機(jī)翼流場(chǎng) SU2的案例
[案例分析]基于SU2的M6機(jī)翼流場(chǎng)計(jì)算報(bào)告
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(jī)翼表面壓力分布SA模型和SST模型計(jì)算結(jié)果對(duì)比
圖6展示了SU2求解器分別采用SA模型和SST模型計(jì)算的M6機(jī)翼表面壓力分布（Ma=0.84，AoA=3.06°）。可以看到，兩種模型的計(jì)算結(jié)果幾乎重合，僅在激波間斷區(qū)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(jī)翼流場(chǎng)。
6.結(jié)論
（1）SU2采用偽時(shí)間步方法求解定常可壓縮問(wèn)題，能夠采用較大的CFL數(shù)，求解效率高，能夠滿足工程應(yīng)用需求。而OpenFOAM則顯式時(shí)間推進(jìn)格式影響，計(jì)算效率低。
（2）增加網(wǎng)格密度，有助于提高激波分辨率，改善計(jì)算結(jié)果精度。
（3）SA湍流模型和SST湍流模型都能較好地模擬M6機(jī)翼流場(chǎng)。
展開 [案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場(chǎng)計(jì)算
圖 2 RAE2822翼型計(jì)算網(wǎng)格
3.SU2求解器設(shè)置
3.1 流場(chǎng)求解cfg文件設(shè)置
下面以馬赫數(shù)為0.729、攻角為2.31°、湍流模型為SST的計(jì)算工況為例，介紹RAE2822算例的參數(shù)設(shè)置。
[案例分析]基于SU2的DLR-F6翼身組合體流場(chǎng)計(jì)算
表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機(jī)翼流場(chǎng)。
4.3 稀網(wǎng)格和密網(wǎng)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(wǎng)格和密網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果對(duì)比
圖5展示了稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計(jì)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(wǎng)格和密網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果十分接近，僅在激波附近存在較小差異。
4.3 油流結(jié)果
圖 6 M6機(jī)翼表面壓力分布稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果對(duì)比
油流試驗(yàn)僅在帶短艙的模型上進(jìn)行。為了與油流結(jié)果對(duì)比，本文采用SU2計(jì)算了帶短艙的DLR-F6構(gòu)型流場(chǎng)。圖6展示了機(jī)翼表面摩檫力線與油流圖片融合顯示的結(jié)果。從圖中可以看出，計(jì)算得到的外側(cè)機(jī)翼尾緣分離區(qū)和翼身連接處的分離區(qū)均與試驗(yàn)符合較好。
5.結(jié)論
（1）采用SU2計(jì)算了DLR-F6翼身組合體流場(chǎng)，計(jì)算得到的壓力分布曲線、物面極限流線和試驗(yàn)結(jié)果符合一致，表明SU2具備模擬DLR-F6等復(fù)雜外形流場(chǎng)的能力。
（2）在DLR-F6翼身組合體算例中，SA和SST湍流模型計(jì)算結(jié)果幾乎重合，兩種湍流模型都能較好地模擬DLR-F6流場(chǎng)。稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果十分接近，僅在激波附近存在較小差異。
本文轉(zhuǎn)自知乎專欄：SU2：學(xué)習(xí)與應(yīng)用，原帖地址：https://zhuanlan.zhihu.com/p/61281032，感謝原作者，對(duì)作者其他文章感興趣，歡迎關(guān)注：
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