CFD课程设计说明书

1、 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

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P

3、ro/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

4、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

5、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

6、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

7、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Rel

8、ative。（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o

9、k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Monitor

10、s，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

11、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

12、.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