超聲速流場計算、分析的案例
基于Hypermesh前處理與Fluent、Optistruct求解器的流固耦合分析（一）流場計算
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一、概述
隨著計算科學(xué)以及數(shù)值分析方法的不斷發(fā)展，流固耦合或交互作用 （fluid structure coupling 或 fluid structure interaction）研究從 20 世紀(jì) 80 年代以來，受到了世界學(xué)術(shù)界和工業(yè)界的廣泛 關(guān)注。流固耦合問題是流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）與固體力學(xué) （Computational Solid Mechanics，CSM）交叉而生成的一門力學(xué)分支，同時也是多學(xué)科或多物理場研究的一個重要分支，它是研究可變形固體在流場作用下的各種行為以及固體變形對流場影響這二者相互作用的一門科學(xué)。了解流固耦合對于許多產(chǎn)品的設(shè)計至關(guān)重要。如果不考慮流體與固體之間的相互影響，則會導(dǎo)致產(chǎn)品性能被過高或過低估計。
流固耦合一般分為單向耦合與雙向耦合。如果結(jié)構(gòu)變形非常小，并且可以認(rèn)為結(jié)構(gòu)的變形幾乎不會對流場的各項參數(shù)產(chǎn)生影響，或產(chǎn)品本身不允許在流體的作用下發(fā)生較大的變形，這種情況下只需要先求解出流體與固體界面上的壓強數(shù)據(jù)，并將壓強數(shù)據(jù)傳導(dǎo)到固體的表面進行結(jié)構(gòu)力學(xué)計算。然而，如果結(jié)構(gòu)發(fā)生大變形，流體的速度和壓力場就會因此發(fā)生改變，此時我們需要將其作為雙向耦合問題進行多物理場分析：流體流動和壓力場會影響結(jié)構(gòu)變形，而結(jié)構(gòu)變形又反過來影響流體的流動和壓力。實際工況中選擇進行單向耦合分析還是雙向耦合分析需要根據(jù)實際產(chǎn)品及作用工況進行判斷。
本文將執(zhí)行一個單向流固耦合分析流程，先在Hypermesh前處理器進行流體域的建立和CFD網(wǎng)格劃分，然后導(dǎo)入至Fluent求解器進行流場計算，得到流體與固體界面的壓強信息，隨后將Fluent中計算得到的壓力信息映射至結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上，并使用Optistruct求解器進行結(jié)構(gòu)力學(xué)分析。
展開 [案例分析]基于SU2的M6機翼流場計算報告
3.SU2求解器簡介
SU2是一個用C ++和Python編寫的開源軟件工具集，通過采用先進的數(shù)值方法分析非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格上的偏微分方程（PDE）和PDE約束優(yōu)化問題。SU2早期主要用于是CFD和氣動外形優(yōu)化，目前已擴展到處理更一般的方程，如電動力學(xué)和化學(xué)反應(yīng)流動。在全球用戶和開發(fā)人員的不斷努力下，SU2現(xiàn)已成為計算科學(xué)領(lǐng)域的一個成熟工具，廣泛適用于航空、航天、航海、汽車和可再生能源行業(yè)。
SU2的主要能力包括：
基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的高保真度分析和基于伴隨的設(shè)計。
可壓縮和不可壓縮的Euler、NS和 RANS求解器。
用于電動力學(xué)、線彈性、熱方程、波動方程和熱化學(xué)非平衡的PDE求解器。
加速收斂技術(shù)（多網(wǎng)格，預(yù)處理等）。
基于連續(xù)伴隨方法獲取靈敏度信息。
自適應(yīng)、面向目標(biāo)的網(wǎng)格細(xì)化和變形。
C ++面向?qū)ο竽K化程序設(shè)計。
MPI并行化。
用于自動化的Python腳本。
求解器配置文件(cfg)介紹
SU2求解器計算僅需提供兩個文件：后綴為su2的網(wǎng)格文件和后綴為cfg的配置文件。cfg文件包含流場計算所需的網(wǎng)格之外的全部信息。cfg文件一般通過對相關(guān)的CASE模板文件作適當(dāng)修改得到。SU2程序根目錄下的config_template.cfg文件提供了詳細(xì)的配置信息。下面以馬赫數(shù)為0.84、攻角為3.06°、湍流模型為SST的計算工況為例，簡要介紹cfg文件如何編寫。
展開 基于CFX計算的離心壓縮機整級全流道流場分析
本文充分考慮了離心壓縮機設(shè)計過程中的多個影響因素，建立離心壓縮機整級全流道流體動力學(xué)分析模型，包括密封間隙和輪盤輪蓋兩側(cè)間隙內(nèi)的流場區(qū)域，計算分析離心壓縮機內(nèi)部一次流及二次流流場分布。通過該模型，分析二次流對一次流的干擾作用，并且根據(jù)葉輪兩側(cè)間隙內(nèi)的流場，分析間隙內(nèi)的壓力分布，更準(zhǔn)確的計算葉輪的氣動推力。本文成果可為改進離心壓縮機設(shè)計和優(yōu)化壓縮機性能，提高運行效率及穩(wěn)定性提供技術(shù)基礎(chǔ)。
[關(guān)鍵詞]離心壓縮機 整級 數(shù)值模擬 二次流
1 引言
隨著計算機及數(shù)值計算技術(shù)的發(fā)展，計算流體動力學(xué)（CFD）已經(jīng)廣泛應(yīng)用于葉輪機械的研發(fā)過程中。數(shù)值模擬的方法將理論分析與試驗研究聯(lián)系在一起，以其獨特的優(yōu)勢逐漸成為研究壓縮機內(nèi)部流體流動的重要手段。
目前國內(nèi)很多離心壓縮機制造和研究單位都運用了 CFD 技術(shù)，建立了離心壓縮機內(nèi)部流場模型 [1,2]，甚至有學(xué)者采用 CFD 技術(shù)對多級離心壓縮機的內(nèi)部流動進行了數(shù)值模擬 [3]。朱明正 [4]采用 CFD 技術(shù)設(shè)計葉輪葉片形狀，通過對葉輪流道的計算分析優(yōu)化葉形的設(shè)計。陳宗華 [5]運用 CFD 技術(shù)對離心式壓縮機徑向進氣室的結(jié)構(gòu)形狀進行了優(yōu)化設(shè)計。王維民 [6]在壓縮機軸向推力研究中，建立了葉輪間隙和迷宮密封的整體模型，考慮了葉輪兩側(cè)密封對軸向推力的影響。也有學(xué)者對用于離心壓縮機的多種密封形式進行了對比研究，分析不同密封形式對轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性的影響,但是以上分析的流場的入口邊界條件往往只是假設(shè)，尤其是流體的入口周向速度無法準(zhǔn)確確定，限制了分析的精確性。
在以往的研究中，分析模型往往都忽略了葉輪兩側(cè)的間隙和密封部位，焦點集中在主流道內(nèi)流場的分布以提高機器的效率。但是近年來，由于二次流對轉(zhuǎn)子的激勵作用導(dǎo)致的軸向推力過大，或氣流激振導(dǎo)致的轉(zhuǎn)子失穩(wěn)，嚴(yán)重制約了壓縮機向高端化發(fā)展的進程 [7]。
展開 用計算流體動力學(xué)-離散元法分析軸流泵的流場和溶血指標(biāo)
用計算流體動力
學(xué)-離散元法分析
軸流泵的流場和溶
血指標(biāo)
1.背景介紹
血泵作為拯救生命的重要輔助裝置，已成為眾多學(xué)者研究的重點。計算流體動力學(xué)（Computational Fluid Dynamics,CFD）模擬是優(yōu)化血泵性能的有效手段，其模擬結(jié)果在實踐中得到了反復(fù)驗證。然而，在固相紅細(xì)胞粒子破碎損傷的區(qū)域，紅細(xì)胞粒子在不同時間和地點的運動、碰撞等動力學(xué)特征，僅靠CFD技術(shù)不可能實現(xiàn)技術(shù)突破。離散元法（Discrete Element Method，DEM）通過建立固體粒子系統(tǒng)的參數(shù)模型來分析和模擬粒子行為。本研究的目的是利用CFD-DEM多相流耦合技術(shù)，將DEM應(yīng)用于血細(xì)胞粒子碰撞特性和運動分析，并結(jié)合血泵內(nèi)流場的經(jīng)典CFD分析方法，通過血液動力學(xué)特性與血液流變學(xué)的耦合，為溶血模型的建立提供支持。
2.方法方案
本文研究的血泵模型如圖1所示。該模型內(nèi)徑16mm，總長為81mm，主要由三部分組成：前葉片，葉輪，和后葉片。在葉片的頂部與外殼之間有0.1mm的間隙。
由于葉輪高速旋轉(zhuǎn)，為了提高計算結(jié)果的準(zhǔn)確性，將內(nèi)部流場分為三部分：先導(dǎo)流場、葉輪流場和后方流場。這三部分均采用了非結(jié)構(gòu)化的四面體網(wǎng)格，總網(wǎng)格數(shù)為12,549,766。壓力出口用作邊界條件。
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[案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場計算
4.結(jié)果分析
4.1 CASE 6
圖 3 RAE2822翼型壓力分布SA和SST計算結(jié)果對比(CASE 6)
圖 4 RAE2822翼型表面壓力分布矢量(CASE 6)
圖3展示了SU2求解器分別采用SA模型和SST模型計算的RAE2822翼型表面壓力分布（Ma=0.729 AoA=2.31° Rec=6.5×106）。可以看到，SA、SST模型計算的壓力分布與試驗結(jié)果十分吻合。此外，兩種模型的計算結(jié)果差異很小，僅在激波附近有較小差別。結(jié)果表明兩種湍流模型都能較好地模擬RAE2822翼型跨聲速流場。
4.2 CASE 9
圖 5 RAE2822翼型壓力分布SA和SST計算結(jié)果對比(CASE 9)
圖 6 RAE2822翼型表面壓力分布矢量(CASE 9)
圖 7 RAE2822翼型表面壓力分布矢量(CASE 6和CASE 9)
CASE9（Ma=0.734 AoA=2.79°Rec=6.5×106）和CASE6（Ma=0.729 AoA=2.31° Rec=6.5×106）流場參數(shù)變化很小，流場特征也無明顯變化。從模擬結(jié)果看，SU2求解器對于CASE 9的計算結(jié)果與試驗也符合較好。
6.結(jié)論
（1）采用SU2求解器計算了RAE2822翼型CASE6 和CASE9流場，兩個case的計算結(jié)果與試驗結(jié)果均符合較好。
（2）SA和SST湍流模型計算結(jié)果差異較小，兩者都能較好地模擬RAE2822翼型跨聲速流場。
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，對作者其他文章感興趣，歡迎關(guān)注：
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展開 [案例分析]基于SU2的DLR-F6翼身組合體流場計算
可以看到，兩種模型的計算的壓力分布曲線幾乎重合，且與試驗結(jié)果符合較好。表明兩種湍流模型都能較好地模擬M6機翼流場。
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)格計算結(jié)果對比
圖5展示了稀網(wǎng)格和密網(wǎng)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(wǎng)格和密網(wǎng)格計算結(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機翼表面壓力分布稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計算結(jié)果對比
油流試驗僅在帶短艙的模型上進行。為了與油流結(jié)果對比，本文采用SU2計算了帶短艙的DLR-F6構(gòu)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(jié)果。從圖中可以看出，計算得到的外側(cè)機翼尾緣分離區(qū)和翼身連接處的分離區(qū)均與試驗符合較好。
5.結(jié)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(jié)果符合一致，表明SU2具備模擬DLR-F6等復(fù)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(jié)果幾乎重合，兩種湍流模型都能較好地模擬DLR-F6流場。稀網(wǎng)格和密網(wǎng)格計算結(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，對作者其他文章感興趣，歡迎關(guān)注：
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