流體demo153-熊為翼型超音速流場(chǎng)分析

1、算例來源：網(wǎng)絡(luò)、書籍算例制作：熊為算例校核：陳永杰關(guān) 鍵 詞：機(jī)翼，外場(chǎng)，超音速 翼型超音速流場(chǎng)分析Number：153For：ANSYS18.0 Fluent DemoTime: 2017.12.8目 錄摘要機(jī)翼外場(chǎng)模型網(wǎng)格劃分求解設(shè)置結(jié)果分析一、摘要超音速飛行的特點(diǎn)是：1.氣動(dòng)中心后移，縱向靜穩(wěn)定性增大；2.飛機(jī)阻尼隨馬赫數(shù)增大而減小。二者都導(dǎo)致飛機(jī)擾動(dòng)衰減緩慢，操縱性變壞，高空中尤甚。故駕駛動(dòng)作應(yīng)柔和，桿、舵要協(xié)調(diào)。由于水平尾翼、垂直尾翼效率降低，鉸鏈力矩劇增，且變化規(guī)律復(fù)雜，需用全動(dòng)水平尾翼和不可逆助力器。尾翼效率的降低使飛機(jī)的航向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性都隨馬赫數(shù)的增加而下降。特別是高空飛

2、行，航向穩(wěn)定性更差，故需加大垂直尾翼面積或采用自動(dòng)化裝置或限制飛行馬赫數(shù)。因高空空氣稀薄，大氣溫度低，使飛行速度范圍小，加速慢和爬升率降低。當(dāng)高度劇變時(shí)，高度表和速度表指示將產(chǎn)生較大的延遲誤差，真速和表速指示值差別加大。Onera M6是一個(gè)經(jīng)典的CFD驗(yàn)證翼型，幾何外形簡(jiǎn)單、流動(dòng)情況典型、擁有較完備的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，幾乎是一種CFD代碼的驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)。本案例著重講解利用Fluent對(duì)M6翼型的外場(chǎng)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算條件為來流馬赫數(shù)Ma=1.5，攻角=3.5，側(cè)滑角=0，當(dāng)?shù)卮髿鈮篜=26500Pa，當(dāng)?shù)販囟萒=223.3K。二、機(jī)翼外場(chǎng)模型二、機(jī)翼外場(chǎng)模型根據(jù)流場(chǎng)形狀特征采用了機(jī)翼外場(chǎng)帶o-block

3、的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，外場(chǎng)尺寸約為2850678829570，網(wǎng)格數(shù)為796700。（單位：mm）參數(shù)值計(jì)算域，X*Y28506mm*7882mm*9570mm溫度，T223.3K攻角3.5馬赫數(shù)，Ma1.5網(wǎng)格數(shù)796700三、網(wǎng)格劃分三、網(wǎng)格劃分網(wǎng)格劃分采用ANSYS18.0 ICEM進(jìn)行網(wǎng)格劃分四、求解設(shè)置Fluent啟動(dòng)界面四、求解設(shè)置啟動(dòng)：雙擊ANSYS18.0 Fluent，啟動(dòng)流體分析軟件四、求解設(shè)置改變模型尺度：?jiǎn)螕裟Ｐ蜆涞摹綠eneral】【Scale】，調(diào)整Mesh Was Created In下拉選項(xiàng)為mm，單擊Scale將網(wǎng)格轉(zhuǎn)化為mm單位，單擊close關(guān)閉。四、求解設(shè)置網(wǎng)格檢

4、查：?jiǎn)螕裟Ｐ蜆涞摹綠eneral】【Check】，參數(shù)菜單顯示網(wǎng)格特征，不出現(xiàn)負(fù)值。四、求解設(shè)置求解器設(shè)置：本例采用三維基于密度隱式求解器。四、求解設(shè)置添加能量方程：打開模型樹中的【Model】【Energy】，該問題為可壓縮流動(dòng)，為模型添加能量方程，勾選Energy Equation。四、求解設(shè)置層流模型選擇：打開模型樹中的【Model】【Viscous】選擇湍流模型模型，我們選擇機(jī)翼流場(chǎng)分析常用的Spalart-Allmaras模型，其余保持默認(rèn)。四、求解設(shè)置流體介質(zhì)添加：雙擊模型樹中的【Materials】,雙擊air材料，在彈出的對(duì)話框Density下拉菜單中選擇idea-gas，在V

5、iscosity下拉菜單中選擇sutherland，單擊下方Change/Create按鈕。單擊close關(guān)閉。四、求解設(shè)置邊界條件設(shè)置：雙擊【Boundary Conditions】，定義Operation Pressure=0。四、求解設(shè)置邊界條件設(shè)置：編輯【Zone】中的far_field，在下方的TYPE中選擇為pressure-far-field；在【Momentum】子頁下定義Gauge Pressure=26500Pa，Mach Number=1.5， ponent Direction=0.998135， ponent Direction=0.0610485， ponent Di

6、rection=0，其余保持默認(rèn)；在【Thermal】子頁下定義Temperature=223.3K，。四、求解設(shè)置數(shù)值求解方法：雙擊【Solution】【Methods】，設(shè)置如圖所示。四、求解設(shè)置數(shù)值求解參數(shù)：雙擊【Solution】【Controls】，定義Courant Number=2，定義其他松弛因子如圖所示。四、求解設(shè)置設(shè)置壓力監(jiān)視器：打開模型樹中的【Solution】【Monitors】【Report Plots】，建立新的監(jiān)控曲線，命名average-pressure。新建定義，命名為wing，取wing表面計(jì)算加權(quán)平均總壓。四、求解設(shè)置設(shè)置升阻力監(jiān)視器：建立新的監(jiān)控曲線，命

7、名force。分別新建定義，命名為drag和lift，取wing表面計(jì)算升力和阻力。四、求解設(shè)置設(shè)置力矩監(jiān)視器：建立新的監(jiān)控曲線，命名moment。新建定義，命名為moment，取wing表面計(jì)算力矩。四、求解設(shè)置穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)初始條件四、求解設(shè)置迭代步求解設(shè)置四、求解設(shè)置殘差曲線和監(jiān)測(cè)面加權(quán)平均總壓曲線四、求解設(shè)置升阻力曲線和力矩曲線五、結(jié)果分析五、結(jié)果分析讀取計(jì)算結(jié)果文件。單擊【File】【Read】【Case&Data】，讀取Fluent計(jì)算結(jié)果。五、結(jié)果分析定義部分截面：?jiǎn)螕糁鞑藛螜凇維urface】【Create】【Iso-Surface】，在Surface of Constant欄中選擇

8、Mesh/Z-Coordinate，在Iso-Value欄中輸入0.245774，在New Surface Name欄中定義截面為y/b=0.2，單擊Ceate按鈕創(chuàng)建新截面（注意不要勾選From Surface里的選項(xiàng)）。五、結(jié)果分析定義觀測(cè)線：在Surface of Constant欄中選擇Velocity/Velocity Magnitude，定義Iso-Value=0，在From Surface欄中選擇y/b=0.2，在New Surface Name欄中輸入c-1，單擊Create按鈕創(chuàng)建觀測(cè)曲線。五、結(jié)果分析創(chuàng)建壓力云圖：在Contour 1中，Contours of為Pressu

9、re，Options選項(xiàng)框勾選Filled，在Surface欄中選擇wing，單擊Save/Display按鈕。五、結(jié)果分析壓力云圖：機(jī)翼表面壓力云圖顯示。五、結(jié)果分析截面馬赫數(shù)分布圖：取消上一步中對(duì)Filled的勾選，在Contours of欄中選擇Velocity/Mach Number，在Zone欄中勾選y/b=0.2曲線，單擊Save/Display按鈕顯示截面處機(jī)翼表面馬赫數(shù)的分布情況。五、結(jié)果分析馬赫數(shù)云圖： y/b=0.2處截面馬赫數(shù)分布云圖顯示。五、結(jié)果分析速度矢量圖：在Contours of欄中選擇Velocity/Velocity Magnitude，在Zone欄中勾選y/

10、b=0.2曲線，單擊Save/Display按鈕顯示截面處機(jī)翼表面附近流場(chǎng)速度矢量的分布情況。五、結(jié)果分析速度矢量圖：y/b=0.2截面截面速度矢量圖顯示。五、結(jié)果分析壓力系數(shù)曲線：在主菜單上切換到【Postprocessing】頁面。在Reports欄下設(shè)置Reference Value為Compute from/far_field。然后選擇Plots欄的XY Plot，單擊New新建曲線，在Y Axis Function欄下選擇Pressure Coefficient，其余保持默認(rèn)，單擊Save/Plot。五、結(jié)果分析壓力系數(shù)分布圖：得到了c-1位置壓力系數(shù)的分布情況。六、結(jié)論根據(jù)翼型超音速流場(chǎng)的ANSYS 18.0數(shù)值模擬的結(jié)果，可以清晰地看到，翼型超音速飛行狀況下，周圍的速度場(chǎng)、壓力場(chǎng)的分布情況是和理論情況相接近的，從而初步得到以下幾個(gè)超音速飛行的特點(diǎn)：1.上端面在機(jī)翼產(chǎn)生的低壓區(qū)域，也就是升力的主要產(chǎn)生部分在速度接近音速后向后移動(dòng)，也就是氣動(dòng)中心后移，飛機(jī)擾動(dòng)衰減緩慢，操縱性變壞；