流热仿真课程设计报告.docx
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流热仿真课程设计报告.docx
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流热仿真课程设计报告
流热仿真技术课程设计报告
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流热仿真技术课程设计报告
目 录
第一步 建立模型 ....................................................1
1、导入坐标文件 ................................................1
2、建立流场框架 ................................................1
第二步 网格划分 ....................................................2
第三步 进行 Fluent 求解计算设置 .....................................2
1、 启动 Fluent-2ddp ............................................2
2、 读入网格文件 ...............................................2
3、 网格信息 ...................................................3
4、 显示网格 ...................................................3
5、 确定絮流模型 ...............................................4
6、 不选能量方程 ...............................................4
7、 确定流体的物理属性 .........................................4
8、 确定工作压强 ...............................................4
9、 定义边界条件 ...............................................4
第四步 求解计算 ....................................................5
1、 设置求解控制参数 ...........................................5
2、 求解初始化 .................................................5
3、 求解过程残差监视器设置 .....................................5
4、 求解过程升力监视器设置 .....................................5
5、 求解过程阻力监视器设置 .....................................6
6、 为迭代计算设置基本参数值 ...................................6
II
流热仿真技术课程设计报告
7、 保存文件 ...................................................6
8、 迭代求解计算 ...............................................6
第五步 计算结果分析 ................................................8
1、 绘制机翼表面上的压力分布曲线 ...............................8
2、 求出机翼的升、阻力系数 .....................................8
3、 绘制流畅静压强分布云图 .....................................9
4、 翼型附近速度云图 ..........................................10
5、 速度分布矢量图 ............................................10
讨论 1 网格对计算结果的影响 .......................................11
讨论 2 气体压缩性对流体的影响 .....................................14
讨论 3 黏性对计算结果的影响 .......................................18
III
流热仿真技术课程设计报告
空气绕流机翼空气动力学分析
第一步 建立模型
1、导入坐标文件
在 File 中打开 ImportGeometry,在子菜单中打开 FormattedPoint
date,然后打开 vertices.txt。
5 不要勾选 import surface,然后点击 Apply8,最
终生成的翼型曲线如下图所示。
图 1-1 坐标文件
图 1-2 机翼模型
2、建立流场框架
创建点 a(1,10,0)、b(-9,0,0)、c(1,-10,0)、d(21,-
10,0)、
e(21,10,0),创建圆弧 abc,连接直线 cd、de、ea。
图 1-3 创建点图 1-4 创建流畅框架
1
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图 1-5 流场框架模型
第二步 网格划分
对机翼模型进行初始化快,分割块,删除块,关联块顶点到几何点以及网
格尺寸的设置得到如下网格模型
图 2-1 分割快图 2-2 关联线
图 2-3 节点数图 2-4 网格模型
第三步 进行 Fluent 求解计算设置
1、启动 Fluent-2ddp
选择 2ddp 求解器,点击 Run 按钮。
2、读入网格文件
点击 File→Read→Mesh...,选择 airfoil.mesh 文件,点击 OK 按钮。
窗
口显示信息如图 3-1 所示。
2
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图 3-1 窗口信息
3、网格信息
点击 Mesh→Info→Size...,打开 Fluent 窗口显示网格信息,如图所示。
共有 27905 个网格节点,27600 个网络单元。
图 3-2 网格信息
4、显示网格
点击 Display→Mesh,在弹出对话框内,保留所有默认设置,点击 Display,得
到网格图,如图 3-3 所示。
3
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图 3-3流体区域网格图
5、确定絮流模型
点击 Define→Models→Viscous...,打开絮流模型设置对话框,选择理想
流体无黏模型(Inviscid),点击 OK 按钮。
6、不选能量方程
点击 Define→Models→Energy..,确认不选用能量方程。
7、确定流体的物理属性
点击 Define→Materials...。
(1)确定流体为理想无黏的空气。
(2)密度为常值,等于 1.225kg/㎡。
(3)点击 Chang/Create。
(4)点击 Close 按钮。
8、确定工作压强
点击 Define→Operating Conditions…,保留对话框中的默认设置,点击
OK 按钮。
4
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9、定义边界条件
下面设置 inlet、body、open 和 outlet 的边界类型与边界条件。
点击 Define →Boundary Conditions…,打开对话框。
(1)在 Zone 项,点击 inlet。
(2)在 Type 项选择 Velocity-inlet,打开对话框。
①在 X-Velocity 项输入 X 向分速度:
40.95m/s。
②在 Y-Velocity 项输入 Y 向分速度:
1.93m/s。
③其他项保留默认设置,点击 OK 按钮。
如图 3-4 所示。
图 3-4 对话框设置
(3)对 open 边界进行与边界 inlet 同样的设置。
(4)将 outlet 设为 pressure-outlet 类型,打开设置对话框,保留默认
设置,点击 OK,点击 Close 按钮,关闭边界条件设置对话框。
第四步 求解计算
1、设置求解控制参数
5
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点击 Solve→Controls…,打开 Solution controls 对话框,保留默认参数
设置,点击 OK。
2、求解初始化
点击 Solve→Initialization…,打开初始化流场设置对话框,在 Compute
From 项,点击下拉按钮,选择 inlet,在 Reference Frame 项选择 Relative to
Cell Zone,点击 initialize。
3、求解过程残差监视器设置
点击 Solve→Monitors→Residual…,打开残差检测设置对话框,在 Options
项选择 Print 和 Plot。
在 Absolute Criteria 项全部改为 1e-6。
点击 OK 按钮。
4、求解过程升力监视器设置
点击 Solve→Monitors,在对话框里选择 Lift,在 Options 项,选择
Print、Plot、Write,在 Wall Zones 项,选择 body;在 Force Vector 项,x 项
输入-0.0471,y 项输入 0.9989,这是升力方向,在 File Name 项保留 c1-
history,数据将写入文件 c1-history 中,点击 OK 按钮。
5、求解过程阻力监视器设置
在对话框中选择 Drag,在 Options 项,选择 Print、Plot、Write,在 Wall
Zones 项,选择 body;在 Force Vector 项,x 项输入 0.9989,y 项输入
0.0471,这是阻力方向,在 File Name 项保留 cd-history;点击 OK 按钮。
数据
将写入文件 cd-history 中。
如图 4-1 所示。
6
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图 4-1 对话框设置
6、为迭代计算设置基本参数值
点击 report→reference values…,打开设置对话框,在 Compute From 项,
选择 inlet,保留其他默认设置。
7、保存文件
点击 File→write→case…,点击 OK,保存求解文件。
8、迭代求解计算
点击 Solve→Run Calculation…,打开迭代计算设置对话框。
在 Number
of Iterations 项输入 1000;点击 Calculate 按钮,开始迭代计算。
经过 420
次迭代后,计算收敛;点 File→Write→Case&Date…,保存文件。
残差曲线、
升力曲线和阻力曲线如下。
①残差监测曲线,如图 4-2 所示。
②升力监测曲线,
如图 4-3 所示。
③阻力监测曲线,如图 4-4 所示。
图 4-2 迭代过程残差监测曲线
7
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图 4-3 迭代过程升力监测曲线
图 4-4 迭代过程阻力监测曲线
第五步 计算结果分析
1、绘制机翼表面上的压力分布曲线
点击 Plots→XY Plot…,打开设置对话框。
在 Options 项,选择 Position
on X Axis,不选择 Node Values;在 Plot Direction 项,X 处填 1,Y 处填
0;在 Y Axis Function 项选择 Pressure 和下面 Pressure Coefficient;在
surfaces 项,选择 body;点击 Plot 按钮,得到机翼上、下面的压力分布曲线,
如图 5-1 所示
8
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2、求出机翼的升、阻力系数
点击 Reports→Forces→set up… 打开升、阻力报告对话框。
(1)阻力及阻力系数
在 Wall Zones 项选择 body;在 Direction Vector 项,x=0.9989,y=0.0471;点
击 Print 按钮,则在信息反馈窗口内显示机翼的阻力与阻力系数,如图 5-2 所
示。
(2)升力与升力系数
在 Wall Zones 项选择 body;在 Direction Vector 项,x=-
0.0471,y=0.9989;点击 Print 按钮,则在信息反馈窗口内显示机翼的升力与升
力系数,如图 5-3 所示。
图 5-1 机翼表面的压力分布图
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图 5-2 机翼阻力报告
图 5-3 机翼升力报告
3、绘制流畅静压强分布云图
点击 Graphics and Animations→Contours,打开云图设置对话框。
在
Options 项,选择 Filled、Node Values、Global Range、Auto Range;在
Contours of 下,选择 Pressure 和 Static Pressure;在 Levels 项设置为 20;
保留其他默认设置,点击下面的 Display 按钮。
可得到在机翼附近的压强分布
云图,如图 5-4 所示。
10
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图 5-4 机翼附近的压强云图
4、翼型附近速度云图
在 Contours of 下,选择 Velocity 和 Velocity Magnitude,点击下面的
Display 按钮。
得到速度分布云图,如图 5-5 所示。
图 5-5 机翼附近的速度云图
5、速度分布矢量图
点击 Graphics and Animations→Vectors,打开速度矢量图设置对话框。
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在 Vectors of 项选择 Velocity,在 Color by 项选择 Velocity 和 Velocity
Magnitude,保留其他默认设置。
点击 Display 按钮。
得到机翼附近速度矢量图,
如图 5-6 所示。
图 5-6 机翼附近的速度矢量图
讨论 1 网格对计算结果的影响
1、启动 Fluent-2ddp。
读入网格文件 airfoil_jiami.mesh,重新进行计算
假设流体为不可压理想流体,设置同前,文件存为 airfoil_jiami.cas。
经过
429 次迭代后,计算收敛。
残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。
①残差监测曲线,如图 T1-1 所示。
②升力监测曲线,如图 T1-2 所示。
③阻力监测曲线,如图 T1-3 所示。
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图 T1-1迭代过程残差监测曲线
图 T1-2迭代过程升力监测曲线
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图 T1-3迭代过程阻力监测曲线
2、机翼升力及升力系数
机翼升力报告如图 T1-4 所示。
3、机翼阻力及阻力系数
机翼阻力报告如图 T1-5 所示。
图 T1-4 机翼升力报告
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图 T1-5 机翼阻力报告
4、机翼表面压力分布曲线如图 T1-6 所示。
图 T1-6机翼表面压力分布曲线
5、机翼附近的压强云图如图 T1-7 所示。
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图 T1-7 机翼附近的压强云图
6、机翼附近的速度云图如图 T1-8 所示。
图 T1-8机翼附近的速度云图
7、机翼附近的速度矢量图如图 T1-9 所示。
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图 T1-9机翼附近的速度矢量图
8、保存 Case 和 Date 文件。
讨论 2 气体压缩性对流体的影响
1、将气体设置为理想可压缩流体
点击 Define→Materials..,打开流体属性设置对话框。
点击 Density 右侧下拉
箭头,在下拉列表中选择 ideal-gas,点击 Chang/Create,点击 Close 按钮。
2、改变 inlet/open 边界为压力远场边界
点击 Define →Boundary Conditions…,打开对话框。
在 Zone 项,点击
inlet;在 Type 项选择 Velocity-inlet,打开对话框;在 X-Component of
Flow Direction 项填入 40.95,在 Y-Component of Flow Direction 项填入
1.93;保留其他默认设置,点击 OK 按钮。
用类似的方法和设置改变 open 边界类型并进行设置。
3、Outlet 边界设置
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对于 outlet 边界,其他类型不变。
4、求解器控制参数设置
保留默认设置
5、迭代计算
保存文件为 airfoil_jiami_com,重新初始化流场,并进行计算,计算经过 422
次迭代后收敛,并得到如下结果。
(1)残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。
①残差监测曲线,如图 T2-1 所示。
②升力监测曲线,如图 T2-2 所示。
③阻力监测曲线,如图 T2-3 所示。
图 T2-1残差监测曲线
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图 T2-2升力监测曲线
图 T2-3阻力监测曲线
(2)机翼升力报告如图 T2-4 所示。
机翼阻力报告如图 T2-5 所示。
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图 T2-4机翼升力报告
图 T2-5机翼阻力报告
(3)机翼表面压力分布曲线如图 T2-6 所示。
图 T2-6 机翼表面压力分布曲线
(4)机翼附近的压强云图如图 T2-7 所示。
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图 T2-7机翼附近的压强云图
(5)机翼附近的速度云图如图 T2-8 所示。
图 T2-8机翼附近的速度云图
(6)机翼附近的速度矢量图如图 T2-9 所示。
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图 T2-9 机翼附近的速度矢量图
(7)保存 Case 和 Date 文件。
讨论 3 黏性对计算结果的影响
1、启动 Fluent-2ddp,读入文件 airfoil-jiami.cas
2、选取絮流模型
点击 Display→Models→Viscous...,打开絮流模型设置对话框,选择 k-
epsilon(2equ),保留其他默认设置,点击 OK。
3、边界条件
Inlet 和 open 边界条件设置。
在 Velocity Specification Method 项选择
Components,X-Velocity 项填入 40.95,Y-Velocity 项填入 1.93,保留其他默
认设置,点击 OK 按钮。
4、求解器控制参数
保留默认设置。
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5、收敛临界值设置
残差收敛监测器设置中,收敛临界值全部设为 1e-6。
6、保存文件
保存文件为 airfoil-jiami-n;流场初始化后,重新计算,迭代计算 496 次后残
差收敛,计算结果如下。
(1)残差曲线、升力曲线和阻力曲线如下。
①残差监测曲线,如图 T3-1 所示。
②升力监测曲线,如图 T3-2 所示。
③阻力监测曲线,如图 T3-3 所示。
(2)机翼升力报告如图 T3-4 所示。
(3)机翼阻力报告如图 T3-5 所示。
(4)机翼表面压力分布曲线如图 T3-6 所示。
(5)机翼附近的压强云图如图 T3-7 所示。
(6)机翼附近的速度云图如图 T3-8 所示。
(7)机翼附近的速度矢量图如图 T3-9 所示。
(8)保存 Case 和 Date 文件。
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图 T3-1残差监测曲线
图 T3-2升力监测曲线
图 T3-3阻力监测曲线
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图 T3-4机翼升力报告
图 T3-5机翼阻力报告
图 T3-6机翼表面压力分布曲线
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流热仿真技术课程设计报告
图 T3-7机翼附近的压强云图
图 T3-8机翼附近的速度云图
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流热仿真技术课程设计报告
图 T3-9机翼附近的速度矢量图
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