fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程

1、三维翼型扰流实验报告22李凌尧（说明:因排版原因，文中部分图形较小可拖大，另外对应不同word排版可能稍改变）*目的意义研究了凹凸结节的分布规律对平板舵的水动力性能及失速角的影响，为前缘凹凸结节机翼的优化设计奠定了基础。丄模型的建立说明：对于截图，左侧为相应设置，右侧为ANSYS显示。对于标准机翼做法同理，此报告 仅以凹凸机翼的做法为例作说明。点的选择生成NACA0020数据点，file中打开读入data文件。凹凸舵点线面的生成输入点坐标，连接相应点生成曲线，如图:再根据曲线建立面生成流域输入点坐标.连接相应点生成曲线，由相应曲线建立面，然后再生成体如图:生成新的part关闭点和线以及体，只留

2、面。选择partcreate part。关于面选择见下框: 创建名为POINTS的新Part,关闭线和面，选择所有点 创建名为CURVES的新Part,关闭点和面，选择所有线 保存 FileGeometrySave Geometry As设定速度入口命名为inlet 设定出口命名为OUTLET选择面 设定速度入口命名为TOP选择面 设定速度入口命名为BOTTOM选择面 设定壁面命名为WALL1选择面 设定壁面命名为WALL2选择面 定义机翼表面 名称WING1选择面 名称WING2选择面 名称WING3选择面 名称WING4选择面del哮GocmotrvCreato PartPari |W1N

3、G4Ctenfn Poti厂 A4ust Gecmelry Names（说明：在后面fluent设置中WALL1, WALL2也设为流出面）丄块的划分及网格的生成全选流域，生成block如下图所示：切 block点击叶片上的一点，点击要切的边，共切3次；同理反方向且两次；然后在另一方向切两 次，切后结果如下图：挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况:删除机翼内部的块。生成Y型网格（选择Y-block）4和5两步结束后其结果如下图:切边界层选边界层厚度为，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。点确定后，平移，其边界层形成后，整体效果如下图所示: sWrHsb，*4E

4、UfOQ|0Or ui、_ uw为了作出高质量的网格，左边的选项(nodes, spacing, radio, MAX space)根据相应的线 做适当的填写。网格点全部布置完后点pre-mesh如下图所示:填充后几个方向网格显示:AN)YS对网格质量进行检査凹凸机翼：分别对determinants和angles两个方面进行检査，检査结果如下:066 ,09。矽12勿呀0J96:2U95|&4mi O65-1:M24430Ol645厂 Log Sar/e| OmiIMin= Max=l(Min符合要求)市81 引374|8抚勿31 :氏 5 HK54118 5431?55-亦门朋羽翅O4|12

5、-Detefamont 2t2i20102 Q3 Q4 05 QG Q? Q9 0924-12-Min angles= （最小角度大于15 ）并且，网格总数在39万左右。标准机翼：分别对determinants和angles两个方面进行检査.检査结果如下:06-Q9 1011(2 71W上J0,9:Q95:3j?(5.W5Vi0-1 夯的知324-q12 JuTIT06H o-iQ厂 log Siv&|ai o*2 as ai os os a? osi09Min= Max=l (Min符合要求)Z109182?45 M 7281悉5 91:5湘11妇39初81 K.5 82(173232035

6、.5 30】泊31陀闻厂 Log Sag 口2Min angles= （最小角 15。）并且，网格总数大约在40万左右。综上，凹凸机翼和标准机翼网格质量符合要求，可进行计算。输出Mesh文件输出mesh文件，然后选择fluent-vG,选择output,弹出对话框后按指示保存文件，最后 生成名为fluent的网格文件，如图所示：olver Setup申Output Solver |FluenLV6二|ommon Structural Solver |.ANSYSTSet As DefaultApply |OK | Dismiss =luert VOqk 45!Hew? edlJh? fdkw

7、ng Fluer3-n ZST Tn3nl AaportaHu T-ciNO3I ZBHYdMDtoD- 2&30一 一 uonocw Node -r 035 an NO3fl Fiwocnn Hln31 IT 一 1XOQ LCODm- L&iiFuMotion Donoc NO3I Affon -wocrs T.rmaa - T-XIA IFi30003 T Y-v=sinO =0）Solution Methods：选择SIMPLE算法（其它选项默认）设置 Residual Monitors： （equations 对应数值改为）drag-of , lift-of, moment-of ：

8、 （wingl 选择，选择 print, plot, write,右侧选择 wingl, wing2, wing3, wing4）Initiate： (Compute from 选择 inlet, Reference Frame 选择 Absolute)rwrsee flow ! i116 Fm“SYS FlieMT 12 IP”*仙Hr fcp)y.ANSYSgAegrg.rCrrr: ii suiut&M mixrur lav crficviatiM 4n x sirix.Errr Objtct:x-vrlxity y-vlcltj x-vvlxityk vpttleativw/atr人、

9、73扯0l 1.?W?e(6 7.W1C4.03t1e 01仙丄后处理Reportsorces（1）导出仏rce及moments值（阻力时X, Y分别表示对应角度下的速度；升力时为Y,X； moments 都为 0,如 a=0。,阻力时 Y=0；升力时 X=-0, Y=l；力矩 X=0, Y=0）&porhS3 Report f-Forces 6189?-69e.t25W271fl.t25W271b4.831U76e-89e.eaW18718,taW1871?.699S26.524672 22郴(9.951565?.399016前AHSYS Flien 12 1138 10 12 14 16

10、1820 22 24 26 28 30 32 34 36 38对应读出不同攻角下的升力：阻力、力矩、升力系数、阻力系数、力矩系数，绘制在不同 攻角下的升力系数，阻力系数，力矩系数，升阻比曲线。（2）凹凸机翼：这里，用Excel处理数据，且用Excel拟合数据，其表格如下图所示:角度阻力D阻力系数CD升力L升力系数CL力矩M力矩系数CM升阻比CL/CD0OO6001201802430136将表中数据运用excel曲线拟合如下:阻力T-阻力系数 升力 十升力系数-力矩 +力矩系数升阻比横坐标表示攻角，纵坐标表示对应数值。由升力和升力系数曲线，可见曲线在18。到24。其增长不光顺，于是可以初步的确定

11、失 速角处于这个范围内，接下来分别计算21 , 20。以及22进一步确定失速角。这里，为了进一步找准失速角前后的变化，对20。，21。和22攻角再补充计算，其结 果综合如下：角度阻力D阻力系数CD升力L升力系数CL力矩M力矩系数CM升阻比CL/CD00.6001201802021222430136将表中数据运用excel曲线拟合如下:-阻力阻力系数升力T一升力系数f-力矩力矩系数-升阻比642086420864208642086420244444333332222211111从表中不难发现曲线的极值点出现在20到22之间，特别观察曲线在20到21明显 是上升的趋势，21。到22。明显有一个下降

12、趋势，可认为21。即对应的极大值，所以综 上数据拟合，认为凹凸机翼失速角是21。（说明：图中excel数据拟合曲线不是很明显， 从表中数据可以较明显看到变化）。（3）标准机翼同上面的凹凸机翼的寻找失速角的方式，按照上述方法计算其数据，首先不难发现失速角 大致在18到24之间，然后补充算21 ,发现21相对18仍旧下降，于是再补充算 19。，20。角的相应数据。Excel表格记录如下（包皓失速角及其两侧数据）角度阻力D阻力系数CD升力L升力系数CL力矩M力矩系数CM升阻比CL/CD060120018019020243036将表中数据拟合成曲线如下图所示:从表中不难发现曲线的极值点出现在18到20

13、之间，特别观察曲线在18到19明显 是上升的趋势，19。到20。明显有一个下降趋势，可认为19。即对应的极大值，所以综 上数据拟合，认为标准机翼失速角是19 （说明：图中excel数据拟合曲线不是很明显， 从表中数据可以较明显看到变化）。（4）对比说明原因：机翼失速原因是当迎流超过临界迎角（攻角）后，翼型上表面边界层将发生严重的分离， 升力急剧下降而不能保持正常飞行，失速本质上并非指飞机速度不足，而是指流经翼面的 气流速度不足，不足以平滑地流动到后缘而形成素流的情况。于是，当机翼前缘成凹凸状时，可见其临界攻角是变大了，前缘凹凸的作用是使气流的分 离时间相对增长，在相对大的迎角时，前缘向下偏转，

14、减小机翼的迎角，延迟气流分离的 时间，避免飞机的失速。所以由这次的实验综合可知，前缘的凹凸是有助于减缓机翼的失速现象。一1*一1仝一1仝, *_2_一仝負 一1仝-* ,-兰-.4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30 32 34 36 38T-阻力DT1-阻力系数CD升力LF-升力系数CLM 力矩M力矩系数CMT升阻比CL/CD2 O2 0 86420864208642086420244333332222211111 -机翼上下表面的压力系数云图06e咲AWSYSContours ofPressufo CoefficientANSYS FLUEIJT 12

15、 1May (3d. pbn19 2011 s rngke)C68心20682沁二3Contours of Pressure CoeftcientANSYS |ANSYS FLUENT 12.1Vectors机翼上下表面以及机翼两侧剖面的速度矢量线，任意波峰，波谷或平衡位置全流 域剖面速度矢量线：机翼上下表面及两侧剖面速度矢量线图1/B波长，全流域速度矢量线图ANSYS炀S treX I35e-X 12XC lXC 1 3MC ffa，琢. e: cSJe-： 4fX 3S 二* 1孙. 54-2 1450-Velocity Vectors Colored By Velocity Magnit

16、ude (nVs|May 19 2011AHSYS FLUENT 12.1 (3d ptns. mgke波峰处全流域速度矢量线图平衡位置处全流域速度矢量线图17U-We*-M9M33ANSYS：O13OMDtrca .幺- gWIS)SMel TXel 5X4ei“5HiMay 19.2011ANSYS FLUENT 12 1 .甜吃 rnqke)机翼表面的流线分布图标准机翼剖面与凹凸机翼表面任意一个波长内的平衡位置，波峰，班 波长（凸出部分） 处的Cp：3/B波长处Cp图ANSYSPressure CoefficisnlMay 19.2011AJISYS FLUEHr 12 1 (3d pb

17、ns rngke)波峰处Cp图 丨伽症-=Cofiffictorc r rJ-, 0ac3ce“0*25OWOW02C2C25Paviicn (mJPressure CoeffcientMay 19.2011ANSYS FLUEMT 12 1 (3d pbns rngke)平衡位置处Cp图ANSYSPry应P(e$suf9 CoefficientiCOfCCooxc，5X3 39M3 - -*- * u i L v - - v v 1 * - v b u i u v hC G5 t 【K O* 01S OW 01T502)22302JPcniiion旳May 19.2011ANSYS FLUE

18、MT 12 1 (3d pbns. mgke)ANSYSContours of Wall Shear Stress (posed)May 19.2011ANSYS FLUENT 12 1 (3d pbns mgke)Wall Fluxes-Wall-Shear Stress：标准机翼剖面与凹凸舵的剖面在任意波长内，波峰，平衡位置，VB波长（凸出部分）处 的剪应力分布1/B处剪应力分布图ANSYS,46IMfCn -IMfO -&畑 cc -WOII Sh*ar &resa-pdXOl|4 5X.CC -23OME -Paviticn (m)Wall Shear Stress9. 2011ANSYS FLUENT 12 1 |3d rngke)波峰处剪应力分布图ANSYS-15- -Walle-驻gStTCX(pascal；.-:-0050 COKQE 0101 C QE 0：0225023Poilc旳1 -r-rWfilCMC T-T133640： 2Cfe* -y.033MDC5CC5aiototsa 倪020225CPciiiicn (mWall Shea