流热仿真课程设计报告

1、流热仿真技术课程设计报告流热仿真技术课程设计报告 学 院： 专业班级： 小组成员： 目 录第一步 建立模型11、导入坐标文件12、建立流场框架1第二步 网格划分2第三步 进行Fluent求解计算设置21、 启动Fluent-2ddp22、 读入网格文件23、 网格信息34、 显示网格35、 确定絮流模型46、 不选能量方程47、 确定流体的物理属性48、 确定工作压强49、 定义边界条件4第四步 求解计算51、 设置求解控制参数52、 求解初始化53、 求解过程残差监视器设置54、 求解过程升力监视器设置55、 求解过程阻力监视器设置66、 为迭代计算设置基本参数值67、 保存文件68、 迭代

2、求解计算6第五步 计算结果分析81、 绘制机翼表面上的压力分布曲线82、 求出机翼的升、阻力系数83、 绘制流畅静压强分布云图94、 翼型附近速度云图105、 速度分布矢量图10讨论1 网格对计算结果的影响11讨论2 气体压缩性对流体的影响14讨论3 黏性对计算结果的影响18III空气绕流机翼空气动力学分析第一步 建立模型1、导入坐标文件在File中打开Import Geometry，在子菜单中打开Formatted Point date，然后打开vertices.txt。步骤阅读5不要勾选import surface，然后点击Apply步骤阅读步骤阅读8,最终生成的翼型曲线如下图所示。图1-

3、1坐标文件 图1-2 机翼模型2、建立流场框架创建点a（1，10，0）、b（-9，0，0）、c（1，-10，0）、d（21，-10，0）、e（21，10，0），创建圆弧abc，连接直线cd、de、ea。 图1-3创建点 图1-4 创建流畅框架图1-5流场框架模型第二步 网格划分 对机翼模型进行初始化快，分割块，删除块，关联块顶点到几何点以及网格尺寸的设置得到如下网格模型图2-1 分割快 图2-2 关联线 步骤阅读 图2-3 节点数 图2-4 网格模型第三步 进行Fluent求解计算设置1、 启动Fluent-2ddp选择2ddp求解器，点击Run按钮。2、 读入网格文件点击FileReadMe

4、sh.，选择airfoil.mesh文件，点击OK按钮。窗口显示信息如图3-1所示。图3-1 窗口信息3、网格信息点击MeshInfoSize.，打开Fluent窗口显示网格信息，如图所示。共有27905个网格节点，27600个网络单元。图3-2 网格信息4、 显示网格点击DisplayMesh，在弹出对话框内，保留所有默认设置，点击Display,得到网格图，如图3-3所示。图3-3 流体区域网格图5、 确定絮流模型点击DefineModelsViscous.,打开絮流模型设置对话框，选择理想流体无黏模型(Inviscid)，点击OK按钮。6、 不选能量方程点击DefineModelsEne

5、rgy.,确认不选用能量方程。7、确定流体的物理属性点击DefineMaterials.。(1) 确定流体为理想无黏的空气。(2) 密度为常值，等于1.225kg/。(3) 点击Chang/Create。(4) 点击Close按钮。8、确定工作压强点击DefineOperating Conditions，保留对话框中的默认设置，点击OK按钮。9、定义边界条件下面设置inlet、body、open和outlet的边界类型与边界条件。点击Define Boundary Conditions，打开对话框。（1） 在Zone项，点击inlet。（2） 在Type项选择Velocity-inlet，打开

6、对话框。 在X-Velocity项输入X向分速度：40.95m/s。 在Y-Velocity项输入 Y向分速度：1.93m/s。 其他项保留默认设置，点击OK按钮。如图3-4所示。图3-4 对话框设置（3） 对open边界进行与边界inlet同样的设置。（4） 将outlet设为pressure-outlet类型，打开设置对话框，保留默认设置，点击OK，点击Close按钮，关闭边界条件设置对话框。第四步 求解计算1、 设置求解控制参数点击SolveControls,打开Solution controls对话框，保留默认参数设置，点击OK。2、 求解初始化点击SolveInitializatio

7、n，打开初始化流场设置对话框，在Compute From项，点击下拉按钮，选择inlet,在Reference Frame项选择Relative to Cell Zone,点击initialize。3、 求解过程残差监视器设置点击SolveMonitorsResidual，打开残差检测设置对话框，在Options项选择Print和Plot。在Absolute Criteria项全部改为1e-6。点击OK按钮。4、 求解过程升力监视器设置点击SolveMonitors，在对话框里选择Lift，在Options项，选择Print、Plot、Write，在Wall Zones项，选择bod

8、y;在Force Vector项，x项输入-0.0471，y项输入0.9989，这是升力方向，在File Name项保留c1-history，数据将写入文件c1-history中，点击OK按钮。5、 求解过程阻力监视器设置在对话框中选择Drag,在Options项，选择Print、Plot、Write，在Wall Zones项，选择body;在Force Vector项，x项输入0.9989，y项输入0.0471，这是阻力方向，在File Name项保留cd-history;点击OK按钮。数据将写入文件cd-history中。如图4-1所示。图4-1 对话框设置6、 为迭代计算设置基本参数值点

9、击reportreference values,打开设置对话框，在Compute From项，选择inlet,保留其他默认设置。7、 保存文件点击Filewritecase，点击OK，保存求解文件。8、 迭代求解计算点击SolveRun Calculation，打开迭代计算设置对话框。在Number of Iterations项输入1000；点击Calculate按钮，开始迭代计算。经过420次迭代后，计算收敛；点FileWriteCase&Date，保存文件。残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。残差监测曲线，如图4-2所示。升力监测曲线，如图4-3所示。阻力监测曲线，如图4-4所示。图

10、4-2 迭代过程残差监测曲线图4-3 迭代过程升力监测曲线图4-4 迭代过程阻力监测曲线第五步 计算结果分析1、 绘制机翼表面上的压力分布曲线点击PlotsXY Plot，打开设置对话框。在Options项，选择Position on X Axis，不选择Node Values；在Plot Direction项，X处填1，Y处填0；在Y Axis Function项选择Pressure和下面Pressure Coefficient;在surfaces项，选择body;点击Plot按钮，得到机翼上、下面的压力分布曲线，如图5-1所示2、 求出机翼的升、阻力系数点击ReportsForcesset

11、 up 打开升、阻力报告对话框。（1） 阻力及阻力系数在Wall Zones项选择body;在Direction Vector项，x=0.9989,y=0.0471;点击Print按钮，则在信息反馈窗口内显示机翼的阻力与阻力系数，如图5-2所示。（2） 升力与升力系数在Wall Zones项选择body;在Direction Vector项，x=-0.0471,y=0.9989;点击Print按钮，则在信息反馈窗口内显示机翼的升力与升力系数，如图5-3所示。图5-1 机翼表面的压力分布图图5-2 机翼阻力报告图5-3 机翼升力报告3、 绘制流畅静压强分布云图点击Graphics and Ani

12、mationsContours,打开云图设置对话框。在Options项，选择Filled、Node Values、Global Range、Auto Range;在Contours of下，选择Pressure和Static Pressure;在Levels项设置为20；保留其他默认设置，点击下面的Display按钮。可得到在机翼附近的压强分布云图，如图5-4所示。图5-4 机翼附近的压强云图4、翼型附近速度云图在Contours of下，选择Velocity和Velocity Magnitude,点击下面的Display按钮。得到速度分布云图，如图5-5所示。图5-5 机翼附近的速度云图5、

13、速度分布矢量图点击Graphics and AnimationsVectors，打开速度矢量图设置对话框。在Vectors of项选择Velocity,在Color by项选择Velocity和Velocity Magnitude,保留其他默认设置。点击Display按钮。得到机翼附近速度矢量图，如图5-6所示。图5-6 机翼附近的速度矢量图讨论1 网格对计算结果的影响1、 启动Fluent-2ddp。读入网格文件airfoil_jiami.mesh,重新进行计算假设流体为不可压理想流体，设置同前，文件存为airfoil_jiami.cas。经过429次迭代后，计算收敛。残差曲线、升力曲线和阻

14、力曲线如下。残差监测曲线，如图T1-1所示。升力监测曲线，如图T1-2所示。阻力监测曲线，如图T1-3所示。图T1-1 迭代过程残差监测曲线图T1-2 迭代过程升力监测曲线 图T1-3 迭代过程阻力监测曲线2、 机翼升力及升力系数机翼升力报告如图T1-4所示。3、 机翼阻力及阻力系数机翼阻力报告如图T1-5所示。图T1-4 机翼升力报告图T1-5 机翼阻力报告4、 机翼表面压力分布曲线如图T1-6所示。图T1-6 机翼表面压力分布曲线5、 机翼附近的压强云图如图T1-7所示。图T1-7 机翼附近的压强云图6、 机翼附近的速度云图如图T1-8所示。图T1-8 机翼附近的速度云图7、 机翼附近的速

15、度矢量图如图T1-9所示。图T1-9 机翼附近的速度矢量图8、保存Case和Date文件。讨论2 气体压缩性对流体的影响1、 将气体设置为理想可压缩流体点击DefineMaterials.,打开流体属性设置对话框。点击Density右侧下拉箭头，在下拉列表中选择ideal-gas，点击Chang/Create,点击Close按钮。2、 改变inlet/open边界为压力远场边界点击Define Boundary Conditions，打开对话框。在Zone项，点击inlet；在Type项选择Velocity-inlet，打开对话框；在X-Component of Flow Direction项

16、填入40.95，在Y-Component of Flow Direction项填入1.93；保留其他默认设置，点击OK按钮。用类似的方法和设置改变open边界类型并进行设置。3、 Outlet边界设置对于outlet边界，其他类型不变。4、 求解器控制参数设置保留默认设置5、 迭代计算保存文件为airfoil_jiami_com,重新初始化流场，并进行计算，计算经过422次迭代后收敛，并得到如下结果。（1）残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。残差监测曲线，如图T2-1所示。升力监测曲线，如图T2-2所示。阻力监测曲线，如图T2-3所示。图T2-1 残差监测曲线图T2-2 升力监测曲线 图T2-3

17、 阻力监测曲线 （2） 机翼升力报告如图T2-4所示。 机翼阻力报告如图T2-5所示。 图T2-4 机翼升力报告 图T2-5 机翼阻力报告（3） 机翼表面压力分布曲线如图T2-6所示。 图T2-6 机翼表面压力分布曲线（4）机翼附近的压强云图如图T2-7所示。 图T2-7 机翼附近的压强云图（5） 机翼附近的速度云图如图T2-8所示。 图T2-8 机翼附近的速度云图（6） 机翼附近的速度矢量图如图T2-9所示。 图T2-9 机翼附近的速度矢量图（7）保存Case和Date文件。讨论3 黏性对计算结果的影响1、 启动Fluent-2ddp，读入文件airfoil-jiami.cas2、 选取絮流

18、模型点击DisplayModelsViscous.,打开絮流模型设置对话框，选择k-epsilon(2equ),保留其他默认设置，点击OK。 3、 边界条件Inlet和open边界条件设置。在Velocity Specification Method项选择Components,X-Velocity项填入40.95，Y-Velocity项填入1.93，保留其他默认设置，点击OK按钮。4、 求解器控制参数保留默认设置。5、 收敛临界值设置残差收敛监测器设置中，收敛临界值全部设为1e-6。6、 保存文件保存文件为airfoil-jiami-n;流场初始化后，重新计算，迭代计算496次后残差收敛，计算结果如下。（1）残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。 残差监测曲线，如图T3-1所示。 升力监测曲线，如图T3-2所示。 阻