CFD课程设计说明书翼身组合体流场分析.doc

cfd课程设计翼身组合体流场分析院 系：航空航天工程学部专 业：飞行器设计与工程班 级： 24030301 学 号： 2012040303023 姓 名： 摘要此次课程设计是利用ansys软件中的icem和fluent求解器计算不同迎角下，翼身组合体的升力系数，阻力系数，力矩系数以及各个状态下的流场分布情况，机身为方截面机身，机翼为三角上单翼，翼型选择naca4412，计算结束后，利用tecplot软件绘制cy-，cy-cx，mz-cy曲线，得出cy0，最大升阻比等气动力特征参数。关键词 icem fluent 翼身组合体 tecplot 目录第一章 绪论11.1 ansys软件介绍11.2主要内容1第二章 模型的建立22.1 catia建立模型及导出8第三章 ansys.icem处理43.1 导入模型43.2 网格划分43.3 导出网格8第四章 fluent计算94.1 设置参数计算94.2 计算结果12第五章 数据处理分析184.1气动参数曲线 18参考文献21第一章 绪论1.1 ansys软件介绍 ansys软件是融结构、流体、电场、磁场、声场分析于一体的大型通用有限元分析软件，是一个多用途的有限元法计算机设计程序，可以用来求解结构、流体、电力、电磁场及碰撞等问题。由世界上最大的有限元分析软件公司之一的美国ansys开发，它能与多数cad软件接口，实现数据的共享和交换，如pro/engineer， nastran， alogor， ideas，autocad等， 是现代产品设计中的高级cad工具之一。在此次的课题中，主要用到其中的icem及fluent部分。1.2 主要内容 本次课程设计的主要内容就是通过catia建立机身和机翼的组合体模型，通过fluent解算器进行有限元分析，从而得到该组合体的一些相关的气动数据。此次课程设计的重点在于模型的建立，通过catia建立基础的模型，然后导入到ansys.icem中进行模型的处理以及网格包括壳网格、体网格及附面层网格的划分。完成之后导入到fluent解算器设置属性，相关参数等，然后进行计算不同迎角下的翼身组合体的相关气动参数及压力云图分布情况。 第二章 模型的建立2.1 catia建立模型及导出通过catia建立模型，机身为方截面机身，机翼为三角上单翼，展弦比为3，翼型选取naca4412，翼身组合体及流畅区如图所示。其中机身2m，弦长1m，前场8m，后场16m。图2.1 翼身组合体模型图2.2 流场区域选择文件-另存为，在保存类型里选择model，然后选择保存即可。图2.3 导出模型第三章 ansys.icem处理3.1 导入模型打开ansys.icem，设置后工作目录，然后选择file-import geometry，选择catia v4，选择保存的model文件打开，单击apply。然后选择geometry下的repair geometry修复模型。均为红线，没有问题。划分part，定义对称面、入口、出口、机翼、机身及流场边界。图3.1 导入模型3.2 划分网格（1）壳网格划分在mesh选项卡下，选择global mesh setup，设置全局网格大小为800，点击apply；图3.2.1 全局网格尺寸定义壳网格参数，点击apply，如图；图3.2.2 壳网格参数定义part的网格尺寸，其中对称面，流场边界，以及入口出口的max size设置为1000，机身设置为20，机翼设置为10；选择mesh下的compute mesh，选择生成壳网格点击compute；图3.2.3 生成壳网格查看网格质量；发现网格生成的质量还可以，机身附近有明显的加密情况。图3.2.4 壳网格（2）体网格及附面层网格划分设置体网格和棱柱网格参数，点击apply；图3.2.5 体网格参数图3.2.6 棱柱网格参数在机翼后缘向后创建网格加密区；然后设置要生成附面层的part，勾选机翼和机身的part，选择生成体网格，勾选create prism layers，点击compute生成网格；图3.2.7 生成体网格检查对称面处棱柱网格生成情况，发现有良好的附面层生成，如图。图3.2.8 附面层网格3.3 导出网格选择edit mesh，检查网格质量如图；网格质量良好，保存网格。图3.3.1 网格质量选择output，选择output solver为fluent v6，点击apply；选择write input，选择刚保存的网格打开，命名导出的文件名及文件路径，点击done。图3.3.2 导出网格第四章 fluent计算4.1 设置参数计算（1）定义网格打开fluent，选择file-read-case，选择保存的msh网格文件，打开。在general下，选择scale，在mesh was created in下拉列表中选择mm，点击scale，然后关闭。选择check，检查网格，minimum volume应大于1。solver框里的velocity formulation中选择relative。（2）定义求解模型选择models-viscous，双击，选择spalart-allmaras(1 eqn)模型。图4.1.1 求解器模型选择materials，定义材料，默认为空气，在编辑菜单中的density中选择idel-gas，viscosity栏中选择sutherland，在弹出的菜单中选择ok，点击change/create，然后点击close关闭。图4.1.2 流体材料（3）定义边界条件定义流场域材料，在zone中选择airplane，在type栏中选择fluid，及之前定义的air的fluid材料。定义壁面，在机翼和机身的type类型中选择wall，弹出对话框点击ok默认。定义对称面，在对称面的part的type下选择symmetry，点击ok默认。定义远场，在入口，出口以及流场边界三个zone的type栏中均选择pressure-far-field，在弹出的对话框中，设置mach number为0.5，输入来流的方向向量的三维坐标值（改变迎角），temperature输入300，点击ok。图4.1.3 定义远场（4）初始化计算选择reference values，在compute from下拉栏中选择入口的part，在area栏中输入参考面积（0.376mm2）。选择solution controls，定义松弛系数，均为默认值的一半，选择monitors，定义监视器。显示残差曲线（默认显示），设定各个参数的收敛残差值为1e-3，点击ok；显示升力系数变化曲线，点击create，选择lift，勾选plot，在zone列表中选择机身和机翼，输入坐标（0，0，1），点击ok；显示阻力系数变化曲线，点击create，选择drag，勾选plot，同样在zone列表中选择机身和机翼，坐标输入（-1，0，0），点击ok；显示力矩系数变化曲线，点击create，选择moment，勾选plot，zone选择机身和机翼，moment center输入（-0.67，0.32，0.032），moment axis输入（0，1，0），点击ok。图4.1.4 定义监视器选择solution initialization，点击initialize初始化流场。选择run calculation，在number of iterations栏中输入迭代次数，这里输入600，点击calculate，开始计算，在大约330步左右达到收敛要求，计算结束，改变来流方向，重新计算。记录不同来流方向下的计算结果及压力分布云图。4.2计算结果 此次计算状态为翼身组合体在理想气体中进行计算，其中，流体速度为0.5ma，迎角有-4-18度变化范围，共十次计算，得到不同迎角下的cy，cx，mz以及压力云图如下：表4.2.1 气动参数表a-404681012141618cl0.1440.4510.7040.8330.9511.0691.1861.2951.3931.477cx0.0030.0040.0170.0310.0460.0620.0780.0930.1060.116cm-0.037-0.042-0.068-0.07-0.08-0.095-0.103-0.106-0.107-0.108图4.2.1 -4度压力云图图4.2.2 0度压力云图图4.2.3 4度压力云图图4.2.4 6度压力云图图4.2.5 8度压力云图图4.2.6 10度压力云图图4.2.7 12度压力云图图4.2.8 14度压力云图图4.2.9 16度压力云图图4.2.10 18度压力云图第五章 数据处理分析 5.1气动参数曲线通过计算结果，使用tecplot软件画出cy-，cy-cx以及mz-cy曲线，如图：图5.1.1 cy-曲线图5.1.2 cy-cx曲线图5.1.3 mz-cy曲线通过对以上曲线