fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程

1、Fluent大作业三维翼型扰流实验报告-2008011722 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）土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。W模型的建直说明：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。2.1点的选择生成NACA0020数据点，file中打开读入 data文件。2.2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2.3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

2、，然后再生成体如图:2.4生成新的part关闭点和线以及体，只留面。选择 part-create 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 File-Geometry-Save Geometry As3Fluent大作业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

3、名称WING4选择面（说明：在后面fluent设置中WALL1 , WALL2也设为流出面）块的划分及网格的生成3.1全选流域，生成 block如下图所示："二 j'njlgLgIdANSYSM di peril3.2 切 blockMhA Hod-Bia Eli PirgiMii EamianLT-|ii OgKw8*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：Fluent大作业3.3 挤压 block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况:对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图:293.4删除机翼内部的块。3.5

4、生成Y型网格 （选择Y-block ）4和5两步结束后其结果如下图：3.6切边界层选边界层厚度为0.004,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。平移图中所示的点：点确定后，平移，其边界层形成后，整体效果如下图所示:更改边界相对厚度 edge A Parameter=0.4； edge B: Parameter=0.63.7移动要求的 Vertices移动所要求的部分 2点使网格质量较高，不出现小于14度的网格。（移动时Y, Z选定）使其它的点在 x方向与平移的点位置相同，在上下都将点平移，并且与它对称的点也要进行x方向的平移。平移结果正视如下图:3.8关联所要求的点和线将模型中

5、的点关联到对应的点上，方形流域上的点也要关联，机翼表面的曲线关联后变成如下图：可见，关联的边变成绿色，接下来再关联流域的曲线，全部关联完成之后如下图:3.9布置网格点这里，仅选取一例作为演示如下：（说明：对称边的radio和spacing作相应调换）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 I3.10对网格质量进行检查凹凸机翼： 分别对determinants 和angles两个方面进行检查，检查结果如下:D 0.9: 6657上H5

6、 0L戛K4菊修制I Leg 5nw| CteailMin= 0.711 Max=1 （Min >0.5 符合要求）76S+91 31#4帙婚|51 -> 65 5 郁虹055->3D 208871 5.296X1-IZlA H r-J 序 Q2 1 1Min angles=16.11（取小角度大于 15 ）determinants 和angles两个方面进行检查，检查结果如下:并且，网格总数在 39万左右。标准机翼：分别对Min=0.754 Max=1 （Min > 0.5 符合要求）§65聪 1 口汹*1费再-,90 181069 47.W2HJII御12

7、-2*Lcd 3awl Cte-#OTC111111b19 lift 27«155*63Si 90Min angles=15.84 （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。3.11输出Mesh文件输出mesh文件，然后选择 fluent-v6,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:L FLUENT 设置4.1将网格文件导入到 FLUENT（相应的设置按照以下步骤进行操作）4.2 Viscous Model :(选择 k-epsilon , RNG4.3 Ma

8、terials(Zone Conditions: Material Name选择 Water-liquid,其它选默认）'-reate/E.-ditTyi» -fluidChenwcalEnuJa|h 加 g-fluent Fly# f r*事w4t*r phMTR jnoneProper twsdaraUtf-iE| Change/Oeale |(3 FLUENT D-adt4ib!a54? MaterialistAjnlma-H-04工Dno OomTitiQC引i af*on Et+iO'Clm i-atiar'i Coal b udi nltorsi_

9、itK3r« IniftiasliziB fieri Ise LJnri LiE-H- I As- tlVHLiwM. n CatculationiNum4.4 Cell zone conditionsrteiral dels fcrrii-alH sphlcs and Is f»CM- tH4.5 Boundary ConditionsWING1 ,WING2,WING3,WING钧设置为 WALLINLET,TOP, BOTTOMWall1,Wall2处均设置为 velocity inlet ( Radio 为 2, X,Y 速度根据角度而定，如：a=0° ,

10、 X-v=cos0 ° =1, Y-v=sin0 ° =0）4.6 Solution Methods :选择SIMPLE 算法（其它选项默认）4.7 设置 Residual Monitors : （equations对应数值改为 0.00001）4.8 drag-of , lift-of , moment-of : （wing14 选择，选择 print , plot , write ,右侦 1 选择 wing1 , wing2 , wing3 , wing4）4.9 Initiate : (Compute from 选择 inlet , Reference Frame 选

11、择 Absolute )4.9 Calculation（迭代收敛，其步骤大致设为1000步，根据最后曲线收敛视情况可选择是否补充计算，最好算到曲线收敛为止）5.1 Reports forces(1)导出force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 X=1, Y=0;升力时 X=-0, Y=1;力矩 X=0, Y=0)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

12、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/CD01.46161972.3863179-0.13678355-0.22332008-0.02329714-0.03803615-0.0935835461.83911023.00262895.00344148.1688840.189796770.309872282.720577291123.05161314.982225510.61112317.3242830.479614880.78304473.477217761185.22900718.537154416.50092526.940

13、2860.884303531.44376093.155651724249.150352414.93935120.00382432.6593051.47388042.40633542.1861260913014.15087423.10346823.9357739.0788082.17234763.54668991.691469353619.38253731.64495926.44370543.1733952.71756734.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下:642086420864208642000642024 4 22211111 -横坐标表示攻角，纵

14、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/CD01.46161972.3863179-0.13678355-0.2233201-0.02329714-0.03803615-0.0935835461.83911023.00262895.00344148.1688840.18

15、9796770.309872282.720577291123.05161314.982225510.61112317.3242830.479614880.78304473.477217761185.22900718.537154416.50092526.9402860.884303531.44376093.155651724206.198182810.11948218.33246929.9305611.0405411.69884242.957716709216.856320811.19399318.93944230.9215381.13651581.85553592.762333155227.

16、966910213.007218.56051430.302881.32526452.16369712.329700474249.150352414.93935120.00382432.6593051.47388042.40633542.1861260913014.15087423.10346823.9357739.0788082.17234763.54668991.691469353619.38253731.64495926.44370543.1733952.71756734.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下:6420864208642086420444

17、4333332222211111三=1-_T-阻力阻力系数 升力升力系数力矩力矩系数-升阻比86420-2-4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° ,

18、 20°角的相应数据。Excel表格记录如下（包括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/CD01.52144192.4839868-0.0015209-0.00152088-0.00022277-0.000363712-0.0006122761.8594963.03591184.71444667.69705570.16890430.275762122.535335743122.92372064.77342149.938134116.2255250.431659540.704750263.399139452184.84596157.9

19、11773915.09087524.6381630.794630061.29735523.114113638195.29406918.643378115.75429125.7212910.876197921.43052722.975837769206.542456410.68156114.91276224.3473661.13813131.85817352.279382761248.507086213.8891216.59901227.1004281.3840572.25968491.9511983483013.03695421.28482220.32587933.1851081.986382

20、13.24307281.5590972763618.33067829.92763823.47446838.3256632.5480884.16014371.280611019将表中数据拟合成曲线如下图所示:2086420864208642086420244333332222211111阻力。-阻力系数CD升力L一一升力系数CL.1.力矩M-力矩系数CM升阻比CL/CD从表中不难发现曲线的极值点出现在18。到20。之间，特别观察曲线在 18。至IJ 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

21、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紊流的情况。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，减小机翼的迎角，延退气流分离的 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。5.2机翼上下表面的压力系数云图SHE2-3M*E JETMl -'JSrE 丑坯也-fiW+IZ4W*«< 3>ti -»HM * TtetG3 - 3w43 睥*® x2-