機翼流場 SU2
關注創建者：陸面體CFD工程師 創建時間：2019-06-20
機翼流場 SU2的實例教程
5.3 湍流模型影響
(a) Z/b=0.20
(b)Z/b=0.44
(c) Z/b=0.65
(d)Z/b=0.80
(e) Z/b=0.90
(f) Z/b=0.95
(g)Z/b=0.99
圖6 M6機翼表面壓力分布SA模型和SST模型計算結果對比
圖6展示了SU2求解器分別采用SA模型和SST模型計算的M6機翼表面壓力分布（Ma=0.84，AoA=3.06°）。可以看到，兩種模型的計算結果幾乎重合，僅在激波間斷區域附近有較小差異，表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
6.結論
（1）SU2采用偽時間步方法求解定常可壓縮問題，能夠采用較大的CFL數，求解效率高，能夠滿足工程應用需求。而OpenFOAM則顯式時間推進格式影響，計算效率低。
（2）增加網格密度，有助于提高激波分辨率，改善計算結果精度。
（3）SA湍流模型和SST湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
展開 圖 2 RAE2822翼型計算網格
3.SU2求解器設置
3.1 流場求解cfg文件設置
下面以馬赫數為0.729、攻角為2.31°、湍流模型為SST的計算工況為例，介紹RAE2822算例的參數設置。
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 
機翼流場 SU2的相關專題、標簽、搜索
機翼流場 SU2的最新內容
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數據。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力
1.模型介紹
DLR-F6翼身組合體是DLR開發的一款現代運輸機典型巡航構型。該模型是第二屆和第三屆AIAA阻力預測研討會所采用的標準算例之一。DLR-F6外形由機身、機翼和發動機短艙構成。該飛機的設計馬赫數為0.75，升力系數0.50。針對帶短艙和不帶短艙的兩種構型，研究人員分別開展了風洞試驗，獲得了包括升阻力特性曲線、表面壓力分布和油流圖譜等試驗結果。本文以DLR-F6構型為測試算例，檢驗
1. 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
