M6機翼的案例
[案例分析]基于SU2的M6機翼流場計算報告
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。試驗馬赫數在 0.7-0.92之間，攻角區間為度，雷諾數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，測得的壓力數據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
2.網格生成
2.1 稀網格
稀網格為NASA網站上公開發布的一種C型結構化網格。（https://www.grc.nasa.gov/www/wind/valid/m6wing/m6wing01/m6wing.x.fmt）該網格由4個網格塊組成，表1列出了各塊網格的節點分布，總共316932個網格點。
展開 [案例分析]Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）黏性網格 ￥29.99
(1) 本案例文件為《Pointwise非結構混合網格賞析》中涉及的案例1工程文件。
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【新聞】AICFD — 智能熱流體仿真軟件，正式發布！
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，具有豐富的實驗數據。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,在機翼上表面會產生“λ
”型激波，因此被經常選為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據可供比較。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值仿真，船舶應用領域的示例為Wigley Hull，該案例有大量實驗數據可供比較。
展開 [問題討論]PointWise軟件生成網格流程
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"功能對線網格、面網格和體網格進行多種加密，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型結構網格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的二維翼型O型結構網格生成實例
[案例專題]基于CATIA和Pointwise的二維NACA0012無黏/黏性非結構網格生成實例
[案例專題]基于Pointwise的M6機翼黏性網格生成實例
[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）黏性網格
[案例分析]Pointwise生成運輸機驗證機構型全機網格
[案例分析]Pointwise生成NASA驗證機整機網格
[案例分析]Pointwise生成的"協和”號整機模型黏性網格（包含模型）
[案例分析]Pointwise生成的"F-22”整機模型黏性網格（包含模型）(進行中...
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[案例分析]Pointwise非結構混合網格賞析
(1) Pointwise生成M6機翼(曲面翼梢）網格
項目說明：使用Pointwise生成了M6機翼(曲面翼梢）網格，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格
項目說明：使用Pointwise軟件生成了運輸機構型整機網格，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"協和”號整機模型黏性網格
項目說明：基于公開圖片使用CATIA繪制了“協和”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格，模型包括機身、機翼、平尾、垂尾和發動機艙。
(5) Pointwise生成機翼導彈掛架網格
項目說明：使用Pointwise生成了機翼導彈掛架網格，并使用Fluent嵌套網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，轉載請注明出處。
展開 Fidelity Pointwise以 Trias 的速度生成四邊形/六邊形
ONERA M6 機翼也使用四邊形優勢算法進行網格劃分
圖 2. 使用 Fidelity Pointwise 生成的 ONERA M6 機翼的四元網格
圖 3 說明了在近壁區域具有非結構化六面體單元層的完全混合網格，使用圖 2 中的表面網格生成（即，表面網格用作 Fidelity Pointwise 的 T-Rex 算法的輸入）。相對于棱柱/四面體混合網格，六面體/四面體網格具有更少的單元數、改進的收斂性和更準確的結果。
圖 3.ONERA M6 機翼的霸王龍網格剖視圖顯示了按類型著色的網格單元（六面體單元為藍色，棱柱體為綠色，金字塔體為黃色，四面體為紅色）。
控制局部網格大小的來源和形狀
傳統上，遠離邊界層區域的四面體網格中的單元尺寸的局部控制是使用擋板處理的。擋板是嵌入在體積網格內的一塊拓撲結構（例如，表面網格）。擋板的表面網格成為體積網格的一部分，因此擋板上的小三角形單元在體積網格中形成小四面體。但是隨著 Pointwise 中源的引入，可以更靈活地控制局部網格大小，并在博客“控制單元尺寸分級以獲得所需的 CFD 解決方案精度”中進行了解釋。
在定義了源的幾何形狀之后，它被分配了一個像元大小和一個可選的像元大小變化。源會影響四面體網格大小，但不會對其進行精確約束（與點、邊和面成為四面體網格一部分的擋板相比）。此外，源不需要嚴格地包含在塊體積的內部。為了方便使用源來控制局部四面體網格大小，Pointwise 包含一個稱為形狀的實體類型。形狀只是一個幾何實體（多面體、圓柱體、長方體和球體）。圖 4 是一個示例，說明了在DrivAer 車輛后面使用箱源來確保尾流區域中的單元格聚類。
圖 4. 放置在 DrivAer 后面的框源（棕色）確保尾流區域中的正確聚類。
展開 Fidelity Pointwise：用于精確粘性流動模擬的平滑擠壓
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 顯示了由四邊形區域（用于前緣和后緣分辨率）和三角形組成的表面網格。采用標準方法進行代數擠壓，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格的特寫視圖。
對于 P=0 和 P=2，每步使用 50 次平滑迭代擠壓 40 層。擠壓網格翼根對稱平面區域的視圖如圖 2 所示。P=0 情況（左）的擺動是由于將平滑偏置到最差成本函數，在這種情況下，這是執行的對稱平面條件。P=2 的情況（右）網格更平滑，因為它偏向于平均成本函數。
圖 2. ONERA-M6 機翼前緣對稱平面上的 40 個擠壓層，用于平滑指數 P=0（左）和 P=2（右）。
埃格林塔
Eglin 相互干擾實驗中的翅片塔與所有擠出的三角形和棱柱網格化，以測試新的平滑方法處理凸區域（如翅體連接處）的能力。在圖 3 中顯示了平滑指數 P 設置為 0、1 和 2 的 100 次平滑掃描 25 步之后的外部擠壓前沿。P=2 的情況（底部）表示在靠近翅片尾部的區域中具有倒角的九個棱柱邊緣，而 P=0 和 P=1 的情況下沒有發現問題元素。這是由于較低的指數偏向于修復最差的成本函數。
圖 3. 第 25 個擠出層，用于從 Eglin 塔/商店擠出棱鏡，用于平滑指數 P=0（左）、P=1（中）和 P=2（右）。
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文章來源：cadence博客
展開 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。
[案例分析]基于SU2的DLR-F6翼身組合體流場計算
表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
4.3 稀網格和密網格壓力分布
Z/b=0.239
Z/b=0.331
Z/b=0.411
Z/b=0.847
圖 5 DLR-F6表面壓力分布稀網格和密網格計算結果對比
圖5展示了稀網格和密網格計算的DLR-F6翼身組合體表面壓力分布，采用的湍流模型為SA模型。稀網格和密網格計算結果十分接近，僅在激波附近存在較小差異。
4.3 油流結果
圖 6 M6機翼表面壓力分布稀網格和密網格計算結果對比
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和翼身連接處的分離區均與試驗符合較好。
5.結論
（1）采用SU2計算了DLR-F6翼身組合體流場，計算得到的壓力分布曲線、物面極限流線和試驗結果符合一致，表明SU2具備模擬DLR-F6等復雜外形流場的能力。
（2）在DLR-F6翼身組合體算例中，SA和SST湍流模型計算結果幾乎重合，兩種湍流模型都能較好地模擬DLR-F6流場。稀網格和密網格計算結果十分接近，僅在激波附近存在較小差異。
本文轉自知乎專欄：SU2：學習與應用，原帖地址：https://zhuanlan.zhihu.com/p/61281032，感謝原作者，對作者其他文章感興趣，歡迎關注：
展開 Cadence Fidelity Pointwise通過自動化應對網格生成和幾何訪問挑戰
使用節點重新定位的 ONERA M6 機翼的無粘 CFD 解決方案的自適應網格。
在 HPC 環境中，用于適配的網格模塊必須是并行且線程安全的。網格的劃分要求可能與流求解器的要求不一致。網格模塊和流求解器之間的數據傳輸需要緊湊以提高效率，并且必須允許重新分區。當發生重大重新分區時，處理器的幾何分布可能需要適應不斷變化的網格。
B. 高階網格生成
近年來，應用于空氣動力學模擬的有限元方法（FEM）發展迅速。現在可以使用 FEM 流解算器分析現有網格，以使用線性網格實現二階空間精度。這些方法可以通過在單元之上和內部插入額外的節點（即高階單元）來實現更高階的精度。
大多數 FEM 從業者創建高階網格所采用的方法是修改線性網格。對于平坦幾何形狀或不具有粘性類型聚類的網格，將線性體積網格提升到更高的多項式次數相對簡單。彎曲邊界會使彎曲過程復雜化。該過程包括三到四個基本步驟。
圖 2. ONERA M6 機翼翼尖后緣附近的表面網格，多項式次數為 1-4。
在步驟 1 中，每個元素將沿邊緣、面上和內部接收附加節點。步驟 2 涉及將新創建的邊界節點放置在真實表面（幾何模型）上。步驟 3 是可選步驟，其中表面節點被平滑。如果切線方向的邊緣存在曲率，這會使表面細化過程變得復雜。在網格平滑過程中，訪問幾何模型和幾何邊緣關聯性至關重要。在最后一步中，內部體積節點被平滑。這對于彎曲邊界法線方向上緊密聚集的網格是必要的。
C. H-和P-適應
最有效的網格自適應方法涉及同時執行 h 自適應和 p 自適應。前者涉及插入網格點以減少局部網格邊長 (h)，而后者涉及提高單元的多項式次數 (p)。存在不連續性的某些流動區域（例如尖銳邊緣和沖擊波）可以使用高階元素進行建模，但應通過線性元素的網格細化來處理。
展開 DLR-F6翼身組合體流場計算報告
圖2 DLR-F6表面壓力分布及物面摩擦力線
圖3翼身連接處和機翼尾翼處流動
4.2 湍流模型影響
(a) Z/b=0.239
(b)Z/b=0.331
(c) Z/b=0.411
(d)Z/b=0.847
圖4DLR-F6表面壓力分布SA模型和SST模型計算結果對比
圖4展示了SU2求解器分別采用SA模型和SST模型計算的DLR-F6翼身組合體表面壓力分布（Ma=0.75，AoA=0.49°）。可以看到，兩種模型的計算的壓力分布曲線幾乎重合，且與試驗結果符合較好。表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
4.3 稀網格和密網格壓力分布
(a) Z/b=0.239
(b)Z/b=0.331
(c) Z/b=0.411
(d)Z/b=0.847
圖5DLR-F6表面壓力分布稀網格和密網格計算結果對比
圖5展示了稀網格和密網格計算的DLR-F6翼身組合體表面壓力分布，采用的湍流模型為SA模型。稀網格和密網格計算結果十分接近，僅在激波附近存在較小差異。
4.3 油流結果
圖6 DLR-F6機翼表面流線與油流結果對比
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和翼身連接處的分離區均與試驗符合較好。
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