Mach number
關注創建者：Oler 創建時間：2019-05-21
Mach number的實例教程
Mach number分布（Ma=1.74)
壓強系數沿表面的變化趨勢（Ma=1.74)
說明：
1.本文使用軟件版本為ANSYS 2019 R3
2.本文使用《ANSYS CFX使用批處理執行不同參數計算》中的結果文件
一句話看全文
使用批處理文件從后處理CFD-Post導出所需參數，如Pressure、Mach Number等
——手動分割線——
第一步，在CFD-Post操作并記錄
1. 啟動CFD-Post（先不要加載結果文件）
2. 創建Session：依次選擇Session > New Session，然后命名為PostBatch.cse
3. 開始記錄：依次選擇 Session > Start Recording
4. 載入文件：依次選擇File > Load Results，加載結果文件airfoil_001.res
5. 創建Polyline（翼型幾何）：依次選擇 Insert > Location > Polyline, 采用默認 “Polyline 1”，用計算域上面或下面與Airfoil相交
6.創建Chart：橫軸為x，縱軸為Pressure，導出并命名為ChartAOA1_45.csv
7.關閉文件:依次選擇File > Close> Close
7. 停止記錄：依次選擇 Session > Stop Recording
第二步，修改批處理文件
見附件
第三步，運行批處理文件
打開CFX>檢查工作路徑>Command Line
輸入cfx5post –batch PostBatchChanged.cse ，運行
導出數據進行處理，回復壓力分布
本文全部內容與源文件見附件
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展開 （1）問題定義
% ------------- DIRECT, ADJOINT, AND LINEARIZED PROBLEM DEFINITION ------------%
%
% Physical governing equations (EULER, NAVIER_STOKES,
% WAVE_EQUATION, HEAT_EQUATION, FEM_ELASTICITY,
% POISSON_EQUATION)
PHYSICAL_PROBLEM= NAVIER_STOKES
%
% Specify turbulent model (NONE, SA, SA_NEG, SST)
KIND_TURB_MODEL= SST
%
% Mathematical problem (DIRECT, CONTINUOUS_ADJOINT)
MATH_PROBLEM= DIRECT
%
% Restart solution (NO, YES)
RESTART_SOL= NO
（2）自由來流參數設置
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%
%
% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 0.729
%
% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)
AOA= 2.31
%
% Free-stream temperature
展開 解決辦法：
1.利用fluent導出tecplot格式的data
在fluent里導出格式里選擇tecplot，在function write里選中要導出的數據，只要包括Mach number這項，在tecplot的contour里就有Ma了。這個比較簡單了，就不詳細說明了。
2.在tecplot里編寫Ma計算的函數
（1）這種方法其實也很簡單，可通過官方幫助文檔查看。在tecplot里選擇File->load data file(s)->Fluent data loader,然后選擇相應的case和data文件，便將fluent計算結果導入tecplot里了。
（2）Data->data set informations，如圖所示：
在數據信息里對我們有用的是variable（s），圖中紅色標出來的區域。所有的變量在tecplot調用格式為"Vx"，x代表數字。比如V3就是壓力pressure，V1就是X坐標值，V2就是Y坐標值。這個很有用的，一定要記住調用格式哦！
（3）編寫函數
Data->Alter->Specify Equations，彈出下圖：
Equation(s)區域就是編寫函數的地方，計算Ma數的函數非常簡單，即：
{c}=sqrt(1.4*287*V17) %%計算當地聲速，注意V17是表示在我這個例子里，V17為temperature，具體是V多少需要從步驟（2）里獲得
{v}=sqrt(V12*V12+V13*V13) %%計算速度，即sqrt(Vx^2+Vy^2+Vz^2
{Ma}={v}/{c} %%計算馬赫數
然后點Compute，如果出現了如圖所示的，就OK了
這個時候可以去contour下看，就會出現新的三個變量，分別是c,v和Ma。
展開 = 10 |
| |
| \% |
| |
| \% Adaptive CFL number (NO, YES) |
| |
| CFL_ADAPT= YES |
| |
| \% |
| |
| \% Parameters of the adaptive CFL number (factor down, factor up, CFL |
| min value, |
| |
| \% CFL max value ) |
| |
| CFL_ADAPT_PARAM= ( 1.5, 0.5, 1.0, 100.0 ) |
| |
| \% |
| |
| \% Number of total iterations |
| |
| EXT_ITER= 10000 |
| |
| \% |
| |
| \% Linear solver for the implicit formulation (BCGSTAB, FGMRES) |
| |
| LINEAR_SOLVER= BCGSTAB |
| |
| \% |
| |
| \% Min error of the linear solver for the implicit formulation |
| |
| LINEAR_SOLVER_ERROR= 1E-6 |
| |
| \% |
| |
| \% Max number of iterations of the linear solver for the implicit |
| formulation |
| |
| LINEAR_SOLVER_ITER= 20 |
| |
| \% -------------------------- MULTIGRID |
| PARAMETERS -----------------------------% |
| |
| \%
展開 
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Enriquez, D. (2025) Rapid Aerodynamic Load Predictions on an Orbital Reentry Vehicle Through All Mach Number Regimes.
Number(馬赫數)-Lab Reference Frame(基準參考系)；
? 可通過搜索框搜索“Mach”快速定位；
? 通過右鍵點擊圖形區域的圖例也可以將函數切換成所需要的馬赫數；
? 取消輪廓線的顯示會有更好的觀感；
numbers
// # global or local time steps
// # central implicit residual smoothing
// # characteristic boundary conditions for external and internal flows
// # special
（a）未摻氫
（b）摻氫比 20％
圖 6 不同摻氫比下葉片弦長 30%~70% 處的相對馬赫數分布云圖
Fig. 6 Relative Mach number distribution within 30% to 70% blade chord at different hydrogen blending ratios
（a）
Design and optimization of aerodynamic configuration for the novel-concept vehicle with the widerange Mach numbers[D]. Changsha: National University of Defense Technology,2012.
說明：
1.本文使用軟件版本為ANSYS 2019 R3
2.本文使用《ANSYS CFX使用批處理執行不同參數計算》中的結果文件
一句話看全文
使用批處理文件從后處理CFD-Post導出所需參數，如Pressure、Mach Number等
——手動分割線——
第一步，在CFD-Post操作并記錄
1. 啟動CFD-Post（先不要加載結果文件）
2.
For example, if you are running a high-Mach-number flow calculation that has an initial solution much different than the expected final solution, you will usually need to perform a few iterations with
If the Mach number is low, you can also consider starting the compressible flow calculation from an incompressible flow solution (although the incompressible flow solution can in some cases be a rather
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%
number (non-dimensional, based on the free-stream values) |
| |
| MACH_NUMBER= 1.5 |
| |
| \% |
| |
| \% Angle of attack (degrees, only for compressible flows) |
| |
| AOA= 0.0 |
| |
| \% |
| |
| \% Init
