馬赫數
關注創建者：Oler 創建時間：2019-05-21
馬赫數的視頻教程
基于Matlab+Xfoil進行最優翼型的選取
通過Matlab和Xfoil軟件，實現在N多個翼型中找到自己想要的最優的翼型，進而進行比如飛機機翼或者螺旋槳翼型等的選取； 輸入：標準翼型文件（2千個以上） 約束因素:指定馬赫數 指定雷諾數 目標：升阻比最大 （根據需要進行調整，比如升力系數最大或者阻力系數最小或者指定升力系數等） 輸出：翼型名稱 攻角 升阻比 有疑問建議隨時交流，共同進步！
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Fluent專家-流動-4 (機翼超音速流動)
Fluent專家-流動-4 (機翼超音速流動) 案例簡介 機翼模型如下圖所示，其中周圍馬赫數為0.8，攻角α=4°，通過fluent來分析機翼外流場情況。 Spalart-Allmaras 模型（1equ）： 1）. Spalart-Allmaras 模型是設計用于航空領域的，主要是墻壁束縛流動，而且已經顯示出和好的效果。 2）。
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翼型俯仰運動仿真視頻WORKBENCH2020R1 ICEM FLUENT（提供源文件#354）
參數：翼型俯仰運動規律為：α=0.016°+2.51°sin（5t），馬赫數Ma=0.755，雷諾數5.5×10e5。 本例先作穩態計算（穩態計算時攻角為5°，且不考慮俯仰運動），收斂后改為瞬態計算。因而課程包含了兩種情況下的仿真：給定攻角下翼型仿真（穩態）和翼型俯仰運動過程中的仿真（瞬態）和相關的數據監測。 全部均為高清有聲視頻。
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馬赫數的實例教程
馬赫數技術僅適用于亞音速渦輪噴氣飛機。馬赫數技術適用于上升或下降到同一高度的飛機。在實際情況下，馬赫數技術適用于沿同一航路、同一飛行高度層運行的飛機。在連續的飛機中以相同的馬赫數進行速度調節有助于保持彼此之間的恒定時間間隔。規定的最小間隔是通過堅持相同的馬赫數來實現的。達到這個最小值只是因為兩架飛機都受到相同的風、相同的氣溫和幾乎相同的地速。
馬赫數技術遵循嚴格的程序
嚴格遵循以下程序以使用馬赫數技術達到規定的最小值。
除非空中交通管制另有指示，否則飛機必須遵守最后的馬赫數。
如果飛機馬赫數因顛簸而臨時改變，應立即通知空中交通管制。
如果空中交通管制要求，真實的馬赫數應包括在例行位置報告中。
飛機應在預計時間內遵循空中交通管制所做的修改。
空域利用和馬赫數技術
隨著全球空中交通量的增加，馬赫數技術將繼續發揮作用。馬赫數至關重要，因為它可以提高空域利用率。Cadence CFD 仿真工具可以幫助識別與每個馬赫數相關的空氣動力學變化。
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文章來源：cadence cfd
展開 （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。
注：有可能出現
TECPLOT編輯公式求馬赫數出現overflow or underflow in divide operation
原因：是因為temperature為0，導致除法出現0
解決辦法：在temperature的基礎上0.0001，只要比0大一點就行。
本文轉自網絡，感謝原作者。
對文章中具體內容感興趣或者對使用CATIA幾何建模，ANSYS ICEM網格生成，Pointwise軟件使用方法，ANSYS Fluent軟件，CFD++軟件，STARCCM軟件及開源軟件SU2軟件感興趣的讀者可以關注技術鄰賬號：Oler或添加作者QQ3116264744。
展開 當吸氣馬赫數為０.１５時，對不同排氣閥隙馬赫數的壓縮機噪聲進行頻域分析如圖７（ａ） 所示，可以看到排氣馬赫數的變化主要改變壓縮機２０００Ｈｚ的噪聲，對其他頻段的噪聲影響很小。當排氣馬赫數為０.２８時，對不同進氣閥隙馬赫數的壓縮機噪聲進行頻域分析如圖７（ｂ） 所示，可以看到進氣馬赫數的增大對壓縮機５００～２５００Ｈｚ范圍內的噪聲均有一定影響。
對聲壓信號進行Ａ計權后得到壓縮機噪聲聲壓
級如表３所示。
從表３可以得出，當閥隙排氣馬赫數增大０.１１
時Ａ計權噪聲聲壓級僅增加了０.５１ｄＢ（Ａ）。而當閥隙吸氣馬赫數增大０.０４時壓縮機Ａ計權聲壓級增大了１.８５ｄＢ（Ａ），吸氣閥隙馬赫數對壓縮機噪聲影響更為明顯。說明減小閥隙氣流馬赫數均可以降低壓縮機噪聲聲壓級，吸氣閥隙馬赫數的減小對試驗壓縮機噪聲的改善更為明顯。
5 結論
本文對某型號壓縮機閥隙氣流馬赫數對進氣和
排氣過程的壓力脈動和整機噪聲進行試驗分析后得到如下結論：
（１）壓縮機吸氣過程閥隙壓力脈動強度遠大于
排氣過程，吸氣過程壓力脈動主要發生在吸氣閥片打開和關閉瞬間，吸氣閥片完全開啟后壓力脈動變得很小。排氣過程中閥片開啟初期閥隙壓力脈動最大，隨著排氣過程的進行壓力脈動逐漸減小。
（２）壓縮機噪聲時域信號隨曲柄轉角呈現周期
性變化，噪聲隨閥隙馬赫數的增大而增大。試驗壓縮機噪聲聲壓主要集中在５００～２５００Ｈｚ范圍內，吸氣馬赫數對５００～２５００Ｈｚ頻段范圍內的壓縮機噪聲均有明顯影響，排氣馬赫數主要影響２０００Ｈｚ左右的壓縮機噪聲。
展開 10%葉高葉片對比
50%葉高葉片對比
90%葉高葉片對比
流場分析
葉片優化前后10%截面馬赫數如圖；從圖中可以看出，葉片優化后葉片前緣馬赫數降低，中部激波前馬赫數降低，激波后分離區延后，尾緣分離區稍有增大。
a）初始葉片 b）優化葉片
10%葉高馬赫數對比
葉片優化前后50%截面馬赫數如圖；葉片優化后葉片前緣馬赫數降低，中部激波變得更加傾斜，激波后分離區明顯減小。
a）初始葉片 b）優化葉片
50%葉高馬赫數對比
葉片優化前后90%截面馬赫數如圖,葉片優化后前緣馬赫數降低，中部激波更加傾斜，激波前馬赫數降低。
a）初始葉片 b）優化葉片
90%葉高馬赫數對比
給出了葉片優化前后10%、50%、90%葉高葉片表面靜壓分布。從圖中可以看出，優化葉片相比于初始葉片，葉片前部靜壓差增大，中部靜壓差減小，葉片中部負荷前移。10%葉高，優化后的葉片靜壓上升的位置延后，說明激波位置延后，在葉柵流動中激波與附面層相互干擾，產生流動分離，造成流動損失，激波位置的延后，能夠減小分離區；在葉片后部，靜壓差稍有增加，葉片負荷增加。 50%葉高，靜壓上升位置延后，說明激波延后；葉片后部靜壓差減小，葉片負荷降低，在葉片后部由于激波和附面層的相互干擾，存在流動分離，流動情況較差，葉片后部負荷的降低，能夠改善葉片后部的流動情況。在90%葉高，葉片中部激波位置延后，葉片后部靜壓差減小，負荷降低。
10%葉高靜壓對比
50%葉高靜壓對比
90%葉高靜壓對比
文章來源：starccm仿真學堂
展開 現今廣泛使用的飛機通常采用的是渦輪/渦扇噴氣式發動機[20]，這種發動機在馬赫數達到3以上后，比沖會明顯降低，一般這種發動機可以達到的最大速度都低于馬赫數4。早期的飛行器要求的馬赫數都比較低，因此在選擇推力裝置時只需采用渦輪噴氣發動機就可以滿足需要。而在馬赫數大于3以后，由于進氣溫度提高很大，渦輪噴氣發動機效率變差，這時就需要采用效率更高的發動機。隨著科技的不斷進步，當前正在使用中的各類飛行器的飛行速度以及飛行范圍已經不再滿足人們的需求，這就需要有更高速度的飛行器，也就是高超聲速飛行器的出現。然而，為了實現高超聲速飛行，首先必須要考慮的就是選擇合適的推進系統。在這之前研制出的火箭發動機已經能夠使飛行器達到高超聲速，但是，由于在大氣層內，以火箭發動機為動力實現高超聲速飛行必須攜帶全部的氧化劑與燃料混合燃燒，這樣就會大大增加推進系統和飛行器的質量，進而導致推進性能降低。盡管三組元燃燒[11]、塞式噴管[12]等技術不斷地用于性能改進，但火箭發動機的性能已經接近上限，改進空間不大。因此，這就需要研制一種更新型的推進系統以保證可持續高超聲速飛行（尤其是大氣層內），于是高超聲速吸氣式沖壓發動機應運而生。在更高的速度范圍內一般采用的是沖壓發動機和超燃沖壓發動機[9,10]。經過多年的研究和嘗試人們發現，通常在馬赫數為3～6之間時采用沖壓發動機可以得到比較高的比沖；而在馬赫數為6～14或以上時采用超燃沖壓發動機會比使用沖壓發動機時更有效率。與火箭發動機相比，超燃沖壓發動機具備了許多優點，這種高超聲速吸氣式發動機[13]可以直接利用空氣中的氧，因此不需要攜帶氧化劑，這樣就減少了飛行重量，大大降低了飛行成本。
沖壓式噴氣發動機在飛行過程中靠吸入空氣來完成工作。這種吸氣式發動機是通過對吸入的氣流進行壓縮，加熱后把燃燒時產生的熱能轉化成為有用功。
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馬赫數的最新內容
求解設置
根據該款旋轉機械的相關參數，經過理論計算得到該旋轉機械的最大速度為25.6m/s，折合馬赫數為0.075，為不可壓縮流動，故選擇壓力基求解器，湍流模型選用了適用于旋轉機械的k-ε Realizable模型。對于動區域計算模型，本次穩態計算選擇了網格靜止不動的MRF旋轉坐標系法，計算迭代步數400步，相關設置如下。
</p><p> 圖4為整個航空發動機馬赫數和溫度的仿真結果。結果顯示了該航空發動機子午截面上的流速分布，風扇、壓氣機和渦輪轉子葉片的轉速以及燃燒室內的燃燒現象。
一期一會 | 什么是流體流動？8個月前
馬赫數是一個有用的無量綱數，有助于確定流體流動中可壓縮性效應的重要性。當馬赫數小于或等于0.3時，流動可被視為不可壓縮。對于更高的流速（高亞音速和超音速），可壓縮性效應變得顯著，尤其是涉及沖擊波的情況下，例如在噴氣式發動機、高速飛機和火箭中。
粘性流與非粘性流
粘度是衡量流體中摩擦力的一個指標。當流體內部的各層相互摩擦時，就會產生摩擦力。
做仿真，除了自己信，別人都不信9個月前
而對高速飛行器，則盡量確保馬赫數一致。
既然是縮小模型，就意味著很多細微的幾何和部件難以精確捕捉。更進一步，支撐或者吊著飛機模型的支架，也會對飛機周圍的流場產生干擾，引入額外誤差。
但這些因素外人并不知道——這大風扇呼呼地吹，還能騙我不成？
再比如，在汽車、家電、石油化工領域都會用的熱交換器，假設你向客戶保證你的換熱器能穩定工作10年。怎么證明？
圖3 多域多面體網格
3.可壓縮流動
當空氣流動的馬赫數超過0.3時，其可壓縮性通常不可忽略，因此可壓縮計算是進行超聲速乃至高超聲速流動模擬的“敲門磚”。
AICFD 2025R1版本的求解器大幅提升了可壓縮計算能力，解決了高超聲速模擬的行業難題，且求解過程比同類軟件用時更短。
wx_fmt=jpeg"></p><p><br></p><p><strong>首先對壓力遠場邊界進行設置，為了更好的收斂，此處對馬赫數進行了0.05的設置，壓力為101325Pa，溫度為300K</strong>。
image_process=/format,webp/quality,q_40" alt="【仿真平臺性能測試】Fluent旋轉機械瞬態分析的圖1"></p><h2 class="ql-align-justify"><strong>二、求解設置</strong></h2><p class="ql-align-justify">根據該款旋轉機械的相關參數，經過理論計算得到該旋轉機械的最大速度為25.6m/s，折合馬赫數為
本文僅計算了馬赫數為1.1、攻角為4°的工況，并展開相關的后處理計算。
1 workbench 設置
1.1 選擇流體流動（帶有Fluent 網格劃分功能的Fluent）
下圖為本案例的workbench界面，一共分為三個模塊，若采用新版ansys，可以在一個模塊中完成所有計算。
2 SCDM 設置
2.1 導入幾何
將已有的仿真模型導入A中。
本文僅計算了馬赫數為2.0的工況，計算結果與相關文獻結果較為接近。
1 workbench 設置
1.1 選擇流體流動（帶有Fluent 網格劃分功能的Fluent）
下圖為本案例的workbench界面，實際可以直接采用帶有Fluent 網格劃分功能的Fluent。
Flow Simulator可計算由于這種熱量上升引起的瑞利損失Rayleigh loss 解，以確定燃燒器的入口和出口壓力以及馬赫數。
