片也都是利用機翼原理工作的，而在研究船舶操縱性時，甚至還可把船體的水下部分看作一個巨大的機翼。 隨著航空科學的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達的國家建立了各種翼型系列。美國有NACA系列，德國有DVL系列，英國有RAF系列，蘇聯(lián)有ЦΑΓИ系列等。這些翼型的資料包括幾何特性和氣動特性，可供氣動設計人員選取合適的翼型。

本案例利用Fluent的RBM模型，對TTCP模型氣動性能問題進行了仿真計算。相關(guān)設置見Fluent MRF 旋轉(zhuǎn)卷弧翼彈箭氣動仿真。本案例以該文章的計算結(jié)果為初始值，展開了旋轉(zhuǎn)卷弧翼彈箭氣動仿真計算。所有設置一致，因此進行如下兩步設置。注意：由于計算資源，此處計算對網(wǎng)格進行了簡化，如果要進行準確計算，請下載相關(guān)案例自行進行精細網(wǎng)格劃分！！！

本案例利用Fluent重疊網(wǎng)格與UDF,對撲翼機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(xù)可以對進一步添加udf代碼與更換模型，實現(xiàn)更為復雜的撲翼機運動，對其展開氣動仿真計算。1 UDF說明在本研究中采用重疊網(wǎng)格模型對撲翼機撲翼運動進行模擬。

本案例利用Fluent的MRF模型，對TTCP模型氣動性能問題進行了仿真計算。該案例僅對TTCP模型的彈體穩(wěn)妥旋轉(zhuǎn)計算進行了簡單演示，后續(xù)將對其各項氣動性能參數(shù)繼續(xù)計算。本文僅計算了馬赫數(shù)為1.1、攻角為4°的工況，并展開相關(guān)的后處理計算。

摘要： 本案例利用Fluent Meshing對固定翼無人機進行網(wǎng)格劃分，采用全多面體網(wǎng)格方案減少30%單元量仍保持湍流粘性底層解析能力，不僅為無人機巡航/爬升等多工況氣動仿真提供了高精度網(wǎng)格基礎，還通過標準化流程支持氣動-結(jié)構(gòu)耦合、控制仿真等跨學科研究，兼顧工程效率與計算經(jīng)濟性。

本案例利用Fluent，對TTCP鏡像對稱模型（考慮無旋運動時,和標準模型的氣動特性一致）氣動性能問題進行了仿真計算。該案例僅對TTCP模型的穩(wěn)態(tài)計算進行了簡單演示，用于確定本案例網(wǎng)格劃分、幾何建立的準確性。本案例來源由相關(guān)讀者提供。本文僅計算了馬赫數(shù)為2.0的工況，計算結(jié)果與相關(guān)文獻結(jié)果較為接近。

一般會生成約800-1700萬個單元，網(wǎng)格多少取決于幾何中小特征的數(shù)量，如小的翼型、氣動支架等。 3）散熱器Region和風扇Interface設置，已經(jīng)過驗證。 4）報告和繪圖，包括所有組件的下壓力和阻力、散熱器質(zhì)量流量等。

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(yōu)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(gòu)型以后，可能影響到設計指標的東西太多了，牽一發(fā)而動全身。有時候改了不如不改。

3 氣動仿真 翼型的升阻力特性通過 CFD 軟件進行計算，計算采用二維定常求解器，湍流模型選擇 S-A 模型，翼型表面設為壁面邊界條件，遠場設為壓力遠場邊界條件 [5]。

引 言 翼傘是一種雙層結(jié)構(gòu)的柔性矩形翼，上、下翼面用翼型的肋幅分隔成若干氣室，翼型前緣開口，在前進飛行中形成“沖壓空氣”，維持若干個氣室的內(nèi)壓以保持翼型。當翼傘系統(tǒng)需要進行機動轉(zhuǎn)彎和雀降等操縱動作時，會對翼型后緣進行下拉偏轉(zhuǎn)操作來實現(xiàn)。翼傘后緣偏轉(zhuǎn)的操縱過程會顯著改變翼面的整體氣動布局，同時需要多根操縱繩精確協(xié)同控制，是典型的氣動與結(jié)構(gòu)緊耦合問題，涉及到的動力學問題復雜多變。

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)。

為了保證較好的波阻特性，對于高超聲速飛行器來說，在進行翼型設計選擇時一般會考慮較薄的對稱翼型，通常采用對稱雙弧形翼型、小展弦比大后掠梯形翼面[10]。機翼形狀相對簡單，由翼型參數(shù)和翼平面參數(shù)控制。對于高超聲速巡航類飛行器，機翼外形既要保證高超聲速ISR 飛行器巡航飛行時的升力和配平特性需求，又必須保證水平著陸時需要的高升力特性，同時機翼的重量還要輕。

Sprangers,C.A等進行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機機翼仿真（如圖1）分析，并通過振動試驗研究對仿真結(jié)果進行了驗證，提高了全尺寸機翼研制設計把握。諸多研究證明了復合材料機翼結(jié)構(gòu)設計在傾轉(zhuǎn)旋翼機研制中具有重要的工程意義。 基于有限元方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機復合材料機翼動特性，通過文獻測試結(jié)果驗證了有限元分析結(jié)果的準確性和建立的機翼模型可信度。

用于優(yōu)化的商業(yè)螺旋槳模型 仿真結(jié)果-翼尖渦 此外，多旋翼槳葉應用環(huán)境特殊，由于無來流，葉素工作面所處的雷諾數(shù)較低，對CFD計算的要求較高。另外，槳葉翼型仍然有優(yōu)化空間，針對不同半徑位置可對翼型進一步優(yōu)化以提高效率。

除了普通飛機迎風面對飛行器氣動屬性的影響外，撲翼機前進的速度和撲翼的撲動速度、角度、運動軌跡都會影響其氣動屬性，這也給研究撲翼機氣動結(jié)構(gòu)帶來了巨大的困難。目前還未解決的難題包括翼的非定常運動、翼的弦向和展向的彎扭變形、開裂式翼尖、鋸齒狀后緣【6】等。撲翼機想發(fā)展，必須解決非定常空氣動力學和高升力機制的問題。其次，材料學也需要有所發(fā)展。