案例解析|陸面體云平臺M6翼型網格劃分驗證算例
1 項目描述
ONERA M6機翼是1972年由ONERA空氣動力學部門設計的一種實驗幾何形狀，用于研究三維，高雷諾數流動以及一些復雜的流動現象（跨音速沖擊，激波邊界層相互作用，分離流）。由于其相對簡單的幾何形狀，復雜的流動物理原理和實驗數據的可用性，它已成為CFD計算的經典驗證案例。
本算例將使用陸面體云平臺網格劃分模塊對 ONERA M6機翼模型的全自動網格生成。并測試其在跨音速0.8395馬赫數工況下計算結果準確性，給出各斷面計算結果與實驗數據誤差對比曲線。
2 上傳幾何
機翼幾何參數信息如下：
根弦：810.49mm，半跨（末端）：1196.3mm，葉頂弦長（末端）：455.91mm，前緣弧度：30度，尾緣弧度：15.69度，圓角尖端跨度:1218.535mm。
圖1. 上傳幾何
3 生成網格
3.1 全局控制參數設置
3.1.1 創建外流場
1.0版本創建外流場方法為根據中心點p0（2,2.5,0）與X、Y、Z向長度（15, 5, 15）建立（如下圖步驟1）。現階段只支持外流場長方體邊方向處于X，Y，Z方向。默認外流場名稱為Xmin、Xmax等，用戶可根據自身需求更改名稱（如下圖步驟2）。
圖2. 創建外流場
3.1.2 設置全局參數
“全局網格最大尺寸”參數項為必填項，以定義生成的網格中允許的最大值，單位米，本算例最大值采用0.5m，后續網格細化等級將以此值作為基本參考值。網格類型選用笛卡爾網格（如步驟1所示）。在步驟2中可設置網格劃分并行核數，本算例選用24核并行計算。
圖3. 全局參數設置
3.2 局部加密方法
本算例加密方法采用體加密與面加密兩種類型。
3.2.1 體加密
體加密允許用戶新建長方體、圓柱、球作為加密區域。
本算例中采用一個圓柱體和一個長方體作為細化區域，詳細參數設置如下圖4所示：
a）圓柱體設置參數
b)長方體設置參數
圖4. 體加密設置
注：
體加密參數設置中“外延細化范圍”為網格加密過渡區域范圍；“細化等級”指定了加密區網格的細化等級n（效果等同于細化網格大小），此時加密區網格大小為“全局網格最大尺寸”除以2的n次方。
3.2.12 面加密
可根據需求添加多個面加密項，根據需求設置“細化等級”與“外延細化范圍”。并可通過右側幾何面列表或幾何視圖中點選需細化的面。
本算例中面加密方法中，M6翼型上下表面加密等級采用6級（如下圖5），前緣及側面圓弧段加密等級采用7級（如下圖6），側面圓弧段末端加密等級采用8級（如下圖7）。尾緣面加密等級采用9級（如下圖8）。
圖5.翼型上下表面加密
圖6. 翼型前緣及側面圓弧面加密
圖7. 翼型側面圓弧段末端面加密
圖8. 翼型尾緣面加密
注：
此處“外延細化范圍”參數可使網格細化過渡區域遠離幾何表面，若用戶準備創建邊界層，建議將“外延細化范圍”參數值設置為邊界層總厚度2倍以上，以提高邊界層生成質量。
3.3 邊界層設置
本算例邊界層主要設置參數為層數15層、第一層邊界層高度1e-5m、膨脹比1.2。可選擇高級選項提高邊界層網格質量。詳細參數設置如下圖所示：
注：
“對稱面邊界層優化”選項可對幾何半模邊界層網格到對稱平面相交處時，終止邊界層生成（強制性）；“清除負體積”選項確保生成的邊界層網格為正體積網格；“優化算法”選項可定義邊界層網格法線方向平滑次數、最大總迭代次數、網格尺寸與邊界層尺寸比（合理范圍為0.2到0.5，非強制性）、邊界層厚度均勻性參數（取值范圍為0到1，較低的值產生更均勻的邊界層，非強制性）、重新計算法向（計算表面法向，并對齊邊界層邊緣以指向法線方向，非強制性）。
4 網格劃分結果
在網格信息欄可查看生成網格信息，如下圖所示：網格質量：最小體積1.67e-13，非正交性84.5，最大歪斜率2.23；網格數量：節點數669.4萬，單元面數1968.7萬，單元數649.7萬。
（a）
（b）
（c）
（d）
圖10. 網格細節展示
5 案例驗證計算
5.1 試算單椎體案例
本次計算采用SU2軟件進行計算，并根據NASA提供Case2308實驗結果，驗證網格劃分質量。
5.1.1 SU2配置參數
自由流參數定義：
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%%% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)MACH_NUMBER= 0.8395%% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)AOA= 3.06%% Side-slip angle (degrees, only for compressible flows)SIDESLIP_ANGLE=0.0%% Init option to choose between Reynolds (default) or thermodynamics quantities% for initializing the solution (REYNOLDS, TD_CONDITIONS)INIT_OPTION= REYNOLDS%% Free-stream option to choose between density and temperature (default) for% initializing the solution (TEMPERATURE_FS, DENSITY_FS)FREESTREAM_OPTION= TEMPERATURE_FS%% Free-stream temperature (288.15 K by default)FREESTREAM_TEMPERATURE= 2.629383E+02%% Reynolds number (non-dimensional, based on the free-stream values)REYNOLDS_NUMBER= 11.72E6%% Reynolds length (1 m by default)REYNOLDS_LENGTH= 0.64607
物性參數定義：
% ---- IDEAL GAS, POLYTROPIC, VAN DER WAALS AND PENG ROBINSON CONSTANTS -------%%% Different gas model (STANDARD_AIR, IDEAL_GAS, VW_GAS, PR_GAS)FLUID_MODEL= STANDARD_AIR%% Ratio of specific heats (1.4 default and the value is hardcoded% for the model STANDARD_AIR)GAMMA_VALUE= 1.4%% Specific gas constant (287.058 J/kg*K default and this value is hardcoded % for the model STANDARD_AIR)GAS_CONSTANT= 287.058% --------------------------- VISCOSITY MODEL ---------------------------------%%% Viscosity model (SUTHERLAND, CONSTANT_VISCOSITY).VISCOSITY_MODEL= SUTHERLAND%% Sutherland Viscosity Ref (1.716E-5 default value for AIR SI)MU_REF= 1.716E-5%% Sutherland Temperature Ref (273.15 K default value for AIR SI)MU_T_REF= 273.15%% Sutherland constant (110.4 default value for AIR SI)SUTHERLAND_CONSTANT= 110.4% --------------------------- THERMAL CONDUCTIVITY MODEL ----------------------%%% Conductivity model (CONSTANT_CONDUCTIVITY, CONSTANT_PRANDTL).CONDUCTIVITY_MODEL= CONSTANT_PRANDTL%% Laminar Prandtl number (0.72 (air), only for CONSTANT_PRANDTL)PRANDTL_LAM= 0.72%% Turbulent Prandtl number (0.9 (air), only for CONSTANT_PRANDTL)PRANDTL_TURB= 0.90
參考值定義：
% ---------------------- REFERENCE VALUE DEFINITION ---------------------------%%% Reference origin for moment computationREF_ORIGIN_MOMENT_X = 0.00REF_ORIGIN_MOMENT_Y = 0.00REF_ORIGIN_MOMENT_Z = 0.00%% Reference length for pitching, rolling, and yawing non-dimensional momentREF_LENGTH= 0.64607%% Reference area for force coefficients (0 implies automatic calculation)REF_AREA= 0%% Compressible flow non-dimensionalization (DIMENSIONAL, FREESTREAM_PRESS_EQ_ONE,% FREESTREAM_VEL_EQ_MACH, FREESTREAM_VEL_EQ_ONE)REF_DIMENSIONALIZATION= FREESTREAM_VEL_EQ_ONE
5.1.2 計算結果
收斂判斷標準：
根據計算結果繪制M6翼型表面升力收斂曲線圖。
從圖11. M6翼型表面升力收斂曲線圖顯示在計算28000步以后升力值趨于穩定，可認為計算已經達到收斂。
結果分析：
沿機翼跨度的不同截面處：y/b=0.2，y/b =0.44，y/b =0.65，y/b =0.8，y/b =0.9，y/b =0.95。繪制其壓力、馬赫數云圖，并給出各斷面與NASA提供實驗數據誤差對比曲線。
Y/b =0.2斷面
圖12. 壓力云圖
圖13. 馬赫數云圖
圖14. Y/b =0.2斷面誤差曲線圖
從圖12到圖14可以看出，在翼型前緣上下表面壓力降低、速度增加，出現了一道膨脹波；在X/L=0.6處，翼型上表面壓力壓力增加、速度降低，也出現了激波。圖14 Y/b =0.2斷面誤差曲線圖中，由網格生成平臺生成的網格，用SU2進行仿真計算的結果與試驗結果在壓力系數數值和變化趨勢都吻合得非常好。
Y/b =0.44斷面
圖15. 壓力云圖
圖16. 馬赫數云圖
圖17. Y/b =0.44斷面誤差曲線圖
斷面Y/b =0.44與斷面Y/b =0.2的物理現象類似，計算結果與試驗結果壓力系數數值和變化趨勢吻合很好。
Y/b =0.65斷面
圖18. 壓力云圖
圖19. 馬赫數云圖
圖20. Y/b =0.65斷面誤差曲線圖
從圖18到圖20可以看出，在斷面Y/b =0.65上，在X/L=0.2和X/L=0.5處，翼型上表面都出現了激波。圖20顯示出仿真計算結果與試驗結果數值和變化趨勢都吻合很好。
Y/b =0.8斷面
圖21. 壓力云圖
圖22. 馬赫數云圖
圖23. Y/b =0.8斷面誤差曲線圖
從圖21到圖23可以看出，在斷面Y/b =0.8上，在X/L=0.25和X/L=0.35處，翼型上表面都出現了激波。圖23顯示出仿真計算結果與試驗結果數值和變化趨勢都吻合很好。
Y/b =0.9斷面
圖24. 壓力云圖
圖25. 馬赫數云圖
圖26. Y/b =0.9斷面誤差曲線圖
從圖24到圖26可以看出，在斷面Y/b =0.9上，在X/L=0.27處，翼型上表面都出現了激波。圖26顯示出仿真計算結果與試驗結果數值和變化趨勢都吻合很好。
Y/b =0.95斷面
圖27. 壓力云圖
圖28. 馬赫數云圖
圖29. Y/b =0.95斷面誤差曲線圖
從圖27到圖29可以看出，在斷面Y/b =0.95上，在X/L=0.23處，翼型上表面都出現了激波。圖29顯示出仿真計算結果與試驗結果數值和變化趨勢都吻合很好。
5.2 結論
綜合以上計算結果，運用網格生成云平臺生成的網格進行仿真計算，在各斷面上的仿真計算結果和試驗結果非常吻合，這說明由網格生成云平臺生成的網格可靠、計算準確高
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