RAE2822翼型流場的fluent計算

1、RAE2822翼型跨聲速繞流的CFD計算摘 要：使用ANSYS對RAE2822翼型進行網(wǎng)格劃分,之后導(dǎo)入fluent中進行計算。通過對不同的模型和不同邊界層網(wǎng)格的計算，采用控制變量的方法分組比較分析，并將計算結(jié)果中的壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)以及組內(nèi)數(shù)據(jù)進行對比分析，以驗證FLUENT計算結(jié)果的準(zhǔn)確性。關(guān)鍵詞：RAE2822，控制變量，ANSYS，F(xiàn)LUENT引言： 本文研究了速度場來流條件為Ma=0.729, =2.31的情況下各種狀態(tài)下的計算結(jié)果。計算狀態(tài)分別為無粘流動（歐拉方程、無附面層網(wǎng)格）；至少3種不同湍流模型計算粘性繞流（同一帶附面層網(wǎng)格，y30）。采用S-A湍流模型，建立4種不同y的網(wǎng)格

2、計算（y1, y10, y30, y50）。 對y50的網(wǎng)格，額外采用流場求解網(wǎng)格自適應(yīng)功能（基于壓力梯度）進行計算。以及在Ma0.75, Re5106,迎角=-1, -0.5, 0, 0.5, 1的條件下對DLR-F6翼身組合體的繞流進行了數(shù)值求解，并將所得結(jié)果與實驗結(jié)果進行對比分析，對FLUENT軟件計算三位復(fù)雜外形繞流的準(zhǔn)確性進行驗證。 通過對不同狀態(tài)下的計算結(jié)果分析飛行器的氣動特性，并且將數(shù)值計算的結(jié)果與相應(yīng)的試驗數(shù)據(jù)進行比較，從而對數(shù)值計算結(jié)果進行驗證。一、RAE2822翼型1.1 RAE2822翼型二維模型 圖 1 SAE2822機翼翼型 1.2計算初始參數(shù) 流體介質(zhì)：理想空氣 來

3、流條件馬赫數(shù) Ma=0.729 攻角 =2.31 來流的壓力和溫度：P=Pa，T=300K 聲速v=（KRT）0.5=347.19m/s來流速度=Ma*v=253.10 m/s二、RAE2822翼型網(wǎng)格的劃分和參數(shù)的設(shè)置2.1 RAE2882翼型網(wǎng)格的劃分 本文由機翼的特征長度L=1m、馬赫數(shù)為Ma=0.729和雷諾數(shù)Re=6.5106根據(jù)計算可得到不同附面層的第一層厚度表1所示：根據(jù)表1的數(shù)據(jù)利用ICEM軟件劃分不同第一層厚度的邊界層網(wǎng)格和無邊界層厚度的網(wǎng)格，以y=30為例，網(wǎng)格圖形如圖2所示： y h 0.80. 100. 300.500. 表1 不同附面層網(wǎng)格第一層厚度h圖 2 y=30

4、的網(wǎng)格 2.2參數(shù)的設(shè)置 邊界的溫度T=300K；對于攻角的處理是通過在FLUENT計算時設(shè)置的來流速度的方向來體現(xiàn)，如圖3所示： 圖3 邊界條件的設(shè)置三、計算結(jié)果和數(shù)據(jù)處理分析3.1無粘模型和湍流模型計算結(jié)果的對比分析這里選用的無粘模型和用y=30的邊界層網(wǎng)格和用Spalart-Allmaras湍流模型的計算結(jié)果分別與試驗數(shù)據(jù)進行比較。比較結(jié)果分別如圖4所示： 圖4 無粘模型和Spalart-Allmaras湍流模型的壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)的比較 由圖4可知，湍流模型計算所得的壓力系數(shù)比無粘模型計算所得壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)符合的更好。3.2 三種不同湍流模型的對比分析本文選用y=30的邊界層網(wǎng)格，

5、分別采用Spalart-Allmaras、k-epsilon和Scale-Adaptive Simulation 這三種湍流模型計算所得的壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)的進行比較。結(jié)果如圖5所示：圖 5 三種不同湍流模型計算所得壓力系數(shù)曲線與實驗數(shù)據(jù)曲線的比較根據(jù)圖5曲線對比分析，三種不同湍流模型的壓力系數(shù)的計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的曲線比較吻合，并且三種湍流模型計算所得壓力系數(shù)的偏差也很小。3.3 四種不同邊界層網(wǎng)格的計算結(jié)果的對比分析本節(jié)選用y=0.8、y=10、y=30和y=50四種不同的邊界層網(wǎng)格，均采用Spalart-Allmaras湍流模型，分析不同邊界層網(wǎng)格計算所得壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)的差別。四種計

6、算結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)如圖6所示：根據(jù)圖6所示y=10時與試驗的數(shù)據(jù)差別最大，y=50與試驗數(shù)據(jù)的吻合度也比較差；y=0.8和y=30的計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)的吻合度比較好。所以單獨對y=0.8和y=30的計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)進行比較如圖7所示：根據(jù)圖7所示，對y=0.8和y=30的計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)吻合的都比較好，分析認(rèn)為是因為，y=0.8和y=30正好是的邊界層與網(wǎng)格線相重合，所以更加準(zhǔn)確的計算了邊界的流體流動狀態(tài)。圖 6 四種不同邊界層網(wǎng)格的Spalart-Allmaras湍流模型計算所得壓力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù) 圖7 y=0.8和y=30的Spalart-Allmaras湍流模型計算所得壓力系數(shù)與試驗數(shù)

7、據(jù)3.4 流場求解網(wǎng)格自適應(yīng)功能計算結(jié)果的對比分析本節(jié)對于y=50的網(wǎng)格額外采用流場求解網(wǎng)格自適應(yīng)功能（基于壓力梯度）進行計算。將計算結(jié)果與試驗結(jié)果和不用網(wǎng)格自適應(yīng)功能的結(jié)果進行對比分析。網(wǎng)格自適應(yīng)部分設(shè)置如圖8所示，設(shè)置結(jié)果如圖9所示： 圖 8 壓力梯度流程自適應(yīng)的設(shè)置圖 9 流場自適應(yīng)網(wǎng)格的結(jié)果對于流場求解自適應(yīng)選用和y=50相同的參數(shù)設(shè)置，計算流場結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)以及不用流場求解自適應(yīng)的計算結(jié)果對比分析如圖10所示：根據(jù)圖10所示結(jié)果，在采用流場自適應(yīng)功能（基于壓力梯度后）機翼下表面積（即圖形上半部分）與試驗數(shù)據(jù)的吻合更好。圖 10 流場求解自適應(yīng)功能與非自適應(yīng)計算結(jié)果及試驗數(shù)據(jù)對比分析圖四 結(jié)論 本文通過對不同的模型和不同邊界層網(wǎng)格的計算，采用控制變量的方法分組比較得出湍流模型更加符合機翼繞流；對于相同的邊界層網(wǎng)格，不同的湍流計算模型的計算結(jié)果是一樣的；對于相同的湍流模型，不同的邊界層