fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程.doc

1、三维翼型扰流实验报告-2008011722 李凌尧（说明 :因排版原因，文中部分图形较小可拖大，另外对应不同word 排版可能稍改变）目的意义研究了凹凸结节的分布规律对平板舵的水动力性能及失速角的影响，为前缘凹凸结节机翼的优化设计奠定了基础。模型的建立说明：对于截图，左侧为相应设置，右侧为ANSYS显示。对于标准机翼做法同理，此报告仅以凹凸机翼的做法为例作说明。2.1 点的选择生成 NACA0020数据点， file中打开读入data 文件。2.2凹凸舵点线面的生成输入点坐标，连接相应点生成曲线，如图：再根据曲线建立面2.3 生成流域输入点坐标、连接相应点生成曲线，由相应曲线建立面，然后再生成

2、体如图：2.4 生成新的part关闭点和线以及体，只留面。选择part-create part。关于面选择见下框：创建名为POINTS的新 Part ，关闭线和面，选择所有点创建名为CURVES的新 Part ，关闭点和面，选择所有线保存 File-Geometry-Save Geometry As设定速度入口命名为INLET设定出口命名为OUTLET选择面设定速度入口命名为TOP 选择面设定速度入口命名为BOTTOM选择面设定壁面命名为WALL1选择面设定壁面命名为WALL2选择面定义机翼表面名称 WING1选择面名称 WING2选择面名称 WING3选择面名称 WING4选择面( 说明：在

3、后面fluent设置中 WALL1， WALL2也设为流出面)块的划分及网格的生成3.1 全选流域，生成block如下图所示：3.2 切 block点击叶片上的一点，点击要切的边，共切3 次；同理反方向且两次；然后在另一方向切两次，切后结果如下图：3.3 挤压 block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：3.4 删除机翼内部的块。3.5 生成 Y 型网格（选择 Y-block ）4 和 5 两步结束后其结果如下图：3.6 切边界层选边界层厚度为0.004 ，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。平移图中所示的点：点确定后，平移，其

4、边界层形成后，整体效果如下图所示：更改边界相对厚度edge A ：Parameter=0.4 ；edge B: Parameter=0.63.7 移动要求的Vertices移动所要求的部分2 点使网格质量较高，不出现小于14 度的网格。（移动时Y，Z 选定）使其它的点在x 方向与平移的点位置相同，在上下都将点平移，并且与它对称的点也要进行 x 方向的平移。平移结果正视如下图：3.8关联所要求的点和线将模型中的点关联到对应的点上，方形流域上的点也要关联，机翼表面的曲线关联后变成如下图：可见，关联的边变成绿色，接下来再关联流域的曲线，全部关联完成之后如下图：3.9 布置网格点这里，仅选取一例作为演

5、示如下：（说明：对称边的radio和 spacing作相应调换）为了作出高质量的网格，左边的选项（ nodes ， spacing ， radio ， MAX space）根据相应的线做适当的填写。网格点全部布置完后点pre-mesh 如下图所示：填充后几个方向网格显示：3.10 对网格质量进行检查凹凸机翼：分别对 determinants和 angles 两个方面进行检查，检查结果如下：Min= 0.711 Max=1（Min 0.5 符合要求）Min angles=16.11（最小角度大于15）并且，网格总数在39 万左右。标准机翼：分别对determinants和 angles两个方面进

6、行检查，检查结果如下：Min=0.754 Max=1 (Min 0.5 符合要求 )Min angles=15.84 （最小角 15）并且，网格总数大约在40 万左右。综上，凹凸机翼和标准机翼网格质量符合要求，可进行计算。3.11输出 Mesh文件输出 mesh 文件，然后选择 fluent-v6 ，选择 output ，弹出对话框后按指示保存文件，最后生成名为 fluent 的网格文件，如图所示：FLUENT设置4.1 将网格文件导入到FLUENT（相应的设置按照以下步骤进行操作）4.2 Viscous Model：（选择 k-epsilon， RNG）4.3 Materials：（ Zon

7、e Conditions: Material Name选择 Water-liquid，其它选默认）4.4 Cell zone conditions4.5 Boundary Conditions：WING1 ,WING2,WING3,WING4均设置为WALLINLET,TOP， BOTTOM， Wall1,Wall2处均设置为velocity inlet（ Radio 为 2， X,Y 速度根据角度而定，如：a=0， X-v=cos0 =1，Y-v=sin0 =0）4.6 Solution Methods：选择 SIMPLE算法（其它选项默认）4.7设置 Residual Monitors：（

8、equations对应数值改为0.00001 ）4.8 drag-of， lift-of， moment-of ：（ wing14选择，选择print， plot ， write，右侧选择 wing1 ， wing2 ， wing3 ， wing4 ）4.9 Initiate：（ Compute from 选择 inlet， Reference Frame选择 Absolute ）4.9 Calculation( 迭代收敛，其步骤大致设为1000 步，根据最后曲线收敛视情况可选择是否补充计算，最好算到曲线收敛为止）后处理5.1 Reports forces（1）导出force及 moments

9、 值（阻力时X，Y 分别表示对应角度下的速度；升力时为-Y ，X； moments 都为 0，如 a=0，阻力时X=1，Y=0；升力时X=-0 ， Y=1；力矩 X=0， Y=0）对应读出不同攻角下的升力、阻力、力矩、升力系数、阻力系数、力矩系数，绘制在不同攻角下的升力系数，阻力系数，力矩系数，升阻比曲线。（2）凹凸机翼：这里，用 Excel处理数据，且用 Excel拟合数据，其表格如下图所示：角度阻力 D阻力系数 CD升力 L升力系数 CL力矩 M力矩系数 CM升阻比 CL/CD01.46161972.3863179-0.13678355-0.22332008-0.02329714-0.03

10、803615-0.0935835461.83911023.00262895.00344148.1688840.189796770.309872282.720577291123.05161314.982225510.61112317.3242830.479614880.78304473.477217761185.22900718.537154416.50092526.9402860.884303531.44376093.155651724249.150352414.93935120.00382432.6593051.47388042.40633542.1861260913014.15087423

11、.10346823.9357739.0788082.17234763.54668991.691469353619.38253731.64495926.44370543.1733952.71756734.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下：横坐标表示攻角，纵坐标表示对应数值。由升力和升力系数曲线，可见曲线在18到24其增长不光顺，于是可以初步的确定失速角处于这个范围内，接下来分别计算21， 20以及 22进一步确定失速角。这里，为了进一步找准失速角前后的变化，对20， 21和22攻角再补充计算，其结果综合如下：角度阻力 D阻力系数 CD升力 L升力系数 CL

12、力矩 M力矩系数 CM升阻比 CL/CD01.46161972.3863179-0.13678355-0.2233201-0.02329714-0.03803615-0.0935835461.83911023.00262895.00344148.1688840.189796770.309872282.720577291123.05161314.982225510.61112317.3242830.479614880.78304473.477217761185.22900718.537154416.50092526.9402860.884303531.44376093.155651724206.

13、198182810.11948218.33246929.9305611.0405411.69884242.957716709216.856320811.19399318.93944230.9215381.13651581.85553592.762333155227.966910213.007218.56051430.302881.32526452.16369712.329700474249.150352414.93935120.00382432.6593051.47388042.40633542.1861260913014.15087423.10346823.9357739.0788082.1

14、7234763.54668991.691469353619.38253731.64495926.44370543.1733952.71756734.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下：从表中不难发现曲线的极值点出现在20到 22之间，特别观察曲线在20到 21明显是上升的趋势，21 到22明显有一个下降趋势，可认为21即对应的极大值，所以综上数据拟合，认为凹凸机翼失速角是21（说明：图中excel数据拟合曲线不是很明显，从表中数据可以较明显看到变化）。（ 3）标准机翼同上面的凹凸机翼的寻找失速角的方式，按照上述方法计算其数据，首先不难发现失速角大致在 18

15、到 24之间，然后补充算 21，发现 21相对 18仍旧下降，于是再补充算19， 20角的相应数据。Excel 表格记录如下（包括失速角及其两侧数据）角度阻力 D阻力系数 CD升力 L升力系数 CL力矩 M力矩系数 CM升阻比 CL/CD01.52144192.4839868-0.0015209-0.00152088-0.00022277-0.000363712-0.0006122761.8594963.03591184.71444667.69705570.16890430.275762122.535335743122.92372064.77342149.938134116.2255250.4

16、31659540.704750263.399139452184.84596157.911773915.09087524.6381630.794630061.29735523.114113638195.29406918.643378115.75429125.7212910.876197921.43052722.975837769206.542456410.68156114.91276224.3473661.13813131.85817352.279382761248.507086213.8891216.59901227.1004281.3840572.25968491.9511983483013

17、.03695421.28482220.32587933.1851081.98638213.24307281.5590972763618.33067829.92763823.47446838.3256632.5480884.16014371.280611019将表中数据拟合成曲线如下图所示：从表中不难发现曲线的极值点出现在18到 20之间，特别观察曲线在18到 19明显是上升的趋势，19 到20明显有一个下降趋势，可认为19即对应的极大值，所以综上数据拟合，认为标准机翼失速角是19（说明：图中excel数据拟合曲线不是很明显，从表中数据可以较明显看到变化）。（ 4）对比说明原因：机翼失速原因是当

18、迎流超过临界迎角（攻角）后，翼型上表面边界层将发生严重的分离，升力急剧下降而不能保持正常飞行，失速本质上并非指飞机速度不足，而是指流经翼面的气流速度不足，不足以平滑地流动到后缘而形成紊流的情况。于是，当机翼前缘成凹凸状时，可见其临界攻角是变大了，前缘凹凸的作用是使气流的分离时间相对增长，在相对大的迎角时，前缘向下偏转，减小机翼的迎角，延迟气流分离的时间，避免飞机的失速。所以由这次的实验综合可知，前缘的凹凸是有助于减缓机翼的失速现象。5.2 机翼上下表面的压力系数云图5.3 Vectors机翼上下表面以及机翼两侧剖面的速度矢量线，任意波峰，波谷或平衡位置全流域剖面速度矢量线：机翼上下表面及两侧剖面速度矢量线图1/8 波长，全流域速度矢量线图波峰处全流域速度矢量线图平衡位置处全流域速度矢量线图5.4 机翼表面的