流体demo153-熊为翼型超音速流场分析

1、算例来源：网络、书籍算例制作：熊为算例校核：陈永杰关 键 词：机翼，外场，超音速 翼型超音速流场分析Number：153For：ANSYS18.0 Fluent DemoTime: 2017.12.8目 录摘要机翼外场模型网格划分求解设置结果分析一、摘要超音速飞行的特点是：1.气动中心后移，纵向静稳定性增大；2.飞机阻尼随马赫数增大而减小。二者都导致飞机扰动衰减缓慢，操纵性变坏，高空中尤甚。故驾驶动作应柔和，杆、舵要协调。由于水平尾翼、垂直尾翼效率降低，铰链力矩剧增，且变化规律复杂，需用全动水平尾翼和不可逆助力器。尾翼效率的降低使飞机的航向稳定性和横向稳定性都随马赫数的增加而下降。特别是高空飞

2、行，航向稳定性更差，故需加大垂直尾翼面积或采用自动化装置或限制飞行马赫数。因高空空气稀薄，大气温度低，使飞行速度范围小，加速慢和爬升率降低。当高度剧变时，高度表和速度表指示将产生较大的延迟误差，真速和表速指示值差别加大。Onera M6是一个经典的CFD验证翼型，几何外形简单、流动情况典型、拥有较完备的实验数据，几乎是一种CFD代码的验证标准。本案例着重讲解利用Fluent对M6翼型的外场网格进行计算，计算条件为来流马赫数Ma=1.5，攻角=3.5，侧滑角=0，当地大气压P=26500Pa，当地温度T=223.3K。二、机翼外场模型二、机翼外场模型根据流场形状特征采用了机翼外场带o-block

3、的结构网格，外场尺寸约为2850678829570，网格数为796700。（单位：mm）参数值计算域，X*Y28506mm*7882mm*9570mm温度，T223.3K攻角3.5马赫数，Ma1.5网格数796700三、网格划分三、网格划分网格划分采用ANSYS18.0 ICEM进行网格划分四、求解设置Fluent启动界面四、求解设置启动：双击ANSYS18.0 Fluent，启动流体分析软件四、求解设置改变模型尺度：单击模型树的【General】【Scale】，调整Mesh Was Created In下拉选项为mm，单击Scale将网格转化为mm单位，单击close关闭。四、求解设置网格检

4、查：单击模型树的【General】【Check】，参数菜单显示网格特征，不出现负值。四、求解设置求解器设置：本例采用三维基于密度隐式求解器。四、求解设置添加能量方程：打开模型树中的【Model】【Energy】，该问题为可压缩流动，为模型添加能量方程，勾选Energy Equation。四、求解设置层流模型选择：打开模型树中的【Model】【Viscous】选择湍流模型模型，我们选择机翼流场分析常用的Spalart-Allmaras模型，其余保持默认。四、求解设置流体介质添加：双击模型树中的【Materials】,双击air材料，在弹出的对话框Density下拉菜单中选择idea-gas，在V

5、iscosity下拉菜单中选择sutherland，单击下方Change/Create按钮。单击close关闭。四、求解设置边界条件设置：双击【Boundary Conditions】，定义Operation Pressure=0。四、求解设置边界条件设置：编辑【Zone】中的far_field，在下方的TYPE中选择为pressure-far-field；在【Momentum】子页下定义Gauge Pressure=26500Pa，Mach Number=1.5， ponent Direction=0.998135， ponent Direction=0.0610485， ponent Di

6、rection=0，其余保持默认；在【Thermal】子页下定义Temperature=223.3K，。四、求解设置数值求解方法：双击【Solution】【Methods】，设置如图所示。四、求解设置数值求解参数：双击【Solution】【Controls】，定义Courant Number=2，定义其他松弛因子如图所示。四、求解设置设置压力监视器：打开模型树中的【Solution】【Monitors】【Report Plots】，建立新的监控曲线，命名average-pressure。新建定义，命名为wing，取wing表面计算加权平均总压。四、求解设置设置升阻力监视器：建立新的监控曲线，命

7、名force。分别新建定义，命名为drag和lift，取wing表面计算升力和阻力。四、求解设置设置力矩监视器：建立新的监控曲线，命名moment。新建定义，命名为moment，取wing表面计算力矩。四、求解设置稳态流场初始条件四、求解设置迭代步求解设置四、求解设置残差曲线和监测面加权平均总压曲线四、求解设置升阻力曲线和力矩曲线五、结果分析五、结果分析读取计算结果文件。单击【File】【Read】【Case&Data】，读取Fluent计算结果。五、结果分析定义部分截面：单击主菜单栏【Surface】【Create】【Iso-Surface】，在Surface of Constant栏中选择

8、Mesh/Z-Coordinate，在Iso-Value栏中输入0.245774，在New Surface Name栏中定义截面为y/b=0.2，单击Ceate按钮创建新截面（注意不要勾选From Surface里的选项）。五、结果分析定义观测线：在Surface of Constant栏中选择Velocity/Velocity Magnitude，定义Iso-Value=0，在From Surface栏中选择y/b=0.2，在New Surface Name栏中输入c-1，单击Create按钮创建观测曲线。五、结果分析创建压力云图：在Contour 1中，Contours of为Pressu

9、re，Options选项框勾选Filled，在Surface栏中选择wing，单击Save/Display按钮。五、结果分析压力云图：机翼表面压力云图显示。五、结果分析截面马赫数分布图：取消上一步中对Filled的勾选，在Contours of栏中选择Velocity/Mach Number，在Zone栏中勾选y/b=0.2曲线，单击Save/Display按钮显示截面处机翼表面马赫数的分布情况。五、结果分析马赫数云图： y/b=0.2处截面马赫数分布云图显示。五、结果分析速度矢量图：在Contours of栏中选择Velocity/Velocity Magnitude，在Zone栏中勾选y/

10、b=0.2曲线，单击Save/Display按钮显示截面处机翼表面附近流场速度矢量的分布情况。五、结果分析速度矢量图：y/b=0.2截面截面速度矢量图显示。五、结果分析压力系数曲线：在主菜单上切换到【Postprocessing】页面。在Reports栏下设置Reference Value为Compute from/far_field。然后选择Plots栏的XY Plot，单击New新建曲线，在Y Axis Function栏下选择Pressure Coefficient，其余保持默认，单击Save/Plot。五、结果分析压力系数分布图：得到了c-1位置压力系数的分布情况。六、结论根据翼型超音速流场的ANSYS 18.0数值模拟的结果，可以清晰地看到，翼型超音速飞行状况下，周围的速度场、压力场的分布情况是和理论情况相接近的，从而初步得到以下几个超音速飞行的特点：1.上端面在机翼产生的低压区域，也就是升力的主要产生部分在速度接近音速后向后移动，也就是气动中心后移，飞机扰动衰减缓慢，操纵性变坏；