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使用Pointwise建立二维翼型流场网格

使用Pointwise建立二维翼型流场网格
使用Pointwise建立二维翼型流场网格

a a

使用Pointwise建立二维翼型流场网格

Andrew Moa

Pointwise是一款优秀的结构化网格生成器,其前身是大名鼎鼎的Gridgen,曾应用于航空航天、高性能发动机、潜艇等领域。2008年,Pointwise公司推出了Pointwise软件的第一版,2012年4月份发布Pointwise 17,该版本集成了Gridgen软件的所有功能。Pointwise软件不仅可以生成结构化网格,还可以生成非结构网格。其生成结构网格严格遵循线(Connectors)到面(Domains)、面到体(Blocks)的拓扑规则,简单直观,便于学习。Pointwise还提供了拉伸、扫略、旋转等多种方式生成网格,提供了自动求解的方式来提高结构网格的正交性。该软件支持多个求解器,接口类型丰富。

本文采用Pointwise 17.0 R2,以NACA 63(3)-218翼型为例,简单介绍使用Pointwise生成结构化二维翼型流场网格的一般步骤。

1、导入翼型数据

A、首先启动Pointwise,程序界面如下:

B、点击File->Import->Database,在目录中选择翼型数据并打开。

C、确保被选中的翼型数据为以下格式:

数据应为ASCII格式;其中第一行为点的数量,该文件中共51个点;之后各行分别是各点的x、y、z三个坐标值。

D、导入之后的翼型几何如下:

可以看到Database里导入的curve-1显示的类型(Type)为Line(直线段)。当翼型的布点数据比较稀少而翼型几何比较复杂时,在某些区域就会出现不光滑的现象,如下所示

可以看到,翼型的前缘是由不光滑的线段构成的。解决的办法是将翼型转成B样条曲线:选中翼型几何curve-1,点击Edit->Spline,curve-1自动转换成Bezier。

检查翼型的尾缘有没有出现不闭合现象。

对于某些翼型数据,转换后的Bezier曲线可能会出现尾缘不闭合的现象,这时可以在Curve里选择其他形式的曲线,或是手动进行连接。

2、生成Connectors

A、首先选中curve-1,点击Connectors on Database Entities,自动生成翼型壁面的Connectors,并自动命名为con-1。

B、选中con-1,点击Edit->Split,对翼型进行分段。

这里可以在Split Location的XYZ:里直接输入”0 0 0”,然后按Enter布置分割点。但前提是该Connectors必须经过该点,这取决于导入的翼型的数据。当然对于不同的情况有不同的分割方式可供选择。点OK确认分割。分割之后的翼型如下,上段自动命名为con-1-split-1,下段自动命名为con-1-split-2。

C、建立流场中的其他Connectors。使用2 Points Curves,确保Entity Type 里选的是Connectors。

a a

选择翼型尾缘上的点(1,0,0)。当指针移到可选择的点上时,指针显示成圆,单机左键即可选取该点:

选中Advanced,在XYZ Offset:里输入”20 0 0”,按Enter键,建立长度为20的水平线段;选中建立的直线段的末尾的点(21,0,0),在XYZ Offest:里输入”0 10 0”,按Enter,建立长度为10的垂直线段;选择垂直线段的末点(21,10,0),在XYZ Offest:里输入”-20 0 0”,Enter,;OK退出。此时生成的Connectors如下:

选中最后建立的两条Connectors,依次点击Ctrl+C、Ctrl+V,在粘贴选项中选择Mirror。

a a

在Constant X, Y, or Z中选择Y =,保持后面的值为0,OK确认。

再次OK退出粘贴选项,此时生成的Connectors如下:

选择Curve工具,确保Entity Type里选择的是Connedtors,Segment Type

里选择Circle,Circle Segment Options里选择2 Points & Center。先选择两个端点D和F,再选择中心A生成圆弧DF。如果生成的圆弧方向相反,可以点击Flip 改变方向。选中新生成的圆弧,点击Edit->Split,在Curve Options里选择Spilt Only At Coordinate,在Constant Y里输入0并Enter,OK分割圆弧。最终生成的Connectors如下:

3、生成网格

A 、布置点

选中翼型壁面上下两条Connectors ,点击Grid->Dimension ,在Set Dimension 里选择Number of Points 并输入350,点击Dimension 在翼型壁面的两条弧线上各布置350个点。选择AB 、CD 、EF 三条Connectors ,用同样的方法各布置120个点。同样,在BC 、BE 两条Connectors 上各布置90个点,在DG 、FG 两条Connectors 上各布置350个点。OK 确认并退出。选中所有的Connectors 并点击Points on 可查看布点的情况。

B 、调整Spacing Constraints

Spacing Constraints 主要用于调整网格节点的间距和疏密变化情况,一条Connectors 上有两个Spacing Constraints 。点击All Mask On/Off 取消所有的复选框,然后选中Spacing Constraints 。

选择靠近O 点的两个Spacing Constraints ,在Spacing 里输入0.0005并Enter ,靠近O 点的两个Spacing Constraints 调整为

0.0005.

A

B

E

F

O G

同样的方法,将靠近D、A、F三点的所有Spacing Constraints调整为0.002,将AB、CD、EF三条Connectors上靠近B、C、E、三点的Spacing Constraints调整为0.3,将BC、BE三条Connectors上靠近C、E、两点的Spacing Constraints 调整为0.3,将靠近G点的两个Spacing Constraints调整为0.3,将BC、BE三条Connectors上靠近C、E、两点的Spacing Constraints调整为0.001。调整后的Spacing如下:

C、生成面网格(Domains)

首先确保已经选中的是Structured(结构网格):

依次点击Create->Assemble Special->Domain,首先选择AB线段,确保黄色的箭头指向点A。如果黄色小箭头的方向相反,则点击Reverse Edge反转方向。接着依次选择AO上弧线,OA下弧线,再次选择AB,确保AB上有两个箭头出现。

在Structured Domain里可以看到拓扑映射的情况。拓扑中将翼型流场映射为四边形的边(Edge),然后将每条边上的点连线生成结构网格。需要注意的是,两条对边必须保证布点的数量一致,否则无法生成结构网格。此处采用的映射规则为Edge1(BA->AO->OA->AB)->Edge3(EF->FG->GD->DC),Edge2(BE)->Edge4(BC)。

点击Next Edge,然后选择BE线段。如果Options里的Auto Complete已经勾选,再次点击Next Edge则自动生成面网格,否则需要手动指定拓扑映射规则。OK确认生成面网格。

壁面加密情况:

List 里可以查看网格数:

一共是83304个网格。 4、网格输出

A 、设置求解器

点击CAE->Select Solver ,设置求解器类型。本文以Fluent 为例,在Select Solver 中选择ANSYS Fluent ,OK 确认。点击CAE->Set Dimension->2D ,设置输出为二维网格。可以在List 下方的状态栏中查看输出求解器信息如下:

B 、设置边界条件(B

C )

点击CAE->Set Boundary Conditions 。在Set BC 里点击New ,在新建的BC 双击Name ,输入inlet ,双击Type 选择Velocity Inlet ,选中线段CD 、EF

和圆弧

a a

DG、GF,点击inlet前面的Set复选框,则四条选中的Connectors成为inlet边界。同样的方法,将BC、BC两条Connectors设置为outlet边界,类型为Pressure Outlet;将OA上下的两条翼型壁面弧线设置为wall边界,类型为Wall。

点击Close完成边界条件设置退出。

点击CAE->Set V olume Conditions,设置体积条件(VC)。点击New建立新的VC,双击Name输入名称为fluid,双击Type选择Fluid,然后选择要设置的Domains,点击fluid前的Set复选框,则选中的Domains成为fluid VC。点击Close退出。

C、保存并输出网格

点击File->Save保存Pointwise文件。

在Masks中选中Domains,然后选中要输出的面网格,点击File->Export->CAE,输入文件名,生成Fluent使用的.cas文件。

D、在Fluent里修复导入的网格

在fluent里打开输出的网格可能会显示以下信息:

a a

根据提示,只要在命令行窗口输入”mesh repair-improve repair”自动修复即可。

Report Quality,可以看到网格的质量挺高的。

可以将网格另存为cas文件,方便下次读取。

5、总结

总的来说,Pointwise不失为一款强大的网格生成器。对于比较简单的几何体,其划分结构网格的效率比较高,生成的网格质量也比较高。但是对于较复杂的几何体,就要考验使用者对空间拓扑的理解和划分能力了。

Pointwise程序本身还有许多不完善的地方,比如使用中偶尔会遇到一些BUG,使用Fluent读取导出的网格的时候会有出错的现象,但是总体来说这并不影响使用。当然也希望软件的设计者能在更新的版本中修复这些问题。

RAE2822翼型流场的fluent计算

RAE2822翼型跨声速绕流的CFD计算摘要:使用ANSYS对RAE2822翼型进行网格划分,之后导入fluent中进行计算。通过对不同的模型和不同边界层网格的计算,采用控制变量的方法分组比较分析,并将计算结果中的压力系数与试验数据以及组内数据进行对比分析,以验证FLUENT计算结果的准确性。 关键词:RAE2822,控制变量,ANSYS,FLUENT 引言: 本文研究了速度场来流条件为Ma=0.729, α=2.31的情况下各种状态下的计算结果。计算状态分别为无粘流动(欧拉方程、无附面层网格);至少3种不同湍流模型计算粘性绕流(同一带附面层网格,y+≈30)。采用S-A湍流模型,建立4种不同y+的网格计算(y+<1, y+≈10, y+≈30, y+≈50)。对y+≈50的网格,额外采用流场求解网格自适应功能(基于压力梯度)进行计算。以及在Ma∞=0.75, Re=5×106,迎角α=-1°, -0.5°, 0°, 0.5°, 1°的条件下对DLR-F6翼身组合体的绕流进行了数值求解,并将所得结果与实验结果进行对比分析,对FLUENT软件计算三位复杂外形绕流的准确性进行验证。 通过对不同状态下的计算结果分析飞行器的气动特性,并且将数值计算的结果与相应的试验数据进行比较,从而对数值计算结果进行验证。 一、RAE2822翼型 1.1 RAE2822翼型二维模型

图 1 SAE2822机翼翼型 1.2计算初始参数 流体介质:理想空气 来流条件马赫数Ma=0.729 攻角α=2.31° 来流的压力和温度:P=101325Pa,T=300K 声速v=(KRT)0.5=347.19m/s 来流速度=Ma*v=253.10 m/s 二、RAE2822翼型网格的划分和参数的设置 2.1 RAE2882翼型网格的划分 本文由机翼的特征长度L=1m、马赫数为Ma=0.729和雷诺数Re=6.5×106根据计算可得到不同附面层的第一层厚度表1所示: 根据表1的数据利用ICEM软件划分不同第一层厚度的边界层网格和无边界层厚度的网格,以y+=30为例,网格图形如图2所示:

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详细FLUENT实例讲座翼型计算 部门: xxx 时间: xxx 整理范文,仅供参考,可下载自行编辑

CAE联盟论坛精品讲座系列 详细FLUENT实例讲座-翼型计算 主讲人:流沙 CAE联盟论坛总版主 1.1 问题描述 翼型升阻力计算是CFD最常规的应用之一。本例计算的翼型为 RAE2822,其几何参数可以查看翼型数据库。本例计算在来流速度0.75马赫,攻角3.19°情况下,翼型的升阻系数及流场分布,并将计算结果与实验数据进行对比。模型示意图如图1所示。 b5E2RGbCAP 1.p ng(12.13 K>2018/7/29 23:41:251.2 FLUENT前处理设置Step 1:导入计算模型 以3D,双精度方式启动FLUENT14.5。 利用菜单【File】>【Read】>【Mesh…】,在弹出的文件选择对话框中选择网格文件rae2822_coarse.msh,点击OK按钮选择文件。如图2所示。p1EanqFDPw

点击FLUENT模型树按钮General,在右侧设置面板中点击按钮Display…,在弹出的设置对话框中保持默认设置,点击Display按钮,显示网格。如图3所示。DXDiTa9E3d 2.png(11.51 K>2018/7/29 23:41:25

3.png(33.41 K>2018/7/29 23:41:253-2.png(52.04 K>2018/7/29 23:41:25Step 2:检查网格 采用如图4所示步骤进行网格的检查与显示。点击FLUENT模型树节点General节点,在右侧面板中通过按钮Scale…、Check及 Report Quality实现网格检查。 4.png(12. 10 K>RTCrpUDGiT2018/7/29 23:41:25点击按钮Check,在命令输出按钮出现如图5所示网格统计信息。从图中可以看出,网格尺寸分布: x轴:-48.97~50m

使用ICEM_CFD建立二维翼型流场网格

使用ICEM CFD建立二维翼型流场网格 Andrew Moa ICEM CFD是一款专业的CFD前处理软件,也是一款比较流行的CFD网格生成器。ICEM CFD接口众多,可以为Fluent、OpenFOAM、Star-CCM+等众多求解器准备网格。ICEM CFD可以生成结构化和非结构化的网格。其最为独特的是分块(Blocking)策略,采用自上而下的分块模式,即由拓扑结构映射到几何实体,因此入门较难;但是一旦熟练掌握分块技巧,对于比较复杂的几何结构能够保证较高的工作效率。 本文以NACA 63(3)-218翼型为例,简单介绍使用ICEM CFD生成结构化二维翼型流场网格,为Fluent准备网格的一般步骤。 1、建立翼型流场几何 A、导入翼型数据 打开ICEM CFD,点击File->Import Geometry->Formatted Point Data,选择翼型数据文件,在Import Formatted INPUT point data里将Appriximation Tolerance 设置为0.000001,Apply生成翼型曲线。 确保导入的翼型数据文件为以下格式:文件应为ASCII点坐标格式,第一行为点的数量,其余各行分别为各点的x、y、z三个坐标值。

B、建立流场框架 选择工具栏中Geometry选项卡Create Point的Base Poin and Delta,在Base point中选择翼型尾缘上的点(1,0,0),在DX中输入20,Apply生成pnt.00点(21,0,0);保持选择的点不变,将DX改为0,DY输入10,Apply生成pnt.01点(1,10,0);保持选择的点不变,将DY改为-10,Apply生成pnt.02点(1,-10,0)。选择pnt.00点,将DY改为10,Apply生成pnt.03点(21,10,0);保持选中的点不变,将DY改为-10,Apply生成pnt.04点(21,-10,0)。选中点(1,0,0),将DY 改为0,DX输入-10,Apply生成pnt.05(-9,0,0)。

NACA0012二维翼型分析

基于ANASYS的机翼二维绕流模拟实验 一.实验目的: (1)通过CFD模拟得出机翼在高雷诺数下表面压力分布情况和速度分布情况。(2)通过实验掌握Fluent基本用法,并分析所得实验结果得出结论。 二.实验原理: 随着航空飞行器的快速发展,空气动力学的研究作用日益明显,绕机翼流动的流体静压力、质量密度、马赫数、气流速度的大小,对提高飞行器飞行性能有着重要作用。本次实验采用NACA0012翼型,首先在ICEM中进行O-block网格划分,然后通过Fluent对机翼绕流进行分析。最后得出在0攻角下NACA0012翼型的外流场气动数据。 首先对于标准翼型,我们要做出远场和机翼之间的网格,根据基本拓扑结构,决定采用O-Block的方法生成网格,它可以较好的解决圆弧或其他复杂形状Block顶点处网格的扭曲,同时能在附近壁面生成理想的边界层加密区域。 其次根据实际机翼外流场特性及实验目的,本实验采用基于压力隐式稳态求解器。湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型;Spalart-Allmaras 模型是一方程模型中最成功的一个,最早被用于有壁面限制的情况的流动计算,特别在存在逆压梯度的流动区域内,对边界层的计算效果良好。材料选择基于Sutherland-Law的理想气体,同时激活能量方程。由于实际为粘性流体,翼型采用壁面条件;far_field选择压力远场边界条件可以设定无限远处的自由边界条件,实现翼型绕流远场边界与翼型的距离。为满足计算精度要求,采用二阶迎风格式,即计算保留了Taylor级数的第一项和第二项,精度为二阶精度。 三.实验步骤: 1.在ICEM中导入NACA0012的点数据,补全翼型并建立远场。 2.采用O-Block方法对二维翼型进行网格划分并检查网格质量。 3.把mesh文件导入Fluent,检查网格,Minimum Volume应大于0;设置 求解器和湍流模型,并定义边界条件;压力远场马赫数设为0.8。 4.定义控制参数Scheme选择耦合,采用标准压力二阶迎风格式。 5.设置监视器,开始迭代计算。 四.实验结果:

Fluent翼型算例(中)

翼型流场的流动 问题提出 考虑空气流过给定的翼型:远前方来流为50m/s,攻角为5°,并假设处于海平面(压强101325Pa,密度1.2250kg/m3,温度288.16k,运动粘度1.4607*10‐5m2/s)。 利用FLUENT确定这些条件下的升力和阻力系数 第一步:在GAMBIT中绘制网格几何外形 本指导将带领你利用GAMBIT生成一个翼型网格,之后可将本网格导入FLUENT中进行流场计算。在计算外部层流时,例如翼型上的,我们必须定义一个边界,并将边界与翼型之间的区域划分成网格。将边界与翼型设置的尽量远是有好处的,因为我们将定义边界条件为环境条件,边界设置的越远,边界对流动的影响越弱,边界条件也就满足的越精确。 我们要用到的边界是上图中ABCDEFA所围成的图形,c是翼型的弦长。 打开GAMBIT 创建一个名为“翼型”的新文件夹,打开GAMBIT后,选择文件夹“翼型”为工作文件夹。 在主菜单中选择Solver > FLUNENT 5/6,因为所画网格将用FLUENT6.0计算。 输入边界 为了指定翼型几何形状,我们输入一组沿着翼型表面的连续顶点坐标,再通过GAMBIT利用这些坐标生成与翼型的上下表面吻合的两条边,然后将上下表面分成4个不同区域来帮助我们控制表面网格的尺寸。 让我们先来看下文件vertices.dat: 文件的第一行表示每边的顶点数(61)和边数(2)。钱61个顶点会连接形成符合翼型上表面的边,后61个顶点会连接形成符合翼型下表面的边。 在vertices.dat中弦长为1,所以X值在0和1之间,如果你用的是另一个翼型文件,注意X的值,在之后的过程中你可能会需要这样○1。

Gridgen 2D-C型网格

Gridgen网格 3. 2D 机翼: Re-Extrude 3.1 介绍 这部分内容介绍2维extruded网格的生成方法以及Re-Extrude功能。该功能使读者回到前面保存的extrusion,进行修改操作。从前面保存的的最后一步开始,几乎所有变化都做了备份。 3.2 包含内容 这个例子介绍的基本技巧有: 使用Database Import导入一个database模型 使用菜单SET DEFAULT V ALUES设置connector的缺省设置 使用2 Point Connectors生成connector 使用双曲形domain extrusion方法生成C型机翼网格 使用Modify , Re-Extrude修改保存的extrusion 3.4 几何体 本例研究Re-Extrude命令的使用方法,处理的几何体模型为两条曲线形成的简单2D机翼。最终网格为C型2D网格。如下图所示。 Database 几何体模型 3.5 启动Gridgen 3.6 Database 模型导入 教程开始,导入复合几何体文件,reext.dba。 3.7 缺省设置 从菜单MAIN MENU : 1、d efaults; 2、C on Dim dimen; 3、31; 4、C on Dist Bgn s; 5、0.01; 6、D one 所有新生成的connector的缺省dimension(网格点数)都是31;开始的间隔限制为0.01。3.8 生成Connector 从菜单MAIN MENU : 1.Connectors 2.Create

3. 2 Point Connectors 4.移动光标到机翼前缘 5.Add CP by Picking 6.移动光标到机翼后缘 7.Add CP by Picking 由于选择的两个database点在同一个database实体上,系统转换conector为约束线segment型的database。若再选择同样两个点,系统为不同的database实体选择不同的路径;若没有,则生成一个直线segment。选择同样的点: 8.移动光标到机翼前缘 9.Add CP by Picking 10.移动光标到机翼后缘 11.Add CP by Picking 按步骤把光标置于机翼的前端,因为这是需要适用缺省的clustering value之处。选择同样的点,将生成一个直线segment connector。因为只有两个database曲线用以生成database constrained segments。 现在生成尾迹connector,使用命令2 Point Connector,光标置于机翼尾缘。 12、Add CP by Picking 13、Add CP via Keybrd 14、11 15、Done 16、Done Creating Conns 机翼长度为一个单位(1.0),因此尾迹设为11,使得出口边界位于10倍机翼长度的下游。对于许多数值分析问题,这个距离是一个典型值。同样,输入数值11,系统确定该值为x坐标,y坐标、z坐标取缺省值。若只改变y坐标,可以输入11。这样系统使用x坐标和z坐标的缺省值。同样也可以单独改变z坐标,输入11。 最后的connector工作,包含这个最后的尾迹connector。开始,使用早先确定的缺省间隔。若要匹配机翼后缘connector的间隔,可以如下修改: 1.Modify 2.选择尾迹connector 3.Done 4.ReDistribute 5.Begin. △ 6.-1 输入-1,使得系统知道希望从另一个BreakPoint 复制一个间隔。采用深紫色高亮显示表明选中的connector。 7.选择任意一个机翼connector,因为都有同样的TE spacing. 8.Done ReDistributing 9.Done-Replace Connectors 这样就生成了connector。如下图所示。

(完整版)NACA0012翼型俯仰振荡实例进行讲解动网格

以NACA0012翼型俯仰振荡实例进行讲解动网格的应用过程; 首先需要声明的是,这个例子也是来源于网络,原作者不详,在此向他表示感谢。 1、问题描述 本例是想对作简谐振荡运动的NACA0012翼型的气动特性(升力系数,阻力系数和力矩系数)进行数值计算,来流速度为V,攻角的变化规律为: Alpha(t)=A/2*sin(omega*t) 其中,A=10度,omega=10*pi 弧度/秒。 2、该例需要使用动网格来实现,首先需要编写刚体运动UDF实现翼型的俯仰运动,由于在FLUENT的UDF中只能指定速度,角速度;所以,需要将攻角对时间求导,得到转动角速度的规律: D(alpha)/dt=A*omega/2*cos(omega*t) 编写的UDF在附件中。 3、由于本例只是为了讲述动网格的实现,至于其他方面的设置及分析就不再讨论;这里详细讲述下动网格的建立以及动网格的预览的结果。步骤如下: 1)将mesh文件读入到FLUENT中,Grid:check,scale…,Smooth/Swap…;Display Grid;2)定义求解器为,Define:pressure-based,2D,unsteady,Implicit,Green-Gauss Node Based(因本例使用的是三角形单元). 3)编译UDF,Define->User-Defined->Functions->Complied… 此时打开了Complied UDFs的窗口,Add…在选择UDF的对话框中找到NACA0012DM文件夹中的airfoil.c文件,选中,ok;此时返回到Complied UDFs的窗口点击Build,FLUENT开始进行编译,可以在FLUENT窗口看到编译的一些过程提示;等编译完成,点击Load;就将已经编译好的UDF加载到FLUENT中了。 4)定义动网格参数,Define->Dynamic Mesh(选勾,激活动网格模型)->Parameters… 此时打开了Dynamic Mesh Parameters 窗口,在Models中只选取Dynamic Mesh,本例的网格类型为三角形单元,要实现的运动为小幅度的转动,因此选用的动网格更新方法为Smoothing+Remeshing;开始依次对这两种更新方法进行参数设定: Smoothing中的参数设定: Spring Constant Factor(弹簧倔强系数),该值设定为一个较小的值,在0.01到0.1之间,本例选取0.08; Boundary Node Relaxation(边界节点松弛),设定为0.5; Convergence Tolerance(收敛判据),保持默认的0.001; Number of Iterations(迭代次数),保持默认的20; Remeshing中的参数设定: 为了得到较好的网格更新,本例在使用局部网格重新划分方法时,使用尺寸函数,也就是Remeshing+Must Improve Skewness+Size Function的策略。 将Minimum Length Scale及Maximum Length Scale均设置为0,为了使所有的区域都被标记重新划分; Maximum Cell Skewness(最大单元畸变),参考Mesh Scale Info…中的参考值0.51,将其设定为0.4,以保证更新后的单元质量; Size Remesh Interval(依照尺寸标准重新划分的间隔),将这个值设定为1,在FLUENT,不满足最大网格畸变的网格在每个时间步都会被标记,而后重新划分,而不满足最小,最大及尺寸函数的网格,只有在Current Time=(Size Remesh Interval)*delta t的时候,才根据这些尺寸的标准标记不合格的单元进行重新划分,为了保证每步的更新质量,将其修改为1,就是每个时间都根据尺寸的标准标记及更新网格。

使用Pointwise建立二维翼型流场网格

a a 使用Pointwise建立二维翼型流场网格 Andrew Moa Pointwise是一款优秀的结构化网格生成器,其前身是大名鼎鼎的Gridgen,曾应用于航空航天、高性能发动机、潜艇等领域。2008年,Pointwise公司推出了Pointwise软件的第一版,2012年4月份发布Pointwise 17,该版本集成了Gridgen软件的所有功能。Pointwise软件不仅可以生成结构化网格,还可以生成非结构网格。其生成结构网格严格遵循线(Connectors)到面(Domains)、面到体(Blocks)的拓扑规则,简单直观,便于学习。Pointwise还提供了拉伸、扫略、旋转等多种方式生成网格,提供了自动求解的方式来提高结构网格的正交性。该软件支持多个求解器,接口类型丰富。 本文采用Pointwise 17.0 R2,以NACA 63(3)-218翼型为例,简单介绍使用Pointwise生成结构化二维翼型流场网格的一般步骤。 1、导入翼型数据 A、首先启动Pointwise,程序界面如下: B、点击File->Import->Database,在目录中选择翼型数据并打开。

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可以看到Database里导入的curve-1显示的类型(Type)为Line(直线段)。当翼型的布点数据比较稀少而翼型几何比较复杂时,在某些区域就会出现不光滑的现象,如下所示 可以看到,翼型的前缘是由不光滑的线段构成的。解决的办法是将翼型转成B样条曲线:选中翼型几何curve-1,点击Edit->Spline,curve-1自动转换成Bezier。

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三维翼型扰流实验报告 ---22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。 点的选择 生成NACA0020数据点,file中打开读入data文件。 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 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,然后再生成体如图:

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 (说明:在后面fluent 设置中WALL1,WALL2也设为流出面) 块的划分及网格的生成 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

全选流域,生成block 如下图所示: 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: 挤压block 选择对应的边和块挤压,图示为一例挤压情况:

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Step 2:检查网格

采用如图4所示步骤进行网格的检查与显示。点击FLUENT模型树节点General节点,在 右侧面板中通过按钮Scale…、Check及Report Quality实现网格检查。 点击按钮Check,在命令输出按钮出现如图5所示网格统计信息。从图中可以看出,网格尺寸分布: x轴:-48.97~50m y轴:0~0.01m z轴:-50~50m 符合尺寸要求,无需进行尺寸缩放。 最小网格体积参数minimum volume为1.690412e-9,为大于0的值,符合计算要求。 Step 3:General设置 点击模型树节点General,在右侧设置面板中Solver下设置求解器为Density-Based,如图6所示。

fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程

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

(说明:在后面fluent 设置中W ALL1,W ALL2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: 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W ALL1选择面 设定壁面命名为W ALL2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

解椭圆微分方程生成绕翼型的贴体网格

基于有限体积法的二维欧拉方程数值计算 《计算报告》 【摘要】采有中心格式有限体积法数值求解了二维跨音速欧拉方 程。使用贴体网格代替物面周围的连续流动区域,空间离散后得到了每一个网格上的半离散方程;时间推进采用了五步二阶Runge-Kutta 格式;采用了当地时间步长法、隐式残值平均和焓阻尼等技术使数值计算加速收敛到定常状态。最后给出了NACA0012翼型绕流的数值计算结果和相应的计算程序。 §1计算方法 一、 控制方程 惯性坐标系下,理想可压流体二维非定常欧拉方程守恒形式 0=??+??+??y F x F t W y x (1) 其中 ????? ?? ? ???? ????+=?????? ? ? ?????? ????+=???? ??? ? ????????=Hv p v uv v F Hu uv p u u F E v u W y x ρρρρρρρρρρρρ22 (2) 上式中,H E v u p ,,,,,ρ分别代表压强、密度、速度x 方向分量、速度y 方向分量、单位质量总能和单位质量总焓;实际求解方程(1)时,四个方程有六个未知量,方程组不封闭。考虑到气体的热力学性质,补充两个方程,一般形式为:

),(ρp E E = (3) ),(ρp H H = (4) 对于完全气体流动,满足下列关系式 2 ) ()1(22v u p E ++ -=γρ (5) ρ p E H + = (6) γ为比热比,对于空气取4.1=γ,这样便构成了封闭的方程组。 二、 有限体积法空间离散 将(1)式在任意的控制体单元Ω(边界和单位外法向矢量分别记为Ω?和 n )上进行积分得 0)(=??+??+??? ? Ω Ω ΩΩd y F x F d t W y x (7) 定义 y x y x i v i u q q H i p q v i p q u q F +=???? ?? ?? ??????????++=,ρρρρ (8) 则应用高斯定理可得 0=?+????? Ω Ω ΩdS n F d t W (9) 上式便为积分形式的欧拉方程,它是一个一般表达式,对任意的控制体都适用,如果是固定的、体积不变化的控制体,有 0=?+?? ? ? ?Ω Ω ΩdS n F d W t (10) 将积分形式欧拉方程应用到某一个网格单元ij Ω得 0=?+ ??? ? ?ij ij dS n F d W t ΩΩΩ (11) 应用积分中值定理

翼型成型方法

翼型导入CATIA 主要有两种方法:一种是从 dxf 文件导入,其次便是基于 CATIA 进行二 次开发引用txt 文本或Excel 中数据。 首先介绍的是从dxf 文件导入CATIA 的方法: (1) Profili —翼型分析软件 该软件是在XFOIL 软件基础上开发的, 面可用于亚声速翼型的分析和设计, 有较丰富的翼型数据库,并具有很好的用户界 其目的是帮助设计人员选择合适的翼型。 本文就是以P rofili 软件为基础进行翼型的选择和 NACA0012 翼型dxf 文件的输出。 ―…-I —— — 丁 E M ULT _ _ . ......... ........ ........ ■屮匚IJfl —日[就 J J Q 扁T 」刮剧刽蹬冏q 陆F 区劄 占 1 ■才 ■! I ■ 1 J-W, ■ - ■ -— ■- r-.' - — — -L ~ s-r : : 區喊; *轴昇 Nt* 迈《 黄 fSMS Tramrws : 4豪"财: I 舒’ ■車卓MEH >rt?. W. KVii I L-- W - ■ ■ - li' “覺承k R :耐一谢S __ 2.76 一卩弩 图 2.8Profili 设置 2.8所示对话框在翼型形状 进入到Profili 环境,单击绘制差值翼型按钮之后弹出如图 下拉列表中选择梯形,选择翼型根部和梢部的翼型都为 NACA0012 ,弦长都为21.4mm 。

之后单击保存为dxf 格式,操作如图2.9 。 用CATIA 打开如图2.10,复制其中的翼型,新建一个部件, 的翼型粘贴到草图中如下图 2.11 : □「跡並F 覚*勁 ⑥ mT'Y 迪'TMi' 凹丹于 进入草图绘制,将复制

NACA0015翼型和机翼的流场仿真

NACA0015翼型和机翼的流场仿真 一、二维快速翼型网格生成 点击Script->Execute,执行脚本文件,出现以下界面,选择AirfoilMesh.glf 文件,点击打开。 弹出NACA4系列翼型网格生成器

将翼型编号0012改为0015,点击Create,网格边界半径Boundary Layer Height的值0.5修改为20,如下所示。 点击Mesh生成如下图所示的O型网格,点击Close。

然后设置边界条件即可。 二、三维机翼网格生成 在二维翼型网格的基础上拉伸形成。二维网格生成后,先不设置边界条件,选中生成的网格domain,点击Create->Extrude->Translate,在Steps中输入20,在Direction中点击Use Z Axis,在Distance中输入1.5(三维机翼的展弦比为1.5),点击Run,然后点击OK关闭。

可生成如下所示的三维网格。

在Connectors中选中con-11,即z=1处二维翼型的上半部分,点击Edit->Split,在Percent of Length中输入25将翼型上半部分在距离前缘25%处分割,点击OK,如下图所示。 同理,将z=1处翼型下半部分在25%处分割,然后点击 2 Point Curves 连接上下部分的两个分割点,并将连接后生成的线段在50%处进行分割,如下图所示。

选中分割后的两条线段,点击Grid->Dimension,在Number of Points中输入21,点击Dimension然后关闭,则在这两个线段中分别布置21个点。

NACA6412翼型CFD分析

NACA6412翼型CFD分析 1.前言 轴流风机叶轮的气动性能是风机性能的主要决定因素,而叶轮的剖面形状(即翼型)又是决定风机性能的关键。在轴流风机设计中通常借鉴航空用翼型,但是由于使用条件的不同,特别是雷诺数差异太大,如果简单采用航空用翼型,效果不是很好,所以对航空翼型在低雷诺数下进行分析,在轴流风扇的设计中是很必要的。通过对翼型的气动分析,可以得到决定翼型性能的主要气动参数(升力、阻升比等)的变化规律,指导设计工作。本文根据低马赫数下翼型升力、阻力实验相关原理,采用CFD方法进行数值模拟,来分析翼型的气动特性。 2.翼型参数 本次模拟的是NACA6412翼型,主要参数如下。 表.1 翼型型号雷诺 数Re 相对来 流速度 v(m/s) 弦长 b(m) 来流冲角α° NACA6412 10188 30 0.03-5-20246810121416 3.网格划分及边界条件 3.1网格划分 本文采用结构化网格,具体见图.1、图.2。

图.1整体网格分布 图.2翼型周围网格分布 3.2边界条件 在来流方向设置为速度进口边界条件,将来流速度分解为X 和Y 向速度,其中X 方向速度为cos x v v α=?,Y 方向速度为sin y v v α=?。出口为压力出口边界条件,设置出口压力为零。求解模型采用INVISCID 模型(无粘性模型),采用SIMPLE 算法,压力插值采用PRESTO !格式,动量方程插值方式采用二阶迎风格式。 4. 计算结果及分析

本文采用FLUENT 对NACA6412翼型进行了2D 数值模拟,得到了翼型各主要性能参数。 4.1计算数据及分析 表.2 升力Y R 阻力x R 阻升比μ 升力系数y C 阻力系数x C 4.852 0.116 0.024 0.293 0.007 13.545 0.105 0.008 0.819 0.006 19.076 0.175 0.009 1.153 0.011 25.432 0.220 0.009 1.538 0.013 31.349 0.307 0.010 1.896 0.019 38.029 0.328 0.009 2.300 0.020 43.949 0.348 0.008 2.658 0.021 48.674 0.469 0.010 2.943 0.028 52.606 0.588 0.011 3.181 0.036 55.457 0.698 0.013 3.353 0.042 57.352 0.924 0.016 3.468 0.056

翼型摆动cfd模拟

翼型摆动CFD模拟 陆面体CFD之道 1、项目概述 而嵌套网格技术已经被广泛应用于各种空气动力学模型,如旋翼飞行器、翼型摆动等的振动和噪声控制分析。其能较好的分析振荡翼型运动,诸如大幅度偏转运动等。 本项目采用openfoam软件,根据naca0012模型模拟运动中的翼型偏转,利用嵌套网格技术生成单独的翼型贴体网格(如图3所示),对大尺度的运动网格进行cfd模拟。 2、模型简化 模拟项目采用NACA0012翼型,如下图所示: 图1. 翼型几何模型 3网格划分 使用snappHexMesh工具对几何模型进行网格划分,网格为嵌套网格(如图3),分为背景网格和翼型贴体网格。网格具体信息参数如下表1、表2所示: 表1背景网格信息参数

表2翼型贴体网格信息参数

4物性参数 分析所涉及流场介质为空气,其相关物性参数如表3所示。 表3物性参数 5边界条件 自由流的流速(Air)设定为102m / s,分析对象为低马赫数,空气选用不可压缩介质,密度为1kg/m3,湍流模型选用kOmegaSST模型,初始边界条件设置如下表4所示: 表4初始边界条件设置

6、openfoam求解器设置 本项目为求解摆动翼型流场,湍流模型选用kOmegaSST,需分别设置对应fvSchemes离散方法,fvSolution方程求解方法,指定场函数setFieldsDict ,动网格运动参数及求解控制参数。 1.1 离散方法fvSchemes设置 ddtSchemes //时间离散格式,该项目瞬态计算采用欧拉离散Euler { default Euler; } gradSchemes//梯度离散,采用高斯方法,有界线性插值,为二阶离散 { default cellLimited Gauss linear 1; } divSchemes//散度离散,对流项U采用带限制器高斯线性插值,为二阶离散,k、epsilon采用高斯迎风格式,为一阶离散。 { default Gauss linear; div(rhoPhi,U) Gauss linearUpwindV grad(U);

翼型成型方法

翼型导入CATIA主要有两种方法:一种是从dxf文件导入,其次便是基于CATIA进行二次开发引用txt文本或Excel中数据。 首先介绍的是从dxf文件导入CATIA的方法: (1)Profili-翼型分析软件 该软件是在XFOIL 软件基础上开发的,有较丰富的翼型数据库,并具有很好的用户界面可用于亚声速翼型的分析和设计,其目的是帮助设计人员选择合适的翼型。本文就是以P rofili软件为基础进行翼型的选择和NACA0012翼型dxf文件的输出。 图2.8Profili设置 进入到Profili环境,单击绘制差值翼型按钮之后弹出如图2.8所示对话框在翼型形状下拉列表中选择梯形,选择翼型根部和梢部的翼型都为NACA0012,弦长都为21.4mm。

图2.9 保存格式 之后单击保存为dxf格式,操作如图2.9。 图2.10翼型导入 用CATIA打开如图2.10,复制其中的翼型,新建一个部件,进入草图绘制,将复制的翼型粘贴到草图中如下图2.11:

图2.11 生成翼型之后进行拉伸便得到直升机的主旋翼如图2.12。 图2.12拉伸后结果

由以上操作可见此种方法简单易行,便于操作。但从成型的结果看它并不理想,因为在Profili中导出到dxf中草图的点与线是一体的,在导入后进行拉伸时其点也虽之拉伸。这就导致如上图2.12 所示的结果,拉伸后是黑色的(表面不光滑)。这中模型导入到CAE软件中进行网格的划分时会导致不可划分的错误,所以我们需要寻求一种更有效的建模方法,下面就介绍基于CATIA进行的二次开发成型的方法。基于CATIA进行二次开发,引用txt文本或Excel中数据产生翼型。 在反求机翼翼型过程中,测量机翼一个截面的多坐标是容易实现的。再将这些点导入到CATIA中绘制反求的翼型,通常要将翼型上的点逐个输入,然后再用样条曲线来拟合。如果想得到比较精确的翼型就要手工输入很多点的坐标,比较费时,本节就以绘制翼型为例,简要介绍CATIA二次开发快速引用点坐标数据的过程。 安装目录下一个excel文件,我安装在D:\Program Files\Dassault Systemes\B17\intel_a\code\command下,名字是GSD_PointSplineLoftFromExcel的一个excel文件 文件的内容是: StartLoft StartCurve 0 -90 10 0 -30 60 0 50 60 0 10 20 EndCurve StartCurve 50 -60 0 50 -10 40 50 50 40 50 70 0 EndCurve StartCurve 100 -100 -10 100 -40 35 100 0 50 100 75 40 100 140 0 EndCurve EndLoft End 最多可以三条线或面,也可以吧Startcurve,Endcurve删除两个只留一个。 把点的坐标复制到文件中,替代文件中的数字。 运行工具/宏/宏中的main文件,1是只有点,2是点和面,3是点和面 运用宏的时候CATIA要开着,且有一个partbody

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