fluent處理三維機翼數(shù)據(jù)及用相關軟件繪制三維翼型過程

1、三維翼型擾流實驗報告22李凌堯（說明:因排版原因，文中部分圖形較小可拖大，另外對應不同word排版可能稍改變）*目的意義研究了凹凸結(jié)節(jié)的分布規(guī)律對平板舵的水動力性能及失速角的影響，為前緣凹凸結(jié)節(jié)機翼的優(yōu)化設計奠定了基礎。丄模型的建立說明：對于截圖，左側(cè)為相應設置，右側(cè)為ANSYS顯示。對于標準機翼做法同理，此報告 僅以凹凸機翼的做法為例作說明。點的選擇生成NACA0020數(shù)據(jù)點，file中打開讀入data文件。凹凸舵點線面的生成輸入點坐標，連接相應點生成曲線，如圖:再根據(jù)曲線建立面生成流域輸入點坐標.連接相應點生成曲線，由相應曲線建立面，然后再生成體如圖:生成新的part關閉點和線以及體，只留

2、面。選擇partcreate part。關于面選擇見下框: 創(chuàng)建名為POINTS的新Part,關閉線和面，選擇所有點 創(chuàng)建名為CURVES的新Part,關閉點和面，選擇所有線 保存 FileGeometrySave Geometry As設定速度入口命名為inlet 設定出口命名為OUTLET選擇面 設定速度入口命名為TOP選擇面 設定速度入口命名為BOTTOM選擇面 設定壁面命名為WALL1選擇面 設定壁面命名為WALL2選擇面 定義機翼表面 名稱WING1選擇面 名稱WING2選擇面 名稱WING3選擇面 名稱WING4選擇面del哮GocmotrvCreato PartPari |W1N

3、G4Ctenfn Poti廠 A4ust Gecmelry Names（說明：在后面fluent設置中WALL1, WALL2也設為流出面）丄塊的劃分及網(wǎng)格的生成全選流域，生成block如下圖所示：切 block點擊葉片上的一點，點擊要切的邊，共切3次；同理反方向且兩次；然后在另一方向切兩 次，切后結(jié)果如下圖：擠壓block選擇對應的邊和塊擠壓，圖示為一例擠壓情況:刪除機翼內(nèi)部的塊。生成Y型網(wǎng)格（選擇Y-block）4和5兩步結(jié)束后其結(jié)果如下圖:切邊界層選邊界層厚度為，可以通過平移機翼上下表面的點來準確得到邊界層的厚度。點確定后，平移，其邊界層形成后，整體效果如下圖所示: sWrHsb，*4E

4、UfOQ|0Or ui、_ uw為了作出高質(zhì)量的網(wǎng)格，左邊的選項(nodes, spacing, radio, MAX space)根據(jù)相應的線 做適當?shù)奶顚?。網(wǎng)格點全部布置完后點pre-mesh如下圖所示:填充后幾個方向網(wǎng)格顯示:AN)YS對網(wǎng)格質(zhì)量進行檢査凹凸機翼：分別對determinants和angles兩個方面進行檢査，檢査結(jié)果如下:066 ,09。矽12勿呀0J96:2U95|&4mi O65-1:M24430Ol645廠 Log Sar/e| OmiIMin= Max=l(Min符合要求)市81 引374|8撫勿31 :氏 5 HK54118 5431?55-亦門朋羽翅O4|12

5、-Detefamont 2t2i20102 Q3 Q4 05 QG Q? Q9 0924-12-Min angles= （最小角度大于15 ）并且，網(wǎng)格總數(shù)在39萬左右。標準機翼：分別對determinants和angles兩個方面進行檢査.檢査結(jié)果如下:06-Q9 1011(2 71W上J0,9:Q95:3j?(5.W5Vi0-1 夯的知324-q12 JuTIT06H o-iQ廠 log Siv&|ai o*2 as ai os os a? osi09Min= Max=l (Min符合要求)Z109182?45 M 7281悉5 91:5湘11婦39初81 K.5 82(173232035

6、.5 30】泊31陀聞廠 Log Sag 口2Min angles= （最小角 15。）并且，網(wǎng)格總數(shù)大約在40萬左右。綜上，凹凸機翼和標準機翼網(wǎng)格質(zhì)量符合要求，可進行計算。輸出Mesh文件輸出mesh文件，然后選擇fluent-vG,選擇output,彈出對話框后按指示保存文件，最后 生成名為fluent的網(wǎng)格文件，如圖所示：olver Setup申Output Solver |FluenLV6二|ommon Structural Solver |.ANSYSTSet As DefaultApply |OK | Dismiss =luert VOqk 45!Hew? edlJh? fdkw

7、ng Fluer3-n ZST Tn3nl AaportaHu T-ciNO3I ZBHYdMDtoD- 2&30一 一 uonocw Node -r 035 an NO3fl Fiwocnn Hln31 IT 一 1XOQ LCODm- L&iiFuMotion Donoc NO3I Affon -wocrs T.rmaa - T-XIA IFi30003 T Y-v=sinO =0）Solution Methods：選擇SIMPLE算法（其它選項默認）設置 Residual Monitors： （equations 對應數(shù)值改為）drag-of , lift-of, moment-of ：

8、 （wingl 選擇，選擇 print, plot, write,右側(cè)選擇 wingl, wing2, wing3, wing4）Initiate： (Compute from 選擇 inlet, Reference Frame 選擇 Absolute)rwrsee flow ! i116 Fm“SYS FlieMT 12 IP”*仙Hr fcp)y.ANSYSgAegrg.rCrrr: ii suiut&M mixrur lav crficviatiM 4n x sirix.Errr Objtct:x-vrlxity y-vlcltj x-vvlxityk vpttleativw/atr人、

9、73扯0l 1.?W?e(6 7.W1C4.03t1e 01仙丄后處理Reportsorces（1）導出仏rce及moments值（阻力時X, Y分別表示對應角度下的速度；升力時為Y,X； moments 都為 0,如 a=0。,阻力時 Y=0；升力時 X=-0, Y=l；力矩 X=0, Y=0）&porhS3 Report f-Forces 6189?-69e.t25W271fl.t25W271b4.831U76e-89e.eaW18718,taW1871?.699S26.524672 22郴(9.951565?.399016前AHSYS Flien 12 1138 10 12 14 16

10、1820 22 24 26 28 30 32 34 36 38對應讀出不同攻角下的升力：阻力、力矩、升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)，繪制在不同 攻角下的升力系數(shù)，阻力系數(shù)，力矩系數(shù)，升阻比曲線。（2）凹凸機翼：這里，用Excel處理數(shù)據(jù)，且用Excel擬合數(shù)據(jù)，其表格如下圖所示:角度阻力D阻力系數(shù)CD升力L升力系數(shù)CL力矩M力矩系數(shù)CM升阻比CL/CD0OO6001201802430136將表中數(shù)據(jù)運用excel曲線擬合如下:阻力T-阻力系數(shù) 升力 十升力系數(shù)-力矩 +力矩系數(shù)升阻比橫坐標表示攻角，縱坐標表示對應數(shù)值。由升力和升力系數(shù)曲線，可見曲線在18。到24。其增長不光順，于是可以初步的確定

11、失 速角處于這個范圍內(nèi)，接下來分別計算21 , 20。以及22進一步確定失速角。這里，為了進一步找準失速角前后的變化，對20。，21。和22攻角再補充計算，其結(jié) 果綜合如下：角度阻力D阻力系數(shù)CD升力L升力系數(shù)CL力矩M力矩系數(shù)CM升阻比CL/CD00.6001201802021222430136將表中數(shù)據(jù)運用excel曲線擬合如下:-阻力阻力系數(shù)升力T一升力系數(shù)f-力矩力矩系數(shù)-升阻比642086420864208642086420244444333332222211111從表中不難發(fā)現(xiàn)曲線的極值點出現(xiàn)在20到22之間，特別觀察曲線在20到21明顯 是上升的趨勢，21。到22。明顯有一個下降

12、趨勢，可認為21。即對應的極大值，所以綜 上數(shù)據(jù)擬合，認為凹凸機翼失速角是21。（說明：圖中excel數(shù)據(jù)擬合曲線不是很明顯， 從表中數(shù)據(jù)可以較明顯看到變化）。（3）標準機翼同上面的凹凸機翼的尋找失速角的方式，按照上述方法計算其數(shù)據(jù)，首先不難發(fā)現(xiàn)失速角 大致在18到24之間，然后補充算21 ,發(fā)現(xiàn)21相對18仍舊下降，于是再補充算 19。，20。角的相應數(shù)據(jù)。Excel表格記錄如下（包皓失速角及其兩側(cè)數(shù)據(jù)）角度阻力D阻力系數(shù)CD升力L升力系數(shù)CL力矩M力矩系數(shù)CM升阻比CL/CD060120018019020243036將表中數(shù)據(jù)擬合成曲線如下圖所示:從表中不難發(fā)現(xiàn)曲線的極值點出現(xiàn)在18到20

13、之間，特別觀察曲線在18到19明顯 是上升的趨勢，19。到20。明顯有一個下降趨勢，可認為19。即對應的極大值，所以綜 上數(shù)據(jù)擬合，認為標準機翼失速角是19 （說明：圖中excel數(shù)據(jù)擬合曲線不是很明顯， 從表中數(shù)據(jù)可以較明顯看到變化）。（4）對比說明原因：機翼失速原因是當迎流超過臨界迎角（攻角）后，翼型上表面邊界層將發(fā)生嚴重的分離， 升力急劇下降而不能保持正常飛行，失速本質(zhì)上并非指飛機速度不足，而是指流經(jīng)翼面的 氣流速度不足，不足以平滑地流動到后緣而形成素流的情況。于是，當機翼前緣成凹凸狀時，可見其臨界攻角是變大了，前緣凹凸的作用是使氣流的分 離時間相對增長，在相對大的迎角時，前緣向下偏轉(zhuǎn)，

14、減小機翼的迎角，延遲氣流分離的 時間，避免飛機的失速。所以由這次的實驗綜合可知，前緣的凹凸是有助于減緩機翼的失速現(xiàn)象。一1*一1仝一1仝, *_2_一仝負 一1仝-* ,-蘭-.4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30 32 34 36 38T-阻力DT1-阻力系數(shù)CD升力LF-升力系數(shù)CLM 力矩M力矩系數(shù)CMT升阻比CL/CD2 O2 0 86420864208642086420244333332222211111 -機翼上下表面的壓力系數(shù)云圖06e咲AWSYSContours ofPressufo CoefficientANSYS FLUEIJT 12

15、 1May (3d. pbn19 2011 s rngke)C68心20682沁二3Contours of Pressure CoeftcientANSYS |ANSYS FLUENT 12.1Vectors機翼上下表面以及機翼兩側(cè)剖面的速度矢量線，任意波峰，波谷或平衡位置全流 域剖面速度矢量線：機翼上下表面及兩側(cè)剖面速度矢量線圖1/B波長，全流域速度矢量線圖ANSYS煬S treX I35e-X 12XC lXC 1 3MC ffa，琢. e: cSJe-： 4fX 3S 二* 1孫. 54-2 1450-Velocity Vectors Colored By Velocity Magnit

16、ude (nVs|May 19 2011AHSYS FLUENT 12.1 (3d ptns. mgke波峰處全流域速度矢量線圖平衡位置處全流域速度矢量線圖17U-We*-M9M33ANSYS：O13OMDtrca .幺- gWIS)SMel TXel 5X4ei“5HiMay 19.2011ANSYS FLUENT 12 1 .甜吃 rnqke)機翼表面的流線分布圖標準機翼剖面與凹凸機翼表面任意一個波長內(nèi)的平衡位置，波峰，班 波長（凸出部分） 處的Cp：3/B波長處Cp圖ANSYSPressure CoefficisnlMay 19.2011AJISYS FLUEHr 12 1 (3d pb

17、ns rngke)波峰處Cp圖 丨伽癥-=Cofiffictorc r rJ-, 0ac3ce“0*25OWOW02C2C25Paviicn (mJPressure CoeffcientMay 19.2011ANSYS FLUEMT 12 1 (3d pbns rngke)平衡位置處Cp圖ANSYSPry應P(e$suf9 CoefficientiCOfCCooxc，5X3 39M3 - -*- * u i L v - - v v 1 * - v b u i u v hC G5 t 【K O* 01S OW 01T502)22302JPcniiion旳May 19.2011ANSYS FLUE

18、MT 12 1 (3d pbns. mgke)ANSYSContours of Wall Shear Stress (posed)May 19.2011ANSYS FLUENT 12 1 (3d pbns mgke)Wall Fluxes-Wall-Shear Stress：標準機翼剖面與凹凸舵的剖面在任意波長內(nèi)，波峰，平衡位置，VB波長（凸出部分）處 的剪應力分布1/B處剪應力分布圖ANSYS,46IMfCn -IMfO -&畑 cc -WOII Sh*ar &resa-pdXOl|4 5X.CC -23OME -Paviticn (m)Wall Shear Stress9. 2011ANSYS FLUENT 12 1 |3d rngke)波峰處剪應力分布圖ANSYS-15- -Walle-駐gStTCX(pascal；.-:-0050 COKQE 0101 C QE 0：0225023Poilc旳1 -r-rWfilCMC T-T133640： 2Cfe* -y.033MDC5CC5aiototsa 倪020225CPciiiicn (mWall Shea