M6機翼
關注創(chuàng)建者：Oler 創(chuàng)建時間：2019-04-26
M6機翼的視頻教程
![[案例專題]基于Pointwise的M6機翼黏性網(wǎng)格生成實例](https://img.jishulink.com/cimage/4585056150f952b8a96c6f386e0f0917.jpg?image_process=resize,fw_640,fh_404,)
[案例專題]基于Pointwise的M6機翼黏性網(wǎng)格生成實例
(1) 本視頻演示并詳細講解了使用Pointwise生成了M6機翼黏性網(wǎng)格的整個過程，包括導入模型，建立分層，生成線網(wǎng)格、面網(wǎng)格和體網(wǎng)格，以及設置流場域和邊界條件，最后將導出的CAS導入Tecplot中進行查看。
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M6機翼的實例教程
M6機翼
M6是ONERA設計的一種機翼模型。該模型在跨聲速條件下進行了一系列風洞試驗。試驗馬赫數(shù)在 0.7-0.92之間，攻角區(qū)間為度，雷諾數(shù)Re(參考長度為平均氣動弦長c)約為。盡管M6機翼幾何外形簡單，但是其涉及的跨聲速流動卻十分復雜，包含局部超音速流動、激波和邊界層分離等。M6機翼具備三維可壓縮流動的典型特征，因此被大量論文選為CFD代碼的驗證算例。本文以M6為測試算例，檢驗SU2在可壓縮流場模擬方面的計算效率和計算精度。
圖1M6機翼風洞試驗模型
M6是一種無扭曲的后掠機翼，其基本翼型為ONERA D section對稱翼型。M6機翼幾何外形和參數(shù)見圖2。試驗時，在7個展向截面上布置了壓力傳感器，測得的壓力數(shù)據(jù)可用于與計算結果進行對比。
展長b
1.1963m
平均氣動弦長c
0.64607m
前緣傾斜角
30.0 deg
后緣傾斜角
15.8 deg
圖2 M6機翼幾何外形及參數(shù)
2.網(wǎng)格生成
2.1 稀網(wǎng)格
稀網(wǎng)格為NASA網(wǎng)站上公開發(fā)布的一種C型結構化網(wǎng)格。（https://www.grc.nasa.gov/www/wind/valid/m6wing/m6wing01/m6wing.x.fmt）該網(wǎng)格由4個網(wǎng)格塊組成，表1列出了各塊網(wǎng)格的節(jié)點分布，總共316932個網(wǎng)格點。
展開 (1) 本案例文件為《Pointwise非結構混合網(wǎng)格賞析》中涉及的案例1工程文件。
(2) 下載后得到的為pw格式文件，可直接導出cas等格式進行計算或在Pointwise軟件中打開進行學習編輯。
(3) 購買后為百度網(wǎng)盤地址和訪問密碼，可進行下載或轉存。
(4) 購買案例后學習工程中有相關問題可加案例QQ群進行答疑。
(5) 購買案例附送一次性Pointwise最新版本軟件指導安裝服務。
圖4 旋流分離器的流線圖（顏色表示速度大小）
（2）ONERA M6機翼繞流
本案例中M6機翼是ONERA（法國航空航天研究院）設計的一種機翼模型。該模型在跨聲速條件下進行了一系列風洞試驗，具有豐富的實驗數(shù)據(jù)。盡管M6機翼幾何外形簡單，但是其涉及的跨聲速流動卻十分復雜，包含局部超音速流動、激波和邊界層分離等。M6機翼繞流具備三維可壓縮流動的典型特征,在機翼上表面會產(chǎn)生“λ
”型激波，因此被經(jīng)常選為CFD軟件的驗證算例。
圖5 M6機翼繞流的翼面壓力分布圖
（3）葉輪機械案例
本案例為離心泵案例，旋轉速度為1770 rpm，工作介質為水。幾何外形如圖6所示：
圖6 離心泵網(wǎng)格外形
圖7 離心泵壓力云圖
（4）汽車案例
本案例為DrivAer乘用車外流場計算，該案例有大量的實驗數(shù)據(jù)可供比較。計算模型為溜背、底部光滑的三廂乘用車外形，如圖8所示。入流速度為30m/s，地面為移動壁面速度為30 m/s，車輪設置為旋轉的壁面邊界條件,轉速為94rad/s。
圖8 溜背、底部光滑的DrivAer乘用車模型
圖9 DrivAer壓力云圖
表1 AICFD計算值與實驗值對比
Reference:
1. Experimental Comparison of the Aerodynamic Behavior of Fastback and Notchback DrivAer Models. SAE Technical Paper 2014-01-0613, 2014
（5）船舶案例
本案例采用AICFD中的VOF方法對船舶的外流場進行數(shù)值仿真，船舶應用領域的示例為Wigley Hull，該案例有大量實驗數(shù)據(jù)可供比較。
展開 一些說明：
<1> PointWise幾何處理功能僅可以進行簡單的切割、合并操作以及創(chuàng)建簡單的直面、曲面等，一般僅用來對模型進行局部修形或修剪，不宜用來進行建模操作；
<2>PointWise中幾何沒有“點”和“體”的概念，僅包括線和面，所以一般可以使用IGES或STP等格式作為幾何輸入格式，但要注意模型建模精度問題；
<3>PointWise中可以通過特有的“T-Rex”和“Source"功能對線網(wǎng)格、面網(wǎng)格和體網(wǎng)格進行多種加密，較為實用且方便；
<4>PointWise運行過程中可能會崩潰，所以生成網(wǎng)格過程中應該及時保存；
<5>目前已推出若干PointWise視頻教程，包括:
[案例匯總]Pointwise二維翼型網(wǎng)格生成方法匯總
[案例專題]基于Pointwise的二維尖后緣翼型C型結構網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的二維翼型O型結構網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于CATIA和Pointwise的二維NACA0012無黏/黏性非結構網(wǎng)格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的M6機翼黏性網(wǎng)格生成實例
[免費案例]Pointwise官方英文系列教程
<6>除此之外，已推出若干PointWise案例分享，包括:
[案例分析]Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）黏性網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成運輸機驗證機構型全機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成NASA驗證機整機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成的"協(xié)和”號整機模型黏性網(wǎng)格（包含模型）
[案例分析]Pointwise生成的"F-22”整機模型黏性網(wǎng)格（包含模型）(進行中...
展開 (1) Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）網(wǎng)格
項目說明：使用Pointwise生成了M6機翼(曲面翼梢）網(wǎng)格，并分別使用SU2軟件和ANSYS Fluent進行了氣動仿真計算。
（2）Pointwise生成運輸機驗證機構型全機網(wǎng)格
項目說明：使用Pointwise軟件生成了運輸機構型整機網(wǎng)格，包括機身、機翼、垂尾和平尾。使用了包括T-REX在內的多項技術。
(3) Pointwise生成逆向設計的"協(xié)和”號整機模型黏性網(wǎng)格
項目說明：基于公開圖片使用CATIA繪制了“協(xié)和”號超聲速客機整機模型，使用Pointwise生成了整機非結構混合網(wǎng)格，并使用SU2開源軟件對其氣動力進行了仿真。
（4）Pointwise生成NASA驗證機整機網(wǎng)格
項目說明：使用Pointwise軟件生成了NASA驗證機整機非結構混合黏性網(wǎng)格，模型包括機身、機翼、平尾、垂尾和發(fā)動機艙。
(5) Pointwise生成機翼導彈掛架網(wǎng)格
項目說明：使用Pointwise生成了機翼導彈掛架網(wǎng)格，并使用Fluent嵌套網(wǎng)格技術進行了投彈過程六自由度仿真計算。
注：本文由技術鄰用戶Oler原創(chuàng)，轉載請注明出處。
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使用節(jié)點重新定位的 ONERA M6 機翼的無粘 CFD 解決方案的自適應網(wǎng)格。
在 HPC 環(huán)境中，用于適配的網(wǎng)格模塊必須是并行且線程安全的。網(wǎng)格的劃分要求可能與流求解器的要求不一致。網(wǎng)格模塊和流求解器之間的數(shù)據(jù)傳輸需要緊湊以提高效率，并且必須允許重新分區(qū)。當發(fā)生重大重新分區(qū)時，處理器的幾何分布可能需要適應不斷變化的網(wǎng)格。
B.
ONERA M6 機翼也使用四邊形優(yōu)勢算法進行網(wǎng)格劃分
圖 2. 使用 Fidelity Pointwise 生成的 ONERA M6 機翼的四元網(wǎng)格
圖 3 說明了在近壁區(qū)域具有非結構化六面體單元層的完全混合網(wǎng)格，使用圖 2 中的表面網(wǎng)格生成（即，表面網(wǎng)格用作 Fidelity Pointwise 的 T-Rex 算法的輸入）。
應用擠壓和平滑
奧涅拉 M-6
ONERA M-6 機翼是一種略微后掠的低展弦比機翼，具有圓形尖端和鋒利的后緣。圖 1 顯示了由四邊形區(qū)域（用于前緣和后緣分辨率）和三角形組成的表面網(wǎng)格。采用標準方法進行代數(shù)擠壓，第一步高度為 0.0001，步長增長率為每步 10% .
圖 1.ONERA M-6 機翼尖端附近混合網(wǎng)格的特寫視圖。
圖4 旋流分離器的流線圖（顏色表示速度大小）
（2）ONERA M6機翼繞流
本案例中M6機翼是ONERA（法國航空航天研究院）設計的一種機翼模型。該模型在跨聲速條件下進行了一系列風洞試驗，具有豐富的實驗數(shù)據(jù)。盡管M6機翼幾何外形簡單，但是其涉及的跨聲速流動卻十分復雜，包含局部超音速流動、激波和邊界層分離等。
本算例將使用陸面體云平臺網(wǎng)格劃分模塊對 ONERA M6機翼模型的全自動網(wǎng)格生成。
機翼黏性網(wǎng)格生成實例
[免費案例]Pointwise官方英文系列教程
<6>除此之外，已推出若干PointWise案例分享，包括:
[案例分析]Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）黏性網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成運輸機驗證機構型全機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成NASA驗證機整機網(wǎng)格
[案例分析]Pointwise生成的"協(xié)和”號整機模型黏性網(wǎng)格
表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
4.3 油流結果
圖 6 M6機翼表面壓力分布稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計算結果對比
油流試驗僅在帶短艙的模型上進行。為了與油流結果對比，本文采用SU2計算了帶短艙的DLR-F6構型流場。圖6展示了機翼表面摩檫力線與油流圖片融合顯示的結果。從圖中可以看出，計算得到的外側機翼尾緣分離區(qū)和翼身連接處的分離區(qū)均與試驗符合較好。
M6機翼
M6是ONERA設計的一種機翼模型。該模型在跨聲速條件下進行了一系列風洞試驗。試驗馬赫數(shù)在 0.7-0.92之間，攻角區(qū)間為度，雷諾數(shù)Re(參考長度為平均氣動弦長c)約為。盡管M6機翼幾何外形簡單，但是其涉及的跨聲速流動卻十分復雜，包含局部超音速流動、激波和邊界層分離等。M6機翼具備三維可壓縮流動的典型特征，因此被大量論文選為CFD代碼的驗證算例。
(1) 本案例文件為《Pointwise非結構混合網(wǎng)格賞析》中涉及的案例1工程文件。
(2) 下載后得到的為pw格式文件，可直接導出cas等格式進行計算或在Pointwise軟件中打開進行學習編輯。
(3) 購買后為百度網(wǎng)盤地址和訪問密碼，可進行下載或轉存。
(4) 購買案例后學習工程中有相關問題可加案例QQ群進行答疑。
(5) 購買案例附送一次性Pointwise最新版本軟件指導安裝服務
