Fluent翼型分析的案例
不同攻角下的翼型流場(chǎng)仿真分析，含所有ICEM文件及fluent文件，fluent設(shè)置包含在case中 ￥30
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【詳細(xì)FLUENT實(shí)例講座】翼型計(jì)算
1.1 問(wèn)題描述
翼型升阻力計(jì)算是CFD最常規(guī)的應(yīng)用之一。本例計(jì)算的翼型為RAE2822，其幾何參數(shù)可以查看翼型數(shù)據(jù)庫(kù)。本例計(jì)算在來(lái)流速度0.75馬赫，攻角3.19°情況下，翼型的升阻系數(shù)及流場(chǎng)分布，并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。模型示意圖如圖1所示。
圖1計(jì)算模型示意圖
1.2 FLUENT前處理設(shè)置
Step 1：導(dǎo)入計(jì)算模型
以3D，雙精度方式啟動(dòng)FLUENT14.5。
利用菜單【File】>【Read】>【Mesh…】，在彈出的文件選擇對(duì)話框中選擇網(wǎng)格文件rae2822_coarse.msh，點(diǎn)擊OK按鈕選擇文件。如圖2所示。
點(diǎn)擊FLUENT模型樹(shù)按鈕General，在右側(cè)設(shè)置面板中點(diǎn)擊按鈕Display…，在彈出的設(shè)置對(duì)話框中保持默認(rèn)設(shè)置，點(diǎn)擊Display按鈕，顯示網(wǎng)格。如圖3所示。
圖2顯示網(wǎng)格
圖3整體網(wǎng)格與局部網(wǎng)格
Step 2：檢查網(wǎng)格
采用如圖4所示步驟進(jìn)行網(wǎng)格的檢查與顯示。點(diǎn)擊FLUENT模型樹(shù)節(jié)點(diǎn)General節(jié)點(diǎn)，在右側(cè)面板中通過(guò)按鈕Scale…、Check及Report Quality實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格檢查。
圖4網(wǎng)格檢查
點(diǎn)擊按鈕Check，在命令輸出按鈕出現(xiàn)如圖5所示網(wǎng)格統(tǒng)計(jì)信息。從圖中可以看出，網(wǎng)格尺寸分布：
x軸：-48.97~50m
y軸：0~0.01m
z軸：-50~50m
符合尺寸要求，無(wú)需進(jìn)行尺寸縮放。
最小網(wǎng)格體積參數(shù)minimum volume為1.690412e-9，為大于0的值，符合計(jì)算要求。
圖5網(wǎng)格統(tǒng)計(jì)信息
Step 3：General設(shè)置
點(diǎn)擊模型樹(shù)節(jié)點(diǎn)General，在右側(cè)設(shè)置面板中Solver下設(shè)置求解器為Density-Based，如圖6所示。
展開(kāi) FLUENT精典案例#350-WORKBENCH二維翼型RAE2822仿真
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FLUENT精典案例#350-WORKBENCH二維翼型RAE2822仿真
01
案例介紹
翼型型號(hào)RAE2822，馬赫數(shù)0.75，SST k-w湍流模型。壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，遠(yuǎn)場(chǎng)距離物面約15倍弦長(zhǎng)。需要獲取壓力云圖、表面壓力分布曲線和流線圖。
02
網(wǎng)格情況
03
主要仿真設(shè)置
1、穩(wěn)態(tài)計(jì)算
2、SST k-w湍流模型
3、壓力遠(yuǎn)場(chǎng)
4、初始化計(jì)算
殘差曲線（收斂）
04
基本結(jié)果
速度云圖疊加流線圖
壓力云圖
表面壓力分布曲線
使用ANSYS WORKBENCH19.2中的ICEM 和FLUENT分別作網(wǎng)格劃分和流場(chǎng)仿真，網(wǎng)格使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。
展開(kāi) Fluent 重疊網(wǎng)格+UDF NACA0012翼型擺動(dòng)氣動(dòng)仿真(一）
本案例利用Fluent重疊網(wǎng)格與UDF,對(duì)NACA0012翼型擺動(dòng)的氣動(dòng)特性展開(kāi)仿真。該案例所用模型為假設(shè)模型，僅作計(jì)算設(shè)置參考。通過(guò)此案例后續(xù)可以對(duì)不同初始迎風(fēng)角度、不同模型、不同速度等工況展開(kāi)類似仿真計(jì)算。
1 UDF說(shuō)明
在本研究中采用重疊網(wǎng)格模型對(duì)NACA0012翼型俯仰運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬。本案例選擇DEFINE_CG_MOTION進(jìn)行定義，vel[1]代表y軸方向，omega[2]代表z軸旋轉(zhuǎn)方向，本案例設(shè)計(jì)naca0012翼型上下擺動(dòng)72°，上下移動(dòng)0.2m，相關(guān)的UDF代碼如下：
#include "udf.h"#include "mem.h"#include "dynamesh_tools.h"DEFINE_CG_MOTION(naca, dt, vel, omega, time, dtime){ NV_S(vel, =, 0.0); NV_S(omega, =, 0.0); vel[1] = 0.2*cos(2*3.14*time); omega[2]=1.256*cos(2*3.14*time); }
2 workbench 設(shè)置
本案例需要設(shè)置如下三個(gè)模塊的計(jì)算，其中包括背景網(wǎng)格區(qū)域、前景網(wǎng)格區(qū)域與fluent計(jì)算三個(gè)部分，具體設(shè)置如下圖：
3 SCDM 設(shè)置
3.1 導(dǎo)入幾何
整體幾何結(jié)構(gòu)如下圖:此邊界參考相關(guān)文獻(xiàn)，來(lái)流入口與上下邊界距離翼型10C,出口邊界距離翼型20C。
3.2 網(wǎng)格設(shè)置
采用SCDM進(jìn)行網(wǎng)格劃分，背景區(qū)域劃分為四邊形網(wǎng)格導(dǎo)出。前景網(wǎng)格劃分為三角形網(wǎng)格導(dǎo)出，并劃分相對(duì)應(yīng)的邊界層網(wǎng)格。
展開(kāi) 
FLUENT精典案例-翼型俯仰運(yùn)動(dòng)仿真（NACA0012，壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界）-#354
13、瞬態(tài)基本情況
（1）5s時(shí)壓力云圖
（2）5s時(shí)翼型表面壓力系數(shù)分布
（3）翼型俯仰運(yùn)動(dòng)過(guò)程中升力變化
說(shuō)明：將瞬態(tài)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)改小（譬如改為0.001s），則能夠得到很光滑的曲線。
（4）翼型俯仰運(yùn)動(dòng)過(guò)程中阻力變化
05
使用軟件及視頻情況
1、使用ANSYS2020R1 WORKBENCH制作：前處理使用ICEM；仿真使用FLUENT（其中瞬態(tài)仿真是將設(shè)置文件導(dǎo)出后，單獨(dú)使用FLUENT計(jì)算）。
2、仿真設(shè)置與上述推送內(nèi)容的描述相同，且文中基本包含了仿真設(shè)置的過(guò)程。
3、本例有高清有聲視頻教程。
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結(jié)冰前后網(wǎng)格變化對(duì)比
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CFD學(xué)習(xí)：翼型上不可壓縮流動(dòng)的分析
如果可以滿足翼型上不可壓縮流動(dòng)的條件，則方程可以簡(jiǎn)化為以下。
不可壓縮流體流動(dòng)的納維-斯托克斯方程
上述納維-斯托克斯方程用于不可壓縮流動(dòng)分析。如果滿足無(wú)粘流和其他條件，也可以使用不可壓縮流的簡(jiǎn)單伯努利方程（源自納維-斯托克斯）。
不可壓縮流動(dòng)的簡(jiǎn)化伯努利方程
使用良好的 CFD 工具可以最有效、最準(zhǔn)確地求解上述機(jī)翼上不可壓縮流動(dòng)的方程；然而，還有一些有用的替代分析技術(shù)。
替代翼型分析技術(shù)
翼型周?chē)牧黧w流動(dòng)也可以使用渦流片進(jìn)行分析。通常，使用上板和下板并在水平軸上定向。
渦流片模型假設(shè)
渦旋片在 x 軸上形成單片
只有小攻角
流動(dòng)偶發(fā)性（整個(gè)表面具有相同的流線值）
翼型很薄
渦流方法對(duì)于渦度計(jì)算非常有用，例如飛機(jī)起飛期間機(jī)翼后緣形成的渦流；然而，沒(méi)有考慮機(jī)翼形狀和迎角。為了解決這些重要的航空設(shè)計(jì)參數(shù)，可以使用薄翼型理論，該理論基于上述假設(shè)。該方法適用于翼型上的無(wú)粘性和不可壓縮流動(dòng)，包括迎角對(duì)升力的影響，如下圖所示。
高攻角的影響
無(wú)論選擇哪種分析方法，最佳實(shí)施方式都是采用 CFD 求解器。
用于不可壓縮流動(dòng)分析的最佳 CFD 工具
如上所述，有多種分析方法可用于研究翼型上的不可壓縮流動(dòng)，其中可能包括用于綜合評(píng)估的尺寸分析技術(shù)之一。盡管使用這些方法時(shí)涉及的一些方程可以通過(guò)手動(dòng)分析來(lái)求解，但強(qiáng)烈建議使用提供各種解決方案、快速計(jì)算和圖形分析的高級(jí) CFD 求解器。
例如，Cadence CFD工具包括多個(gè)程序，可以提供可以進(jìn)行比較和對(duì)比的各種分析結(jié)果。這種靈活性以及高精度將使您能夠優(yōu)化機(jī)翼研究和/或航空系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的不可壓縮流。
展開(kāi) [案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場(chǎng)計(jì)算
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(dòng)分離。為了獲得RAE2822翼型的流動(dòng)特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中開(kāi)展了一系列試驗(yàn)。測(cè)試馬赫數(shù)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(yàn)數(shù)據(jù)。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測(cè)試算例，檢驗(yàn)SU2對(duì)于跨聲速翼型流場(chǎng)的模擬能力。
圖 1 RAE2822跨聲速翼型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?流場(chǎng)參數(shù)和網(wǎng)格
2.1 流場(chǎng)參數(shù)
RAE2822翼型在風(fēng)洞中完成十余次試驗(yàn)。其中，case 6、9和10廣泛用于CFD代碼的考核驗(yàn)證。然而，由于受風(fēng)洞試驗(yàn)條件限制，試驗(yàn)測(cè)得的馬赫數(shù)和攻角數(shù)據(jù)并不準(zhǔn)確。因此，人們?cè)陂_(kāi)展數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比研究時(shí)，需要對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行修正，本文將參考表1 提供的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。
展開(kāi) 
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針對(duì)緊湊型熱交換器出現(xiàn)了斷續(xù)和交錯(cuò)翅片。間斷肋片上邊界層的不斷變化導(dǎo)致了高的傳熱系數(shù)，并且每個(gè)翅片后面的尾跡區(qū)域存在湍流混合。這比連續(xù)翅片熱交換器的傳熱效果更好。熱交換器示意圖如圖1所示。幾何包含在頂部和底部平面的對(duì)稱邊界條件。
假設(shè)在換熱器中加熱壓力為240k的液氨，翅片壁的溫度恒定為350k。液氨通過(guò)換熱器的質(zhì)量流量為303.14 kg/s-m2，水力直徑為3.51 mm，液氨粘度為0.000152 kg/m-s，基于水力直徑的雷諾數(shù)為7000，為弱湍流區(qū)(即，低雷諾數(shù)湍流度)。仿真結(jié)果如下：
溫度場(chǎng)
壓力場(chǎng)
局部速度矢量圖
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