FLUNT中分区计算的实现.docx
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FLUNT中分区计算的实现.docx
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FLUNT中分区计算的实现
FLUENT中应用PROFILE实现分区计算
1)问题的提出
在做CFD计算的时候,常常被计算能力所限制,也就是你能模拟的网格总的数量。
过这个数量的话,你的计算机就无法承受啦!
针对这个问题,各方面的工作一直在做,如自适应网格,把变化剧烈的地方的网格加密,不剧烈的地方变稀;还有在物面附近网格加密,捕捉壁面效应。
这些都是从数值计算本身想办法。
另一方面,计算机的速度在不断的提高,同时并行计算正在成为发展的大方向!
但是,如果你不具有“豪华”的计算能力,却要面对相对复杂的计算,该怎么办呢?
就向中国人用算盘也能计算原子弹爆炸一样。
只要你仔细的思考,方法总是有的!
当然具体的方法各不相同。
下面仅举一个高超音速流场分区计算算例!
算是抛砖引玉啦!
2)算例描述
要计算某飞行器在高超声速飞行时的表面热流,属三维复杂形体。
同时热流的计算对网格的要求相对较高。
经初步分析网格数量要在300万左右,基本上超过了单机的计算能力范围!
下面的说明中用一个二维的简单模型做为示意。
3)方法及理论基础
根据超声速流场中的扰动波的传播原理,也就是卡门三原理,简单的说就是:
1)上游禁讯原理
2)分域原理
3)集中作用原理
这个原理是说在高超声速流场中下游流场只受上游流场的影响,反过来下游的流场不影响上游。
同时根据飞行器的外形一般中部相对来讲构造简单,流场比较稳定。
这样就产生了这样的想法。
把整个飞行器从中间分开,两段分开计算,就解决了网格的问题!
现在要解决问题的重点就是上游流场数据到下游流场的传递问题。
在FLUENT中采用PROFILE的形式实现。
4)计算模型
图1.整体模型
在图1中给出整体模型,用一个尖头的旋成体来模拟整个飞行器。
图2.模型的前半段
图3.模型的后半段
同时要说明的是,整个模型长700MM,前半段在300MM的位置分开,后半段的分开位置是250,这样做是为了,在前半段的计算结果中,在250MM的位置取计算结果,作为后面的流场的入口条件,留出这样一个范围会使流场稳定,提高计算结果的精度。
5)边界条件的处理
分别对三种情况的流场进行计算,并对结果进行对比分析。
下面对三种情况的边界条件进行分别的说明。
这个部分是本文的重点。
5.1全模型计算的边界条件
图4.全模型计算的边界条件示意
压力远场给定6马赫的来流,温度300K,压力101325PA
壁面给定恒温壁面400K
压力出口指定压力101325,温度300K,这个出口条件在超音速流场中是没有用处的,随便指定就可以啦!
5.2)前半段模型的边界条件
图5.前半段的边界条件
具体的参数设置和全模型中的相同,就不重复啦!
5.3)后半段模型的边界条件
图6.后半段的边界条件
对于壁面、压力远场和压力出口和前面的处理相同,就不说啦,主要是压力入口,上下流场的衔接就在这里。
具体的做法如下:
1)先计算前半段的流场
2)取X=250MM的截面输出PROFILE。
具体如下。
用SURFACE->ISO-SURFACE切出X=250MM的截面
分析要在截面上的参数要作为压力入口的参数来使用,要输出如下变量:
图7.压力入口的变量
这里特别要主要的是,在指定速度的时候,一定要用方向矢量,否则默认的是速度垂直于入口的面,那样就错了,没有达到出口和入口的完全连接。
要注意的是,关于速度矢量,在输出的时候,有一个这样的选项:
图8.VELOCITYANGEL图
它代表的是速度方向余弦函数,方向的正弦函数通过FIELDFUCTION得到:
图9.方向SIN的定义
把定义好的条件输出:
图10.PROFILE的输出
3)在后半段的模型计算中读入相应的PROFIE并作为压力入口的边界条件:
图11.PROFILE的读入
6)结果的简单对比分析:
现给出全模型的压力云图:
图12.全模型压力云图
在给出前半段的压力云图:
图13.前半段压力云图
图14.后半段压力云图
从图中可以看出,连接效果相当的好。
7)总结
本算例通过对高超声速流场的分段计算的模拟,向大家展示了FLUENT应用的一些小的技巧,如PROFILE、FIELDFUNCTION等!
这也是我一贯底风格,就如一句常说底话,把复杂的问题弄简单了,贡献!
希望这个算例对大家在面对不好解决的问题的时候,有启发思路的作用!
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