翼型流場仿真
關注創建者：Oler 創建時間：2019-04-24
翼型流場仿真的實例教程
不同攻角下的翼型流場仿真分析，含所有ICEM文件及fluent文件，fluent設置包含在case中
基于ANSA的翼型流場網格生成 ￥38
今天就先給大家帶來一個Ansa生成翼型流場網格的案例，供大家學習探討。
Part 1
現介紹下ANSA生成翼型流場網格的方法。
目前，關于ANSA生成外流場網格，網上流傳比較多的是一個汽車外流場（http://oss.jishulink.com/caenet/forums/upload/2014/12/17/380/144826289102995.pdf）。
這個案例很不適合初學者，原因有二：
l 汽車模型復雜，前處理耗時較長；
l 一些關鍵步驟，特別是如何生成體網格，沒有講清楚。（我當時學的時候連蒙帶猜，探索了很久才搞懂）
實際上，對于簡單翼型的網格生成有兩種方式：
l 做出包含翼型的邊界域，然后生成體網格。這是ANSA做流場網格的通用思路，汽車也好，飛機也好，都可以采用這種方式。上面的汽車外流場用的就是這個方法。
l 在一個面上做好流場網格，再拉伸，得到三維網格。這個方法很方便。
我們今天要介紹的就是第二種。
Part 2
2.1 翼型生成
a) UG中，插入>曲線>樣條>通過點>文件中的點，然后就會自動得到擬合的翼型曲線。
b) 拉伸，得到翼面。
2.2 ANSA-幾何清理
a) 在ANSA中打開剛剛的0012UG文件；
c) 補足翼尖缺面。
d) 建立對稱面。
e) 切割對稱面。
f) 至此，幾何清理完成。
2.3 ANSA-面網格生成
進入MESH模塊進行面網格生成。
a) 首先Hot Points>Inset，在翼型與對稱面交接區，在如下位置，插入四個熱點，方面后面進行節點布局。
展開 跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數據。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力。
圖 1 RAE2822跨聲速翼型風洞試驗模型
流場參數和網格
2.1 流場參數
RAE2822翼型在風洞中完成十余次試驗。其中，case 6、9和10廣泛用于CFD代碼的考核驗證。然而，由于受風洞試驗條件限制，試驗測得的馬赫數和攻角數據并不準確。因此，人們在開展數值計算和試驗對比研究時，需要對來流馬赫數和攻角進行修正，本文將參考表1 提供的參數進行計算。
展開 OpenFOAM計算NACA 8-H-12翼型流場，包含算例全部OpenFOAM計算文件
針對緊湊型熱交換器出現了斷續和交錯翅片。間斷肋片上邊界層的不斷變化導致了高的傳熱系數，并且每個翅片后面的尾跡區域存在湍流混合。這比連續翅片熱交換器的傳熱效果更好。熱交換器示意圖如圖1所示。幾何包含在頂部和底部平面的對稱邊界條件。
假設在換熱器中加熱壓力為240k的液氨，翅片壁的溫度恒定為350k。液氨通過換熱器的質量流量為303.14 kg/s-m2，水力直徑為3.51 mm，液氨粘度為0.000152 kg/m-s，基于水力直徑的雷諾數為7000，為弱湍流區(即，低雷諾數湍流度)。仿真結果如下：
溫度場
壓力場
局部速度矢量圖
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近期有小伙伴問我們能不能出一些流體相關教程，我們的回答是當然可以啦~~
我們都知道，流體的計算中，網格是至關重要也是最耗時間的一環。今天就先給大家帶來一個Ansa生成翼型流場網格的案例，供大家學習探討。
Part 1
現介紹下ANSA生成翼型流場網格的方法。
目前，關于ANSA生成外流場網格，網上流傳比較多的是一個汽車外流場（http://oss.jishulink.com/caenet
針對緊湊型熱交換器出現了斷續和交錯翅片。間斷肋片上邊界層的不斷變化導致了高的傳熱系數，并且每個翅片后面的尾跡區域存在湍流混合。這比連續翅片熱交換器的傳熱效果更好。熱交換器示意圖如圖1所示。幾何包含在頂部和底部平面的對稱邊界條件。
假設在換熱器中加熱壓力為240k的液氨，翅片壁的溫度恒定為350k。液氨通過換熱器的質量流量為303.14 kg/s-m2，水力直徑為3.51 mm，液氨粘度為
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數據。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力
