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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。

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。

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。5.2 邊界條件設置由于本案例采用的計算模型為半模，對稱面命名為axi用于區分。

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。

在工程領域中，機翼以升力面、控制面、葉片或槳葉等形式出現。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。 隨著航空科學的發展，世界各主要航空發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，蘇聯有ЦΑΓИ系列等。

案例將通過SpaceClaim建立垂直軸風力機的數值仿真模型，主要介紹通過腳本實現建模的過程。1.模型介紹垂直軸風力機葉片翼型為NACA0012，翼型數據來源于網站http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=n0012-il。

2.3 層流機翼設計技術20世紀30年代起，一批空氣動力學家在理論和試驗研究的基礎上提出了層流翼型設計概念，NACA6系列翼型、蘇聯ЦАГИС5-18翼型、FX系列翼型和Eppler系列翼型等是當時最成功的代表。早期的層流翼型設計很重視提高失穩臨界雷諾數，直到20世紀70年代才認識到層流邊界層內擾動的增長和隨擾動頻率的變化是決定轉捩發生更重要的因素。

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。

本案例利用Fluent的RBM模型，對護衛艦直升機懸停模型氣動性能問題進行了仿真計算。該案例以NACA0012和SFS2標準模型展開相關計算，因為艦船模型為100：1縮比模型，僅考慮航速為2m/s，直升機旋翼轉速為251.2rad/s的仿真工況。

本案例利用Fluent的RBM模型，對護衛艦直升機迫降模型氣動性能問題進行了仿真計算。該案例以NACA0012和SFS2標準模型展開相關計算，因為艦船模型為100：1縮比模型，僅考慮航速為2m/s，直升機旋翼轉速為251.2rad/s，降落速度為2m/s的仿真工況。大部分設置與Fluent 護衛艦直升機懸停性能仿真（一）一致，若已經了解上個案例的讀者可以直接查看4.3中的設置。

湍流建模繼續困擾著 N-S 求解器，而 Spalart-Allmaras 模型是其巔峰。同時，研究者們還繼續努力進行湍流的直接模擬，并在大渦模擬 (LES)、分離渦模擬 (DES) 和直接數值模擬 (DNS) 中進行了大量新研究，以提供無模型的逼真度，從而為在飛機性能范圍邊界（即分離流）附近的模擬提供高精度的 CFD 模擬。

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。

湍流建模繼續困擾著 N-S 求解器，而 Spalart-Allmaras 模型是其巔峰。同時，研究者們還繼續努力進行湍流的直接模擬，并在大渦模擬 (LES)、分離渦模擬 (DES) 和直接數值模擬 (DNS) 中進行了大量新研究，以提供無模型的逼真度，從而為在飛機性能范圍邊界（即分離流）附近的模擬提供高精度的 CFD 模擬。

它具有與k-ω模型和低雷諾數k-ε模型相似的網格分辨率要求，但該模型消除了單純k-ω和k-ε模型的一些不足之處。通過SST模型求解NACA 0012翼型上的流動表明，計算結果與實驗數據有著較好的吻合。v2-f在靠近壁面附近，通常速度的波動在平行于壁面方向上要遠大于垂直壁面方向上。這樣的速度波動被認為是各向異性的。

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。