本案例演示二維、湍流、可壓縮、跨音速流動問題。計算數據來自于文獻 [1] 。案例模型如圖所示。

自由來流馬赫數為 0.725 ,攻角 2.92 °,雷諾數 6.5e6 。案例中,自由來流為跨音速,翼型表面局部達到超音速,通過激波面后回到亞音速。計算過程中監測升力系數及阻力系數,計算結束對翼型表面的壓力系數與實驗數據進行比較。

Step 1 :啟動 FLUENT

以 2D 、雙精度模式啟動 FLUENT 。

Step 2 :導入網格

本案例導入外部網格文件。

• 選擇菜單【 File 】 > 【 Import 】 > 【 Ensight… 】,在打開的文件對話框中選擇 Aerofoil.case 文件

打開的網格模型如圖所示。

Step 3 :檢查網格

主要為計算域尺寸的核查。

• 選擇模型樹節點 General ,點擊右側面板中的 Scale… 按鈕

Scale Mesh 對話框顯示出整個計算域的尺寸,如圖所示,模型的 X 方向尺寸約為 37.2m , Y 方向尺寸約為 40m ,符合實際幾何要求,因此不需要進行模型縮放。

Step 4 : Models 設置

本案例涉及到可壓縮流動,因此需要打開能量方程。湍流模型選擇 Spalart-Allmaras ,此湍流模型對于翼型計算具有非常好的精度。

• 選擇模型樹節點 Models

• 鼠標雙擊右側模型列表框中的 Energy 列表項,彈出 Energy 對話框,激活選擇 Energy Equation ,點擊 OK 按鈕關閉對話框

• 鼠標雙擊模型列表框中的 Viscous 列表項,在彈出的 Viscous Model 對話框中激活 Model 選項 Spalart-Allmaras ,其他采用默認,點擊 OK 按鈕關閉對話框

Step 5 : Materials 設置

設置空氣的密度符合理想氣體狀態方程。

• 點擊模型樹節點 Materials ,鼠標雙擊右側設置面板中的材料列表項 A020F0

• 在彈出的 Create/Edit Materials 對話框中選擇 Density 為 ideal-gas

• 設置 Viscosity為 4.58e-5 ,其他參數保持默認,點擊 Change/Create 按鈕確認

Step 6 : Cell Zone Conditions

采用默認設置即可。

小建議:軟件默認流體材料為空氣,若計算域全為空氣,則無需對計算域進行材料指定,軟件會自動指定。

Step 7 : Boundary Conditions 設置

本案例只有兩個邊界 freestream 及 wall 。

• 鼠標選擇模型樹節點 Boundary Conditions

• 鼠標選擇右側設置面板中 Zone 列表框下的 freestream 列表項,設置其邊界類型為 pressure-far-field

• 點擊 Edit… 按鈕,進行如圖所示設置。

提示:由于存在攻角 2.92 °,因此流動方向 x 分量為 cos(2.92 ° )=0.9987 ,而 y 方向分量為 sin(2.92 ° )=0.05094

壁面邊界采用默認設置。

Step 8 : Reference Values

后面要計算升力系數和阻力系數,因此設置參考值非常重要。

• 選擇模型樹節點 Reference Values

• 在右側設置面板中,選擇 Compute from 下拉框為 freestream

選擇而從 freestream 進行初始化后,軟件自動進行參數設定,不過還是需要仔細檢查一些選項,如密度、速度、粘度、壓力等。

Step 8 : Solution Methods

設置求解方法。

• 選擇模型樹節點 Solution Methods

• 設置 Pressure-Velocity Coupling Scheme 為 Coupled ,其他采用默認設置

• 激活選項 Warped-Face Gradient Correction

Step 9 : Monitors 設置

監測升阻力系數。

• 選擇模型樹節點 Monitors

• 點擊右側設置面板 Residuals,Statistic and Force Monitors 下方的 Create 按鈕

• 選擇 Drag… ,在彈出的對話框中進行如 圖 2- 77 所示設置,點擊 OK 按鈕關閉

• 相同的步驟創建 Lift Monitor

與 Drag Monitor 類似,不同的是 Force Vector 有區別。

升阻力向量計算,如下圖所示。

Step 10:Solution Initialization

采用 Hybird Initialization 方法進行計算初始化。

• 點擊模型樹節點 Solution Initialization

• 在右側設置面板中點擊 Initialize 按鈕

也可以采用 standard 方法進行初始化。

Step 11 : Run Calculation

接下來可以設置迭代步數進行計算。

• 點擊模型樹節點 Run Calculation

• 右側設置面板中設置 Number of Iterations 為 1000

• 點擊 Calculate 按鈕進行計算

計算在 70 步達到收斂,此時可以修改殘差限繼續計算。

Step 12 :查看升力系數和阻力系數監測曲線

升力系數及阻力系數監測曲線如圖所示。從兩圖可以看出,經過約 100 次迭代后,升力系數Cl與阻力系數Cd基本達到穩定。從 TUI 窗口可以看出計算得到的升力系數為 0.7937 ,阻力系數為 0.01691 。

Step 13 :翼身周圍馬赫數分布

馬赫數分布如圖所示。

Step 14 :查看壓力分布

可以查看沿翼身壓力系數分布,并將計算得到的壓力系數與實驗值進行比較。

• 選擇模型樹節點 Plot ,并雙擊右側面板中的 Plot 列表框中的 XY Plot 列表項

• 按如圖所示進行設置

顯示壓力系數分布曲線如圖所示。

為將計算值與實驗值進行比較,可將數據導出到文本文件中,之后用專業的圖形繪制軟件進行比較。如圖所示的對話框,激活選項 Write to File ,點擊 Write… 按鈕可以輸出數據。

比較 FLUENT 計算結果與實驗值,如圖所示。

[1] Cook, P.H., M.A. McDonald, M.C.P. Firmin “Aerofoil RAE 2822 - Pressure Distributions,and Boundary Layer and Wake Measurements Experimental Data Base for ComputerProgram Assessment”, AGARD Report AR 138, 1979

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