fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程

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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。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

2、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 As (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 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 WALL

3、2 选择面 定义机翼表面 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：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：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。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=；edge B:Par

4、ameter=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：关联所要求的点和线 将模型中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：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，spacin

5、g，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：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：Min=Max=1（Min符合要求）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 两个方面进行检查，检查结果如下：Min=Max=1(Min符合要求)Min 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

6、合要求，可进行计算。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：FLUENT 设置 将网格文件导入到FLUENT（相应的设置按照以下步骤进行操作）Viscous Model：（选择 k-epsilon，RNG）Materials：（Zone Conditions:Material Name 选择 Water-liquid，其它选默认）Cell zone conditions Boundary Conditions：WING1,WING2,WING3,WING4 均设置

7、为 WALL INLET,TOP，BOTTOM，Wall1,Wall2 处均设置为 velocity inlet（Radio 为 2，X,Y 速度根据角度而定，如：a=0，X-v=cos0=1，Y-v=sin0=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：（wing14 选择，选择 print，plot，write，右侧选择wing1，wing2，wing3，wing4）Initiate：（Compute from 选择 inlet

8、，Reference Frame 选择 Absolute）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）后处理 Reportsforces（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 Exce

9、l 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/CD 0-0.-0.6 0.0.12 0.18 0.24 30 1.36 将表中数据运用 excel 曲线拟合如下：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

10、力系数 CL 力矩 M 力矩系数 CM 升阻比 CL/CD 0-0.6 0.0.12 0.18 0.20 21 22 24 30 1.36 将表中数据运用 excel 曲线拟合如下：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 2

11、1，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/CD 0 6 0.12 0.0.18 0.19 0.20 24 30 36 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

12、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。机翼上下表面的压力系数云图 Vectors 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

13、面速度矢量线：机翼上下表面及两侧剖面速度矢量线图 1/8 波长，全流域速度矢量线图 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 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，1/8 波长（凸出部分）处的 Cp：1/8 波长处 Cp 图 波峰处 Cp 图 平衡位置处 Cp 图 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，1/8 波长（凸出部分）处的剪应力分布 1/8 处剪应力分布图 波峰处剪应力分布图 平衡位置处剪应力分布图 标准机翼与凹凸舵的剖面在任意波长内，波峰，平衡位置，1/8 波长（凸出部分）处流场 1/8 波长处流场 波峰处流场 平衡位置流场 综上 fluent 作业 合 21 页