Mach number的案例
FlowVision HPC航天類工程案例研析
Mach number分布（Ma=1.74)
壓強系數(shù)沿表面的變化趨勢（Ma=1.74)
使用批處理文件從后處理CFD-Post導(dǎo)出所需參數(shù) ￥10
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(zhí)行不同參數(shù)計算》中的結(jié)果文件
一句話看全文
使用批處理文件從后處理CFD-Post導(dǎo)出所需參數(shù)，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(jié)果文件）
2. 創(chuàng)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(jié)果文件airfoil_001.res
5. 創(chuàng)建Polyline（翼型幾何）：依次選擇 Insert > Location > Polyline, 采用默認(rèn) “Polyline 1”，用計算域上面或下面與Airfoil相交
6.創(chuàng)建Chart：橫軸為x，縱軸為Pressure，導(dǎo)出并命名為ChartAOA1_45.csv
7.關(guān)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(dǎo)出數(shù)據(jù)進行處理，回復(fù)壓力分布
本文全部內(nèi)容與源文件見附件
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展開 [案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場計算
（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(shù)設(shè)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 [問題討論]Tecplot軟件中計算馬赫數(shù)
解決辦法：
1.利用fluent導(dǎo)出tecplot格式的data
在fluent里導(dǎo)出格式里選擇tecplot，在function write里選中要導(dǎo)出的數(shù)據(jù)，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(xì)說明了。
2.在tecplot里編寫Ma計算的函數(shù)
（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(yīng)的case和data文件，便將fluent計算結(jié)果導(dǎo)入tecplot里了。
（2）Data->data set informations，如圖所示：
在數(shù)據(jù)信息里對我們有用的是variable（s），圖中紅色標(biāo)出來的區(qū)域。所有的變量在tecplot調(diào)用格式為"Vx"，x代表數(shù)字。比如V3就是壓力pressure，V1就是X坐標(biāo)值，V2就是Y坐標(biāo)值。這個很有用的，一定要記住調(diào)用格式哦！
（3）編寫函數(shù)
Data->Alter->Specify Equations，彈出下圖：
Equation(s)區(qū)域就是編寫函數(shù)的地方，計算Ma數(shù)的函數(shù)非常簡單，即：
{c}=sqrt(1.4*287*V17) %%計算當(dāng)?shù)芈曀伲⒁釼17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(shù)
然后點Compute，如果出現(xiàn)了如圖所示的，就OK了
這個時候可以去contour下看，就會出現(xiàn)新的三個變量，分別是c,v和Ma。
展開 
Ma5激波/邊界層干擾計算報告
= 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 [案例分析]基于SU2的二維超聲速空腔非定常流動計算
% ------------- 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= SA
HYBRID_RANSLES= SA_EDDES
%
% Mathematical problem (DIRECT, CONTINUOUS_ADJOINT)
MATH_PROBLEM= DIRECT
%
% Restart solution (NO, YES)
RESTART_SOL= NO
%initialization
TESTCASE_TYPE= CAVITY
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%
%
% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 1.5
%
% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)
展開 30P30N多段翼流場計算報告
（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(shù)設(shè)置
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%
%
% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 0.2
%
% Angle of attack (degrees, only
展開 二維超聲速空腔非定常流動計算報告
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 option to choose between Reynolds (default) or thermodynamics |
| quantities |
| |
| \% for initializing the solution (REYNOLDS, TD_CONDITIONS) |
| |
| INIT_OPTION= REYNOLDS |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream option to choose between density and temperature |
| (default) for |
| |
| \% initializing the solution (TEMPERATURE_FS, DENSITY_FS) |
| |
| FREESTREAM_OPTION= TEMPERATURE_FS |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream pressure (101325.0 N/m\^2, 2116.216 psf by default) |
| |
| FREESTREAM_PRESSURE= 5.38E4 |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream temperature (288.15 K by default) |
| |
| FREESTREAM_TEMPERATURE
展開 案例解析 | 二維超聲速空腔
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 option to choose between Reynolds (default) or thermodynamics |
| quantities |
| |
| \% for initializing the solution (REYNOLDS, TD_CONDITIONS) |
| |
| INIT_OPTION= REYNOLDS |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream option to choose between density and temperature |
| (default) for |
| |
| \% initializing the solution (TEMPERATURE_FS, DENSITY_FS) |
| |
| FREESTREAM_OPTION= TEMPERATURE_FS |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream pressure (101325.0 N/m\^2, 2116.216 psf by default) |
| |
| FREESTREAM_PRESSURE= 5.38E4 |
| |
| \% |
| |
| \% Free-stream temperature (288.15 K by default) |
| |
| FREESTREAM_TEMPERATURE
展開 案例解析|陸面體云平臺M6翼型網(wǎng)格劃分驗證算例
5.1.1 SU2配置參數(shù)
自由流參數(shù)定義：
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%%% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)MACH_NUMBER= 0.8395%% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)AOA= 3.06%% Side-slip angle (degrees, only for compressible flows)SIDESLIP_ANGLE=0.0%% Init option to choose between Reynolds (default) or thermodynamics quantities% for initializing the solution (REYNOLDS, TD_CONDITIONS)INIT_OPTION= REYNOLDS%% Free-stream option to choose between density and temperature (default) for% initializing the solution (TEMPERATURE_FS, DENSITY_FS)FREESTREAM_OPTION= TEMPERATURE_FS%% Free-stream temperature (288.15 K by default)FREESTREAM_TEMPERATURE= 2.629383E+02%% Reynolds number (non-dimensional, based on the
展開 [案例分析]基于SU2的DLR-F6翼身組合體流場計算
Area = ft^2 )
SYSTEM_MEASUREMENTS= SI %采用標(biāo)準(zhǔn)單位
（2）自由來流參數(shù)設(shè)置
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%
%
% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 0.75 %自由來流馬赫數(shù)
%
% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)
AOA= 0.49 %來流攻角,注意SU2定義X+為流向（機頭指向機尾方向），Y+為側(cè)向（翼展方向），Z+為法向（垂直于翼面的方向）。
展開 
DLR-F6翼身組合體流場計算報告
Area = ft^2 )
SYSTEM_MEASUREMENTS= SI %采用標(biāo)準(zhǔn)單位
（2）自由來流參數(shù)設(shè)置
% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%
%
% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 0.75 %自由來流馬赫數(shù)
%
% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)
AOA= 0.49 %來流攻角,注意SU2定義X+為流向（機頭指向機尾方向），Y+為側(cè)向（翼展方向），Z+為法向（垂直于翼面的方向）。
展開 [案例分析]基于SU2的M6機翼流場計算報告
number (non-dimensional, based on the free-stream values)
MACH_NUMBER= 0.8395 %自由來流馬赫數(shù)
%
% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)
AOA= 0.0 %來流攻角,注意SU2定義X+為流向（機頭指向機尾方向），Y+為側(cè)向（翼展方向），Z+為法向（垂直于翼面的方向）。
fluent入門一般問題（五）
The bounded central differencing and central differencing schemes are available only when you are using the LES and DES turbulence models, and the central differencing scheme should be used only when the mesh spacing is fine enough so that the magnitude of the local Peclet number (Equation25.3-3) is less than 1.
A modified HRIC scheme (Section25.3.1) is also available for VOF simulations using either the implicit or explicit formulation
53 對于FLUENT的耦合解算器，對時間步進格式的主要控制是Courant數(shù)（CFL），那么Courant數(shù)對計算結(jié)果有何影響？ （#43）
courant number實際上是指時間步長和空間步長的相對關(guān)系，系統(tǒng)自動減小courant數(shù)，這種情況一般出現(xiàn)在存在尖銳外形的計算域，當(dāng)局部的流速過大或者壓差過大時出錯，把局部的網(wǎng)格加密再試一下。
在Fluent中，用courant number來調(diào)節(jié)計算的穩(wěn)定性與收斂性。一般來說，隨著courant number的從小到大的變化，收斂速度逐漸加快，但是穩(wěn)定性逐漸降低。
展開 陳珂，等：天然氣管道摻氫輸送對離心壓縮機氣動性能的影響
（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(shù)分布云圖
Fig. 6 Relative Mach number distribution within 30% to 70% blade chord at different hydrogen blending ratios
（a）未摻氫
（b）摻氫比 20％
圖 7 不同摻氫比下葉片弦長 30%~50% 處的泄漏渦結(jié)構(gòu)云圖
Fig. 7 Leakage vortex structure within 30% to 50% blade chord at different hydrogen blending ratios
2.1.5
近喘振工況下流場分析
通過上述分析可知，泄漏渦向下游流道移動的過程中與主流、壓力面二次流發(fā)生摻混、破碎，形成失速團，進而導(dǎo)致通道堵塞，但對于發(fā)生失穩(wěn)機理尚不清晰。采用上述模型模擬得到近喘振工況下?lián)綒浔?0％時葉片弦長 30％~70％處的相對馬赫數(shù)分布云圖（圖 8）及主葉片前緣流場結(jié)構(gòu)云圖（圖 9）。可見，在近喘振工況下，摻氫后更多的低速流體沿輪轂向葉頂處聚集，并且對于前緣葉根處和壓力面端壁流動狀態(tài)有所改善，但加劇吸力面通道內(nèi)低速團聚集。轉(zhuǎn)子通道內(nèi)的逆壓梯度是造成流動分離的主要因素，也是發(fā)生失速的主要因素之一[22]。提高摻氫比后對于進口輪轂處低速流體聚集起正向作用，進一步增大了摩擦損失和邊界層分離損失。在逆壓差的作用下，隨著摻氫比增加，回流量的減少進一步加劇下游堵塞程度，致使流通面積減小進而提前出現(xiàn)流動失穩(wěn)現(xiàn)象。
展開 