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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
2.1CATIA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im前场8m,后场16n。
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」CEM处理
3.1导入模型
打开ANSYS.ICEM设置后工作目录,然后选择file-importGeometry,选择CATIAV4,选择保存的model文件打开,单击Apply。
然后选择Geometry下的RepairGeometry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GlobalMeshSetup,设置全局网格大小为800,点
击Apply;
ScaJIsfaetdcpl
Di$pl矽
GlobalElementSeedSize
Maxelement(800
Apply
OK
iDtsmrsr^
图3.2.1全局网格尺寸
定义壳网格参数,点击Apply,如图;
Apply|OK]Dismiss
图322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maxsize
设置为1000,机身设置为20,机翼设置为10;
选择Mesh下的ComputeMesh
选择生成壳网格点击Compute
图3.2.3生成壳网格
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324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
OKJ
Dismiss
Fixmarchingdirection
图326棱柱网格参数
Computeparams
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CreatePrismLayers,点击Compute
ComputeMesh
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328附面层网格
3.3导出网格
选择EditMesh,检查网格质量如图;
网格质量良好,保存网格。
352-n
2&
4-176-堂二
0-
图3.3.1网格质量
选择Output,选择OutputSolver为FluentV6,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
PleaseeditthefofcwingFkient_V6options.
Griddirnension:
3DT2D
Scaling:
rYes帰No
Kscalingl^ct&
r'
1.0
ii弋厂厂厂
1.D
zscalinglactor;
Writebhaiyfile:
Ybs烷No
Ignorecouplingw:
厂Yes•'
No
Boesfile:
pflojectltbc
Oi4putfile;
C;
/Users/Bay/Desklap/kkk/^irplane
DoneCaned
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MeshWasCreatedIn下拉列表中选择mm点击scale,
然后关闭。
选择Check,检查网格,MinimumVolume应大于1。
Solver框里的Velocity
Formulation中选择Relative。
(2)定义求解模型
选择Models-Viscous,双击,选择Spalart-allmaras(1eqn)模型。
Hdp
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0K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ok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machnumber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RefereneeValues,在ComputeFrom下拉栏中选择入口的part,在Area栏中输入参考面积(0.376mm)。
选择SolutionControls,定义松弛系数,均为默认值的一半,
选择Monitors,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0K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0K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0K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,MomentCenter输入(-0.67,0.32,0.032),MomentAxis输入(0,1,0),点击OK
图4.1.4定义监视器
选择SolutionInitialization,点击Initialize初始化流场。
选择RunCalculation,在NumberofIterations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,CXMz
以及压力云图如下:
表4.2.1气动参数表
a
-4
4
6
8
10
12
14
16
18
Cl
0.144
0.451
0.704
0.833
0.951
1.069
1.186
1.295
1.393
1.477
Cx
0.003
0.004
0.017
0.031
0.046
0.062
0.078
0.093
0.106
0.116
Cm
-0.037
-0.042
-0.068
-0.07
-0.08
-0.095
-0.103
-0.106
-0.107
-0.108
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图421-4度压力云图
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图4220度压力云图
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图4234度压力云图
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图4246度压力云图
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图4258度压力云图
图42610度压力云图
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图42712度压力云图
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图4.2.814度压力云图
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图4.2.1018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-a,Cy-Cx以及Mz-Cy
曲线,如图:
Cy^a
图5.1.1Cy-a曲线
图5.1.2Cy-Cx曲线
Mz-Cv
-0,04
-0,05
-0.06
-0.09
0.2
0.6
1.4
图5.1.3Mz-Cy曲线
通过对以上曲线分析得到参数如下表:
表5.2.1气动力特征参数表
气动参数
Cya
Cy0
Kmax
Cx0
Mzcy
Mz0
数值
0.0583
-3.7
90.138
0.011
参考文献
[1]陈再新等•
《空气动力学》
航空工业出版社
[2]ANSYS公司.Fluent软件用户帮助
[3]ANSYS公司•ANSYSICEM用户帮助•
2014
2000
1997
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