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

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]。

超临界翼型加装鼓包减阻的数值研究及优化设计

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。

翼型对水下滑翔机滑翔性能影响分析

翼型对水下滑翔机滑翔性能影响分析
徐世勋㊀刘玉红㊀朱亚强等
尺寸及布局为水下滑翔机在水中滑翔提供着必需的升力及水动力 , 机翼每个参数的改变都会极大地改变水下滑翔机周围的水动布局 . 本文在前期研究基础上 , 以天津大学研制的海燕混合驱动水下滑翔机为对象 , 研究机翼翼型对水下滑翔机滑翔经济性和稳定性的影响 , 并提出了软体柔性机翼的概念设计模型 . 研究成果一方面为水下滑翔机性能优化提供理论参考 , 另一方面也为软体柔性机翼的设计提供基础理论支持 .
机翼平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖
T a b．２㊀P a r a m e t e r v a l u e s o f a s m m e t r i ca i r f o i l r o u y g p mm
翼型型号 ( NA C A) １４１２４４１２６４１２翼根最大弯度２．２６９．０６１３．６截面周长４６１．９４４６３．９３４６６．３７翼尖最大弯度１．１７６４．７０６７．０５９截面周长２３９．８５２４０．８８２４２．１９
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
０㊀引言
新型无人水下航行器 , 其续航能力强㊁噪声小㊁制造成本低 , 因而被广泛应用于海洋科学研究㊁海洋
] １Ｇ３ .水下滑翔机环境监测以及军事侦查等领域 [
水下滑翔机是通过调节自身浮力进行驱动的
比㊁后掠角等设计参数之间的关系并进行了优化 , 在此基础上设计了柔性机翼 , 以提高滑翔机的稳

N-S方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法

中图分类号：２１文献标识码：Ｖ１．３Ａ
计算网格生成技术，一直是计算流体力学（Ｆ发展的一ＣＤ）
部人力时间的６％左右，Ｏ可见网格生成是ＣＤ作为空气动力学Ｆ
（）１将计算域分成多个互相有重叠部分的子域，人为给定重（）２建立各子域间流场干扰信息的传递。所构成的计算程序
【ｂｔｃ】ＴｅｔｈｉｅｏｈｅａｄｍｔｄａｕｅｅｏｅｄｃｌｇＡｓａｔｈｃｎｕｒｅｑｆｃｉｒｍｈｓｓｄｔｏｒｍｔｉｕｙｒｅｏｗｏｖｃｅｈｆｔｏｉｆｆ
ａｏｃｍｌｏｆｇｒｉ．ｉｔＴｅ６ｔｎｏｏｐｅｃｎｕａｏＦｒ，ｈｏ咖ｉｆｘｉｔｎｓ
外个重要分支，一般网格生成所需的人力时间占一个计算任务全叠区域的内、边界。
工程应用的有效工具所面临的关键技术之一。计算网格布局的将分别产生分区网格的坐标和进行插值的数据结构两个输出文
好坏直接关系到计算网格生成的难易流场的解算器耦合就可以计算整体绕流
ｎｆａｄ￣ａｄｍｘｍＺｃｎｂｉｌｅｅｙｗｌｌｎａｉａｅｓａｄｖｒｅ１ｍｕｍｕｔ．
Ｋｅｒｓｙｗｏｄ：ＣｈｍｅａｇｉＭｕｔｅｅｅｔａｒｏ；ｉｌｅｒｉｔｒｏａｉｎ；Ｓｅｕｔｏｓｉｒｒｄ；ｌ－ｌｍｎｉｆｉＴｒ－ｉａｎｅｐｌｔｏＮ－ｑａｉｎｉｌｎ
ｅｈ；ａｙ，Ｓｅｕｔｓｗｒｓｄｔｎｍｉｌｉｔｎｔｗ￣ｆｔｅ－ｌｍｔ￣ｉｍｔｄｆｎｌＮ－ｑａｉｎｅｅｕｅｕｒａｓｌａｗｅｏｆｅｏｒｅｅｅｎｉｏｏｉｌｏｏｅｃｍｕｈｆｉｌｈｅａＣｌ．Ｔｅｒｓｌｄｍｎｔｅｔａｔｅｃｍｌａｗｆ￣ｍｃａｉａｉｔｍｉｉｏｌｎｕ—ｉｏｌｈｅｕｔｅｏｒｓｈｏｐｉｎｓａｔｈｔｃｔｌｅｈｎｓ１ｒｈｊｎａｎａｒｉａｄｓｂ－ｒｉｍ７ｔｏｏ￣ｅｆｆａｆ

NACA0012二维翼型分析

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

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。

基于自适应笛卡尔网格的翼型绕流数值模拟

ＮＡＣＡ００１２翼型的两种流动状况进行了数值模拟；并与ＡＧＡＲＤ的理论解和结构网格解进行了对比。结果表明：自适应笛卡尔网格方法在较少的网格量上得出的计算结果与ＡＧＡＲＤ结果吻合的很好，能够有效模拟二维翼型绕流问题，表明该网格方法
具有进一步扩大应用范围的前景。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
关键词自适应
笛卡尔网格
翼型
数值模拟
中图法分类号Ｖ２１１．３；
文献标志码
Ａ
目前，网格生成工作在ＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌＦｌｕｉｄＤｙ — ｎａｍｉｃｓ（ＣＦＤ）的计算任务中大约占６０％的人力时
自适应网格生成方法应成为具有易用性和可靠性
的ＣＦＤ模拟的基础技术。近年来，由于结构网格和非结构网格生成需要
耗费大量的人力时间，能够根据几何外形自动生成
网格的笛卡尔网格技术受到研究人员的重视。笛
＠
２０１３Ｓｃｉ．Ｔｅｃｈ．Ｅｎｇｒｇ．
航空航天
基于自适应笛卡尔网格的翼型绕流数值模拟
韩玉琪崔树鑫高歌
（北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室，北京１００１９１）
摘
要
基于自适应笛卡尔网格方法求解Ｅｕｌｅｒ方程，结合浸入式边界方法解决小切割网格单元的时间步长限制问题，对

基于全速势方程的超临界翼型设计_周涛

收稿日期 : 2009Ο03Ο13 作者简介 :周涛 (1979 - ) ,男 ,湖北广水人 ,工程师 ,硕士 ,研究方向为计算流体力学。
2009年 7月
周涛等 :基于全速势方程的超临界翼型设计
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2 设计方法
通常 ,在初步设计阶段 ,翼型目标压力分布形态无法事先提出。况且 ,即使能给出理想的压力分布 ,如果不符合流动机理 ,依然不能寻求到对应的翼型外形轮廓。因此 ,本文采用翼型优化设计方法 ,即 ,通过人工参与和控制 ,对翼型局部几何形状反复修形 ,光顺后使表面达到二阶连续 ,经过气动特性计算 ,从而获得比较理想的翼型外形。
表 2 气动特性参数对比
airfoil M A lpha CL
Cm
Cd K M ·L /D
A 0. 73 1. 50 0. 6896 - 0. 1127 0. 0077 89 65
B 0. 73 1. 52 0. 6905 - 0. 1122 0. 0082 84 61
C 0. 73 1. 53 0. 6899 - 0. 1210 0. 0076 91 66
即为最终比较理想的翼型。
为了维持翼型基本几何特性和气动特性 ,插值点采用余弦函数分布规律 :
xi
=
1 2
(1
-
cos ( i - 1π) N -1
),
i = 1,
2,
…, N
其中 ,翼型上下表面分别布置 N 个插值点。
商用软件 Fluent的 N - S方程计算结果进行对比分析。本文翼型设计中的气动计算模块为 BGK程序 ,其
在翼型 A 基础上增大最大厚度 ,得到翼型 B ,厚度满足要求 ,但压力分布形态没有太大的改进。

NACA4412翼型低速绕流的定常／非定常计算对比研究

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

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。