翼型边界网格

基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算魏良【摘要】Taking the NACA0012 airfoil as an example, the airfoil is meshed based on CFD method, and a set of highprecision welt mesh suitable for analyzing dynamic stall is obtained. The dynamic stall calculation method of airfoil in unsteady flow field is established by using Reynolds time-averaged N-S equation and standard k-ω model, and numerical calculation is carried out by Fluent. The variation of the vortex, the upper and lower surface pressure and the lift characteristics of the airfoil under dynamic stall in the corresponding examples are discussed and analyzed.%以NACA0012翼型为例,基于CFD方法对该翼型进行了网格划分,得到一套适合于分析动态失速的高精度贴边网格.在此基础上采用雷诺时均N-S方程,标准k-ω模型建立了翼型在非常定流场中的动态失速计算方法,并运用Fluent对其进行了数值计算.讨论并分析了相应算例中翼型在动态失速情况下涡流、翼型上下表面压力及升力特性的变化情况.【期刊名称】《机械工程师》【年(卷),期】2019(000)003【总页数】3页(P127-129)【关键词】动态失速;网格划分;数值计算;参数分析【作者】魏良【作者单位】中国国际航空公司西南分公司飞行部, 成都 610200【正文语种】中文【中图分类】V211.410 引言翼型的动态失速是指振荡翼型的等效迎角超过其静态失速迎角时发生的非定常气流分离和失速现象[1]。

Microcomputer Applications Vol. 27, No.2, 2011文章编号：100 7-757X(2011)02-0001-03研究与设计微型电脑应用2011 年第 27 卷第 2 期超临界翼型加装鼓包减阻的数值研究及优化设计陈金，陈方，刘洪摘 要 ：采用数值模拟 方法对鼓包的 减阻作用机制 进行了研究， 并使用差分进 化算法对鼓包进 行了优化设计 。

针对 NASA S C(2)-0714 翼型，分析了鼓包参数对翼型流动及气动性能的影响规律，并得到了减阻率为 13.1%的鼓包。

结果表明：鼓包参 数（安装位置、鼓包高度和鼓包长度）是影响减阻效果的重要因素。

差分进化算法能较好地应用于鼓包的优化设计，对鼓包 技术的应用发展具有重要意义。

关键词：鼓包；超临界翼型；差分进化算法；减阻 中图分类号：O 354.2 文献标志码：A0 引言国家 重大 专项 大飞 机工 程已 经立 项， 提高大型客机的经 济性，是使其具有竞争力的重要设计任务之一。

而减阻是与 经济性要求直接相关的， 大飞机对高速巡航状态下的减阻技 术提出了迫切的要求，不仅需要发展新的技术， 更需要对现有设计做进一步的改进。

鼓包减阻技术， 是飞机设计后期提[4]：H (si n( ybump = f ( x) = H (si n( 25 6 25 4π )) g ( x) ,0 ≤ < 0.12 x x（1）πx 0.4))) g ( x) ,0.12 ≤ ≤ ( x 0.2高飞行性能的一种技术，其特点是不改变已有的翼型， 加装 鼓包装置对翼型上的激波进行控制，改进翼型气动性能， 实 现减阻，具有很强的应用价值。

国 外已在应 用鼓包来 减小翼 型与机翼阻 力的研究 与发 展方面取得了很大进展。

P.Ashill [1]首先提出了用于激波控制 的鼓包概念， 将鼓包加装到翼型上， 通过改变翼型激波附近 区域的局部表面形状来减小波阻。

基于ANASYS的机翼二维绕流模拟实验一．实验目的：（1）通过CFD模拟得出机翼在高雷诺数下表面压力分布情况和速度分布情况。

（2）通过实验掌握Fluent基本用法，并分析所得实验结果得出结论。

二．实验原理：随着航空飞行器的快速发展，空气动力学的研究作用日益明显，绕机翼流动的流体静压力、质量密度、马赫数、气流速度的大小，对提高飞行器飞行性能有着重要作用。

本次实验采用NACA0012翼型，首先在ICEM中进行O-block网格划分，然后通过Fluent对机翼绕流进行分析。

最后得出在0攻角下NACA0012翼型的外流场气动数据。

首先对于标准翼型，我们要做出远场和机翼之间的网格，根据基本拓扑结构，决定采用O-Block的方法生成网格，它可以较好的解决圆弧或其他复杂形状Block顶点处网格的扭曲，同时能在附近壁面生成理想的边界层加密区域。

其次根据实际机翼外流场特性及实验目的，本实验采用基于压力隐式稳态求解器。

湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型；Spalart-Allmaras 模型是一方程模型中最成功的一个，最早被用于有壁面限制的情况的流动计算，特别在存在逆压梯度的流动区域内，对边界层的计算效果良好。

材料选择基于Sutherland-Law的理想气体，同时激活能量方程。

由于实际为粘性流体，翼型采用壁面条件；far_field选择压力远场边界条件可以设定无限远处的自由边界条件，实现翼型绕流远场边界与翼型的距离。

为满足计算精度要求，采用二阶迎风格式，即计算保留了Taylor级数的第一项和第二项，精度为二阶精度。

三．实验步骤：1.在ICEM中导入NACA0012的点数据，补全翼型并建立远场。

2.采用O-Block方法对二维翼型进行网格划分并检查网格质量。

3.把mesh文件导入Fluent，检查网格，Minimum Volume应大于0；设置求解器和湍流模型，并定义边界条件；压力远场马赫数设为0.8。

浸入边界/大涡模拟混合方法模拟翼型绕流的转捩问题1)杨晓雷*，2) 何国威 * 张星 **（中国科学院力学研究所，非线性力学国家重点实验室，北京 100190）摘要 数值模拟中等雷诺数下扑动翼型绕流给计算流体力学提出了两大挑战：湍流和动边界。

直接加力的浸入边界方法（Immersed boundary method with direct forcing）已经成功地应用在了层流问题当中，但其在湍流、尤其在湍流转捩中的应用还不是很多。

在目前的工作中，我们使用直接加力的浸入边界方法模拟了静止及振动翼型SD7003绕流。

对于扑动算例，浸入边界方法的插值使用磨光离散Delta 函数。

目前工作地结果初步表明了直接加力的浸入边界方法模拟静止边界、动边界转捩流的能力。

关键词 浸入边界方法，大涡模拟，流动转捩引 言微型飞行器的迅速发展使得人们开始关注扑动翼型在Re 为104到105下的气体动力学行为。

这个雷诺数下的翼型绕流主要有这样几个特点：层流边界层的分离；转捩以及湍流再附。

这些流动的特点给目前流体力学的数值方法提出了巨大的挑战，比如湍流和动边界。

Windte [1]使用雷诺平均方法模拟静止翼型SD7003绕流。

Lian 和Shyy [2]使用雷诺平均方法和转捩模型模拟了同样的问题。

Yuan [3]使用准三维大涡模拟在不使用任何转捩模型的情况下，捕捉了静止翼型SD7003的转捩过程。

浸入边界方法在计算复杂几何边界及动边界问题上具有巨大优势。

关于浸入边界方法最近的综述可以参见Mittal 和Iaccarino 的文章[4]。

在各种类型的浸入边界方法中，直接加力法被广泛应用在刚性边界问题中。

然而，在Uhlmann [5]发现一些浸入边界方法在模拟动边界问题时，气动力会产生非物理振荡。

Yang [6]发现非物理振荡主要来源于插值中使用的离散delta 函数，并提出了一种磨光离散delta 函数的方法，使用磨光离散delta 函数可以显著地降低非物理振荡。

NACA4412翼型低速绕流的定常／非定常计算对比研究闫文辉【摘要】Numerical simulation of NACA4412 airfoil around flow is implemented based on steady and unsteady computationalmethods .Convection terms and diffusion terms are calculated using Roe scheme and center difference scheme respectively .The dual-time stepping method with implicit approximate-factorization employed in time marc-hing.Two equation SST k-ωturbulence model is forfeited forsteady/unsteady computations .Computational results of steady/unsteady numerical simulations are compared with experimental data .Periodic vortex shedding behind airfoil tail is obtained using unsteady numerical simulation .Time-averaged computational results obtained by un-steady method are batter then steady computational results .%对NACA4412翼型低速绕流进行了定常／非定常数值计算。

对流项及扩散项的空间离散分别采用Roe格式和二阶中心格式，时间方向采用了二阶精度的双时间步隐式方法求解，湍流模式采用了两方程SST k-ω模式。

适用于临近空间飞行器大变形的动网格策略佚名【摘要】对于超大展弦比构型的低速临近空间飞行器而言，由于其在飞行过程中结构变形非常显著，因此基于计算流体力学的分析方法对于动网格提出了非常高的要求。

为此，提出了一种适用于边界大变形的动网格策略，该种动网格基于映射的思想，将边界网格的位置变化以某种权重反映到流场网格，并更新网格节点位置。

选取距离倒数的n次方作为权重，研究不同的权重指数n对网格变形的影响规律，然后开展了二维与三维动网格实例分析。

结果表明，这种动网格方法能够很好地适用于大变形的情形，并能很好地保证变形后的网格质量。

%The high-aspect-ratio low-speed near-space aircrafts may undergo very large deformation during flight,so a high demand of moving mesh is required for the analysis method based on computational fluid dynamics.To this end,a moving mesh strategy for large deformation of the boundary was presented.The strategy which is based on the mapping interpolation method reflects the displacement of boundary mesh to flow field mesh using a certain kind of weight and then updates the position of mesh nodes.Inverse distance’s nth-power was chosen as the weighting factor and the influence of different weight index n on the mesh deformation was studied,then the analysis of some two-dimensional and three-dimensional moving mesh cases was carried out.The results suggest that this method is capable of handling the large deformation and ensuring the quality of deformed mesh.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2015(000)004【总页数】6页(P19-24)【关键词】动网格;大变形;变形策略【正文语种】中文【中图分类】V211.3在军用和民用领域巨大需求的牵引下，高空长航时(High Altitude Long Endurance,HALE)飞行器得到快速的发展，特别的以“太阳神”[1]“微风”“阳光动力”等为代表的一系列太阳能飞机的发展，大大促进了该技术的提升。

低雷诺数下翼型分离流动抽吸控制优化张旺龙;谭俊杰;陈志华;任登凤【摘要】In order to obtain the optimal set of suction parameters for different objectives,an optimization method is developed to solve single-objective and multi-objective problems,by com-bining RBF neural network and genetic algorithm.Considering the separation flow over a NACA0012 airfoil surface,some local porous suction regions are mounted on the upper surface. RBF neural network is used as the surrogate model to substitute CFD computation,so as to reduce the amount of computation.The corresponding single-objective and Pareto multi-objective optimizations are performed using genetic algorithm.The optimization results show that the present optimization method has satisfactory convergence and accuracy.The maximum increase in lift-to-drag ratios up to 2.4 times is achieved after performing single-objective optimization of maximum lift-to-drag ratio.The uniform distributing and satisfied Pareto front is gained by Pare-to multi-objectiveoptimization,which provides a selective database with effective solutions.As long as the suction angle,hole diameter and hole spacing are reasonable,only smaller suction coefficient is required to get significant lift enhancement,and keep a high FOM value,so that the entire control system maintains a high level of energy efficiency ratio.%为了获得不同目标下最优抽吸控制参数，开展了分离流动抽吸控制优化研究，基于RBF 神经网络与遗传算法，发展了求解单目标和 Pareto 多目标问题的优化平台。

基于FLUENT的飞机机翼积冰的数值模拟张义浦;张志春;赵秀影【摘要】针对机翼结冰问题,提出了一种翼型结冰的数值模拟方法.介绍了适用于本方法的翼型网格划分及流场求解方法;提出了一种适用于CFD的水滴收集系数计算方法.利用Fluent软件的离散项模型(DPM)及用户自定义函数功能(UDF),计算求解了翼型表面的局部水滴收集系数.介绍了积冰过程中的质量守恒和能量守恒过程.基于积冰垂直生长假设,介绍了积冰生长模型.最后利用提出的方法预测了翼型的结冰情况.将用计算得到的三种典型积冰类型同国外冰风洞实验结果做了对比,证明了方法的正确性和准确性.%A numerical simulation method of icing is proposed for wing icing problem.The airfoil meshing and flow field solving method which are applicable for this method are introduced.A calculation method of water droplet collection coefficient is presented.Local water droplet collection coefficient is calculated using the discrete phase model (DPM) and user defined function (UDF) of Fluent;The conservation of mass and energy in the process of ice accretion was presented.Based on the assumption that the growth of ice is vertical, ice growth model is introduced.The icing condition of airfoil was predicted by the method proposed in this paper in the last.To prove the validity of this method, three typical types of ice was calculated by the proposed method and compared with foreign ice wind tunnel results.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)020【总页数】6页(P302-307)【关键词】飞机结冰;数值模拟;水滴撞击特性;离散项模型【作者】张义浦;张志春;赵秀影【作者单位】空军航空大学军事仿真技术研究所,长春 130022;空军航空大学军事仿真技术研究所,长春 130022;空军航空大学军事仿真技术研究所,长春 130022【正文语种】中文【中图分类】V244.1+5飞机在飞行过程中，如遭遇积冰气象条件，在飞机的所有迎风面都有可能产生积冰，积冰引起飞机的升力减小、阻力变大、操纵性和稳定性恶化[1]。

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究王晓宇许炳坤白浩江贾飞（中国大唐集团科学技术研究院有限公司西北电力试验研究院）摘要：前缘缝翼作为叶片提升气动性能的部件，在减少叶片表面的流动分离、提高升力比方面发挥着重要作用。

本文采用CFD数值模拟的方法对S830翼型添加前缘缝翼前后进行研究，得结论如下：添加前缘缝翼，S830翼型的升力系数与阻力系数均增加，升力系数增加的更明显，最大增幅为8.62%；随着攻角的增加，S830翼型的流动分离区逐渐增加；添加前缘缝翼可有效控制S830翼型的流动分离；缝翼的存在增大了S830压力面压力的同时减小了吸力面的压力，从而使得翼型的升力增加。

关键词：风电机组；翼型；气动性能；前缘缝翼中图分类号：TK83文章编号：1006-8155-（2022）04-0022-04文献标志码：A DOI：10.16492/j.fjjs.2022.04.0004Influence of Leading Edge Slats on Aerodynamic Performance of Wind Turbine Blade AirfoilXiao-yu Wang Bing-kun Xu Hao-jiang Bai Fei Jia(Northwest Electric Power Test and Research Institute of China Datang Group Science and TechnologyResearch Institute Co.,Ltd.)Abstract：The leading edge slat,as a component of improving the aerodynamic performance of the blade,plays an important role in reducing the flow separation on the blade surface and improving the lift ratio.In this paper,the CFD numerical simulation method is used to study the S830airfoil before and after adding the leading edge slat.The conclusions are as follows:the lift coefficient and drag coefficient of S830airfoil increase with adding the leading edge slat,and the lift coefficient increases more obviously,which the maximum increase of8.62%;The flow separation zone of S830airfoil increases gradually with the increase of attack angle.The leading-edge slats effectively control the flow separation of S830airfoil which also increases the pressure of S830pressure surface and reduces the pressure of suction surface,so as to increase the lift of airfoil.Keywords：Wind Turbine;Airfoil;Aerodynamic Performance;Leading Edge Slat0引言风电机组在实际运行过程中，叶片的气动性能是影响风电机组风能捕获与稳定运行的重要因素[1]。

fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程Fluent大作业三维翼型扰流实验报告---2008011722李凌尧,说明: 因排版原因,文中部分图形较小可拖大,另外对应不同word排版可能稍改变,目的意义研究了凹凸结节的分布规律对平板舵的水动力性能及失速角的影响，为前缘凹凸结节机翼的优化设计奠定了基础。

模型的建立说明:对于截图，左侧为相应设置，右侧为ANSYS显示。

对于标准机翼做法同理，此报告仅以凹凸机翼的做法为例作说明。

2.1点的选择生成NACA0020数据点，file中打开读入data文件。

凹凸舵点线面的生成 2.2输入点坐标，连接相应点生成曲线，如图: 1Fluent大作业再根据曲线建立面2.3生成流域输入点坐标、连接相应点生成曲线，由相应曲线建立面，然后再生成体如图: 2Fluent大作业2.4生成新的part关闭点和线以及体，只留面。

选择part---create part。

关于面选择见下框: 创建名为POINTS的新Part，关闭线和面，选择所有点创建名为CURVES的新Part，关闭点和面，选择所有线保存File---Geometry---Save Geometry As设定速度入口命名为INLET设定出口命名为OUTLET选择面设定速度入口命名为TOP选择面设定速度入口命名为BOTTOM选择面设定壁面命名为WALL1选择面设定壁面命名为WALL2选择面定义机翼表面名称WING1选择面名称WING2选择面名称WING3选择面名称WING4选择面(说明:在后面fluent设置中WALL1，WALL2也设为流出面)块的划分及网格的生成3.1全选流域，生成block如下图所示:3Fluent大作业3.2切block点击叶片上的一点，点击要切的边，共切3次;同理反方向且两次;然后在另一方向切两次，切后结果如下图:3.3挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况: 4Fluent大作业对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图:3.4删除机翼内部的块。