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雖然層流流體流動(dòng)對(duì)于平穩(wěn)飛行是最佳的，但層流邊界層不穩(wěn)定并且隨著氣流遠(yuǎn)離飛機(jī)表面的前緣而分解。隨后，流動(dòng)過渡到湍流狀態(tài)，這需要進(jìn)行湍流和層流邊界層分析以優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

本求解器是 LS-DYNA 中第一個(gè)應(yīng)用新的體網(wǎng)格劃分器，它只需將流體域邊界的高質(zhì)量表面網(wǎng)格作為輸入，然后由 程序自動(dòng)生成體網(wǎng)格。另外，在隨著不可壓縮流的時(shí)間推進(jìn)期間，求解器將自適應(yīng)地重新網(wǎng)格化輸入求解器 特點(diǎn)。網(wǎng)格劃分器的另一個(gè)重要特征是能夠創(chuàng)建邊界層網(wǎng)格。當(dāng)在流體壁附近計(jì)算剪切應(yīng)力時(shí)，這些各向異性邊界層網(wǎng)格是模型求解關(guān)鍵。

由于FENSAP流場求解器要求壁面第一層網(wǎng)格尺寸必須小于10-5m，本文采用0.005mm的邊界層第一層網(wǎng)格厚度。計(jì)算區(qū)域內(nèi)生成的網(wǎng)格如圖所示。網(wǎng)格在葉片表面附近密度增大用來捕捉邊界層區(qū)域的流動(dòng)信息。為了得到更加準(zhǔn)確的計(jì)算結(jié)果，這里將地面也建立了致密的邊界層網(wǎng)格。

例如，到目前為止，發(fā)夾渦是如何在下游進(jìn)一步發(fā)展的，超聲速板邊界層中流動(dòng)破裂的機(jī)制是什么，以及如何產(chǎn)生新的結(jié)構(gòu)都沒有得到很好的解釋。因此，可視化轉(zhuǎn)捩過程中結(jié)構(gòu)的演變有助于理解轉(zhuǎn)捩結(jié)構(gòu)的起源、形成和影響發(fā)展的因素，并有望為控制邊界層轉(zhuǎn)捩提供方法。 相對(duì)不可壓邊界層研究，關(guān)于可壓縮邊界層中結(jié)構(gòu)演變的實(shí)驗(yàn)研究很少，特別是在超聲速或高超聲速邊界層中。

CFD 使用Navier-Stokes 方程進(jìn)行流體流動(dòng)和邊界層分析的數(shù)值模擬。可能涉及以下步驟： 在計(jì)算域中，選擇合適的層流/湍流模型。檢查湍流建模中的 y+ 要求。 生成精細(xì)網(wǎng)格或網(wǎng)格并定義 3D 模型的幾何形狀以進(jìn)行邊界層分析。將 Navier-Stokes 方程分配并求解到每個(gè)網(wǎng)格，以準(zhǔn)確捕獲邊界層厚度。 指定流體流動(dòng)的初始條件和邊界條件。

存在其他相似之處： 雖然不可能指出邊界層讓位于周圍流體的確切點(diǎn)，但包絡(luò)的參數(shù)（包括其厚度）在 99% 邊界層條件下得到了明確定義。 熱傳遞只能發(fā)生在邊界層的相鄰切片之間，這與層內(nèi)流體的運(yùn)動(dòng)非常相似；湍流的傳熱可以改為垂直于固體的方向直接流動(dòng)（提高流體與固體之間的熱交換能力）。

邊界層網(wǎng)格構(gòu)建時(shí)，在機(jī)翼表面設(shè)置5層棱柱層，首層高度0.01mm保證Y+<1，膨脹比1.2，總厚度占邊界層位移厚度的80%，該設(shè)置能精確捕捉翼型表面的流動(dòng)分離現(xiàn)象。 最終體網(wǎng)格生成階段采用Poly網(wǎng)格類型，在機(jī)翼表面10mm范圍內(nèi)生成多面體邊界層，邊界層區(qū)域使用棱柱層主導(dǎo)網(wǎng)格。

總厚度子項(xiàng) First Layer Thickness第一層厚度：用來創(chuàng)建常膨脹層，其參數(shù)如下圖所示。可使用 First Layer Height第一層高度、Maximum Layers最大邊界層數(shù)和Growth Rate邊界增長率來控制生成膨脹網(wǎng)格。

但統(tǒng)計(jì)理論主要用于研究均勻各向同性湍流，對(duì)湍流邊界層流動(dòng)并不適合。 在另一種半經(jīng)驗(yàn)理論中，因?yàn)橥牧?em>邊界層方程的數(shù)目少于未知量的數(shù)目，方程組是不封閉的，因而需要補(bǔ)充一些關(guān)系式。由此而產(chǎn)生的一些不嚴(yán)謹(jǐn)?shù)慕评碚摓榘虢?jīng)驗(yàn)理論，這些理論無嚴(yán)格的依據(jù)，但對(duì)解決工程上的許多問題很有用處。

Generate the Boundary Layer and Tetrahedral Core Mesh 點(diǎn)Mesh生成邊界層體網(wǎng)格。 合理控制修改層數(shù)、第一層厚度、增長率等參數(shù)，使得邊界層不超出壁面 6.

之前的視頻中有時(shí)會(huì)提到一些流體力學(xué)名詞，之后應(yīng)該也會(huì)用到，因?yàn)榭次恼碌呐笥褌?em>不一定是流體領(lǐng)域的，所以可能對(duì)這些名詞不太熟悉，建議我解釋解釋。咱們今天的視頻就解釋三個(gè)名詞：邊界層、層流和湍流。我盡量用和流體沒有關(guān)系的語言來表述表達(dá)，讓所有領(lǐng)域的伙伴們都能聽得懂。首先，邊界層。書本定義是：當(dāng)流體流過固體表面時(shí)，由于流體的粘性，會(huì)在固體表面形成一個(gè)厚度逐漸增加的薄層。

設(shè)置全局網(wǎng)格尺寸后，對(duì)壁面添加邊界層網(wǎng)格（Prism層數(shù)建議5層，增長率1.3）并啟用Smooth Mesh功能優(yōu)化過渡區(qū)域。 完成網(wǎng)格生成后，必須執(zhí)行四項(xiàng)質(zhì)量檢查：雅可比矩陣＞0.3的單元占比≥95%；最大長寬比＜100；扭曲角＜75°；體積變化率＞0.01，對(duì)于旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格還需額外檢查周期性邊界匹配度（偏差＜0.1mm）。

Y+ 值太高或太低都可能導(dǎo)致不正確的邊界層預(yù)測。

機(jī)翼周圍的無粘性流體流動(dòng)粘度是影響流體行為和邊界層形成的關(guān)鍵流體特性。粘度導(dǎo)致流動(dòng)流體的速度在與固體表面接觸并受到摩擦力時(shí)減慢。速度從自由流下降到表面附近的零，形成薄層，稱為邊界層。 但是當(dāng)流體沒有任何粘性時(shí)會(huì)發(fā)生什么？在無粘流中，沒有粘性意味著形成的邊界層很薄，可以認(rèn)為不存在，即表面附近和表面以外的壓力相同。但是固體表面仍然影響流動(dòng)。

之后更新邊界類型，外流域邊界對(duì)著尾跡的z-方向定義為壓力出口，戰(zhàn)機(jī)表面為Wall，其他邊界均為壓力遠(yuǎn)場。 由于算力和時(shí)間所限，本例演示不畫邊界層。通常對(duì)于一般的低速飛行器需2~5層邊界層，而高速飛行器需要12~15層邊界層。 以100mm為最大體網(wǎng)格尺寸生成六面體網(wǎng)格。

細(xì)化區(qū)域由螺旋槳周圍的矩形框（頂部）表示，網(wǎng)格在細(xì)化區(qū)域內(nèi)及其周圍生成（底部）。粘性層插入的靈活性在 Fidelity CFD 平臺(tái)中生成網(wǎng)格時(shí)，存在三種粘性層插入技術(shù)，如下：1. 膨脹：該技術(shù)將歐拉單元推離固體邊界以插入粘性層。插入的粘性層保持了良好的相鄰體積比。然而，這些層是不規(guī)則的，可能不符合用戶定義的高度。使用 Inflation 插入粘性層。2.