1 引言

Fluent Meshing中的Fault Tolerant流程為模擬復雜模型外氣動帶來了一定的便捷。本文以一架縮比模型戰機為例說明 Fluent對于一個極端復雜模型的外氣動的仿真流程，僅供示例，部分參數的取值不具有實際工程意義，在工程中需按照實際情況合理設置網格、計算域和計算參數等。

2 前處理

原模型是一個極端復雜裝配體，部件繁多，而且許多面體沒有正確地實體化，逐個清理特征必然花費大量時間。在SpaceClaim中打開CAD模型，先框選機翼上的logo，用填充功能除去logo。

接下來使用收縮幾何功能，設置包面間隙為3mm，并勾選保留特征，特征角度閾值設置為12°。合適的包面間隙尺寸可能需要反復調試，以達到能夠保留自己所需要的特征的目的為準。經過外包面操作，獲得一個刻面化的外包面幾何。在Fluent的外氣動模擬前處理中，如遇到極端復雜的幾何，最好先在SpaceClaim中做這樣的預處理，因為有時Fluent Meshing對于極端復雜的臟幾何并不一定能處理，尤其是像本文中這樣有大片沒有實體化的模型。

如果后續對于主翼、垂尾、副翼、尾噴等部位有不同的網格局部加密要求，也可以提前在SpaceClaim中包圍這些部位分別創建BOI幾何并設置Name Selection。這里不做演示。

因為后續需要為戰機設置外流場的Enclosure，保存為scdoc文件并導入Fluent Meshing的Fault-Tolerant流程中。在導入幾何時，Advanced option中可以選擇進行再次刻面，并設置刻面尺寸大小、特征角等。

在幾何描述階段，Flow Type選擇繞物體的外流場。因為我們并沒有在SpaceClaim中提前建模大的外流場邊界，因此需要Add an enclosure，并且不需要Capping。后面我們需要在靠近戰機壁面處進行網格加密，所以需要local refinement regions。Construction surfaces一般指為了仿真而構造的一些真實情形中并不是存在的面，比如說旋轉機械的MRF面，或者提前構造的一些BOI面，但這個模型中沒有這樣的面，所以此處我們選擇No。在進階選項中我們選擇識別區域、封閉泄露。由于沒有零厚度面，故不給任何的Wall添加厚度屬性，并且也沒有多孔介質區域和overset網格區域。

之后按照基于戰機幾何offset一定比率建立外流場，這里為演示起見和節省計算量，設置外流場x、y方向分別為0.5倍的模型尺寸，z+方向為0.5倍模型尺寸，z-方向為1.5倍模型尺寸。實際一般亞音速戰機的計算域在飛行方向上機頭之前可能需要10~15倍的機身長度，尾跡區域需要20~30倍的機身長度，其余各個方向上則至少10倍機身尺寸。

對于近壁面區域，建立一個長方體形狀的各方向為0.1倍機身尺寸offset的局部加密區，面網格尺寸設置為22mm。

以40°為特征角提取戰機模型的特征線，如果需要更加精細，可將此值設置得更小。

以tunnel的中心為材料點生成流體域，同時在圖形界面上可以看到材料點標記是否在飛機幾何外且在tunnel內，如果位置不對，可通過將確定材料點的方式由Centroid of Object改為Numerical Input對材料點的坐標位置進行手動輸入調整。只要確保材料點在飛機幾何外、流場內即可。

定義最大泄露尺寸為4mm，這個一般也需要調試。在設置一個泄露尺寸后點擊Preview leakage可以在圖形中查看。被封閉起來的區域和外界區域會以不同的顏色顯示。通常最大泄露尺寸需要定義在最初的包面尺寸（本模型為3mm）和幾何模型中你想要修補的破洞里尺寸最小者之間。隨后更新域的定義，因飛機本身不需畫網格，所以將飛機的區域定義為void。

然后新建默認網格控制，軟件會分別為外流場、加密區boi和飛機表面生成一些局部網格控制參數。但軟件生成的默認參數并不一定符合要求，有可能太粗。可通過點擊每一項之后再點擊Revert and Edit進行修改。

這里將加密區BOI的面網格最大尺寸設為26mm，增長率1.2。

外流場面網格最大尺寸設為100mm，增長率1.2。

戰機表面曲率控制中，最大面網格為16mm，最小面網格3mm，增長率1.2，曲率特征角設為18°。鄰近控制中最大面網格為16mm，最小面網格3mm，增長率1.2，臨近邊之間施加3層網格。

以skewness≤0.7為標準生成面網格。一般skewness≤0.8面網格質量可接受。生成后可以通過菜單欄Report>Face Limit，選擇一個quality的指標，比如skewness、Aspect Ratio等進行面網格質量檢查。或者在畫完面網格的時候，Console欄中會出現skewness最大是多少的顯示。

之后更新邊界類型，外流域邊界對著尾跡的z-方向定義為壓力出口，戰機表面為Wall，其他邊界均為壓力遠場。

由于算力和時間所限，本例演示不畫邊界層。通常對于一般的低速飛行器需2~5層邊界層，而高速飛行器需要12~15層邊界層。

以100mm為最大體網格尺寸生成六面體網格。與生成面網格時一樣，生成后Console欄會提示網格質量，或者通過Report>Cell Limit查看網格質量。寫入msh文件保存。

以100mm為最大體網格尺寸生成六面體網格。與生成面網格時一樣，生成后Console欄會提示網格質量，或者通過Report>Cell Limit查看網格質量。寫入msh文件保存。

3 計算設置與后處理

設置壓力基及穩態計算。對于亞音速和超音速外氣動計算，需要考慮氣體可壓縮性，并打開能量方程。湍流模型選擇k-w SST。

空氣設置為理想氣體，粘性系數選擇Sutherland，并選擇默認的三系數定律。

在Cell Zone Condition的設置中，點擊Operating Conditions，將Operating Pressure置為0。通常在一般速度的管流和外流計算中，Operating Pressure采用101325Pa；但在可壓縮流體的計算中，為了減小舍入誤差，使用0。

在邊界條件的設置上，首先把xmax和xmin兩個外流域面的改變為對稱面。之后需要給來流面zmax設置邊界條件。根據外氣動相關理論，有如下公式。其中p0、T0分別為來流上游的總壓、總溫。γ為空氣絕熱指數，取1.4。M為馬赫數，這里假定馬赫數為0.7。通過公式求出靜壓p和靜溫T，即為來流面zmax的邊界條件。將p0=101325Pa，T0=311K，γ=1.4，M=0.7代入得到p=73048Pa，T=283.24K。

因模型機翼攻角為1.55°，所以在Y方向氣流流向為sin(1.55°)，z向氣流方向為-cos(1.55°)。為了以后在發生攻角改變的情況時方便修正，可以在Named Expression里把攻角定義為一個表達式。

關于湍流強度和湍流粘度比，Fluent默認為5%和10。但對于外流場的邊界湍流強度沒有那么大，這里取1%和1。由于后續我們要計算升、阻力系數，因此需要根據戰機的參考面積先給出外氣動計算的一系列參考值。可選擇從tunnel-zmax開始計算，然后填入參考面積0.272，則自動計算出下圖中的參考值。

隨后求解的離散方法和松弛因子設置均保持默認。進行阻力系數和升力系數的報告定義如下，研究區域均為飛機的整個壁面body1，注意攻角為1.55°，阻力沿飛行方向相反，升力方向和阻力方向是垂直的。

進行混合初始化，并設置1000個計算迭代步，開始計算。

待各物理量穩定后得到阻力系數和升力系數分別如下。

4 小結

實際外氣動問題網格數往往十分龐大，在條件允許的情況下應使用合理的邊界層網格尺度和層數。在模型處理上，為減小工作量，視模型情況可采用對稱模型或二位模型。極端復雜模型可先在SpaceClaim中進行預包面處理。利用Fluent-Meshing的創造Enclosure的功能或直接在SpaceClaim中提前建立外流場域邊界幾何和加密區邊界幾何。

利用外氣動的相關原理公式得到來流的邊界條件。