1、FLUENT課程設(shè)計說明書翼身組合體氣動力計算院系 航空宇航工程學(xué)院專業(yè) 飛行器設(shè)計與工程專業(yè) xxxxxxx 學(xué)號 xxxxxxxxxxxxx姓名 xxxxxx 指導(dǎo)教師 xxxxxx 2011/7/6目錄第一章 軟件介紹11.1 Gambit軟件介紹11.2 Fluent軟件介紹1第二章 前處理22.1 Gambit建立模型22.2 Gambit網(wǎng)格劃分132.3 Gambit設(shè)置邊界條件15第三章 求解163.1 Fluent求解器設(shè)置163.2 Fluent求解過程28第四章 后處理304.1 Fluent后處理304.2 Tecplot后處理35第五章 總結(jié)41第六章 附錄42第一章

2、 軟件介紹1.1 Gambit軟件介紹Gambit軟件的主要功能是網(wǎng)格劃分，當(dāng)然也有實體建模的功能，并可導(dǎo)入大多數(shù)三維建模軟件的模型文件，其次是設(shè)置邊界條件，最后導(dǎo)出網(wǎng)格。1.2 Fluent軟件介紹Fluent軟件的主要功能是求解和后處理，讀入來自Gambit的網(wǎng)格數(shù)據(jù)后，設(shè)置相應(yīng)參數(shù)后，迭代計算求解，最后進行結(jié)果的顯示和輸出。第二章 前處理2.1 Gambit建立模型（1）導(dǎo)入機身母線數(shù)據(jù) File/Import/Vertex Data（數(shù)據(jù)格式請查看數(shù)據(jù)文件）圖2.1（2）選擇 vertex Data圖2.2圖2.3機身母線點組圖2.4機身線段組圖2.5機身母線線段合并（3）通過Oper

3、ation/Geometry/Edge/Convert Edges將機身母線轉(zhuǎn)化成實線圖2.6（4）將機身母線轉(zhuǎn)化為實線圖2.7（5）連接母線首尾兩點成直線圖2.8（6）生成用于旋轉(zhuǎn)的母曲面圖2.9圖2.10（7）生成旋轉(zhuǎn)機身圖2.11（8）隱藏旋轉(zhuǎn)成的機身，導(dǎo)入翼型上表面數(shù)據(jù)（翼型為NACA0016翼型）圖2.12翼型上表面數(shù)據(jù)點組（9）連點成線，合并線段，轉(zhuǎn)化成實線，生成上翼面實線。圖2.13翼型上翼面實線圖2.14翼型下翼面實線圖2.15翼型翼面圖2.16（10）分別為按比例20，40放大翼面圖2.17（11）小翼面移動（12.5,0,25）大翼面移動（-45,0,0）圖2.18（12）

4、通過Skin Surface連接大翼型和小翼型上表面生成機翼上表面圖2.19圖2.20（13）同樣的方法生成機翼下翼面圖2.21（14）通過四個機翼表面生成機翼實體（15）以xoy面對稱機翼實體圖2.22圖2.23圖2.24機身機翼三部分實體（16）過合并操作生成翼身組合體圖2.25圖2.26（17）生成圓柱 高800 半徑250 CenterX圖2.27（18）圓柱減去翼身組合體圖2.28圖2.29（19）在對稱面xoy上生成1000x1000的正方形圖2.30（20）用生成的面去剪切求解域，并刪除z軸負向的一半圖2.31圖2.32（21）生成圓柱 高200 半徑75 CenterX圖2.3

5、3（22）用生成的圓柱分割求解域（connected）圖2.34圖2.352.2 Gambit網(wǎng)格劃分（1）對機身表面線段網(wǎng)格劃分（interval size=1 等間距）圖2.36（2）對中間半圓柱表面線段網(wǎng)格劃分（interval size=5 等間距）圖2.37（3）對外面半圓柱表面線段網(wǎng)格劃分（interval size=10 等間距）圖2.38（4）對中間半圓柱體網(wǎng)格劃分（默認設(shè)置）圖2.39圖2.402.3 Gambit設(shè)置邊界條件隱藏網(wǎng)格，設(shè)定邊界條件（1）wall類型 翼身組合體表面1）wall_body 機身表面2）wall_wing_top 機翼上表面3) wall_win

6、g_bottom 機翼下表面4) wing_side 機翼側(cè)邊緣（2）pressure_far_field（遠場邊界條件）大半圓柱表面（3）symmetry（對稱面）大半圓柱和小半圓柱矩形面導(dǎo)出網(wǎng)格數(shù)據(jù)，并在fluent中檢查第三章 求解3.1 Fluent求解器設(shè)置（1）打開Fluent，選擇三維單精度類型（2）導(dǎo)入網(wǎng)格數(shù)據(jù)（3）檢查網(wǎng)格（4）最小體積大于零（5）網(wǎng)格重命名（加快求解速度）（6）定義基本求解器相應(yīng)設(shè)置如圖（Pressure Based 壓力基 適用于低速不可壓流，Density Based 密度基 適用于高速可壓流；求梯度的方法選擇Green-Gauss Node Based

7、，非常適合于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。Implicit 隱式 消耗內(nèi)存，收斂快；Explicit 顯式 節(jié)省內(nèi)存，收斂慢，如果覺得自己的電腦內(nèi)存不夠用，可選用顯示求解，隱式大約需要1G內(nèi)存）（7）定義湍流模型相應(yīng)設(shè)置如圖（Inviscid模型適用于無粘層流，Laminar模型適用于有粘層流，后五項適用于湍流，Spalart-Allmaras適用于具有壁面限制的飛行器、翼型等繞流流場分析；選擇Strain/Vorticity-Based Production）（8）設(shè)置流體屬性相應(yīng)設(shè)置如圖（Density中選擇理想氣體ideal-gas；Viscosity中選擇sutherland，彈出窗口，保持默認設(shè)置；注

8、意，一定要Change/Create后在關(guān)閉窗口）（9）設(shè)置環(huán)境屬性相應(yīng)設(shè)置如圖（壓力0，無重力）（10）設(shè)置邊界條件相應(yīng)設(shè)置如圖（大氣壓力101325，馬赫數(shù)0.8，迎角10度，計算出相應(yīng)方向上的單位速度分量；湍流指定方法Turbulence Specification Method選擇Turbulent Viscosity Ratio，粘性比10不變）（溫度300不變，熱力學(xué)溫度）（11）求解參數(shù)設(shè)置相應(yīng)設(shè)置如圖（12）初始化相應(yīng)設(shè)置如圖（從遠場邊界初始化，Init后Apply，在關(guān)閉）（13）設(shè)置殘差監(jiān)視器相應(yīng)設(shè)置如圖（14）設(shè)置阻力，升力，力矩系數(shù)監(jiān)視器相應(yīng)設(shè)置如圖Apply之后在Co

9、efficient中選擇Lift，設(shè)置升力系數(shù)監(jiān)視器如圖Apply之后在Coefficient中選擇Moment，設(shè)置力矩系數(shù)監(jiān)視器如圖（15）設(shè)置升力、阻力、力矩參考值相應(yīng)設(shè)置如圖（從遠場初始化參考值，參考面積為機翼面積=（根弦長+梢弦長）x半個展長，參考長度=平均弦長=（根弦長+梢弦長）/2.0）3.2 Fluent求解過程（1）迭代計算點擊Iterate后開始迭代，在迭代過程中會顯示四個窗口，殘差、阻力、升力、力矩，通過判斷四個圖，判斷收斂情況，本例大約需迭代100步，用時40分鐘。（2）生成的殘差圖（3）生成的阻力圖（4）生成的升力圖（5）生成的力矩圖第四章 后處理4.1 Fluent

10、后處理（1）翼身組合體半表面等壓線圖選中Filled，Display顯示壓力云圖（2）設(shè)置顯示整個翼身組合體選中對稱面后，Apply，然后在Contour窗口點擊Display即可（3）查看速度矢量圖總結(jié)：可以得到阻力系數(shù)Cd=0.035、升力系數(shù)Cl=0.200、力矩系數(shù)Cm=-0.06。阻力D=2×Cd×12v2s升力L=2×Cl×12v2s力矩M=2×Cm×12v2s×bA4.2 Tecplot后處理Tecplot后處理主要是通過平行于翼身組合體的平面截取組合體，獲得所截平面上下兩條曲線的數(shù)據(jù)分布（如壓力分布）。（1）從Fluent中導(dǎo)出需要處理的數(shù)據(jù)（2）導(dǎo)入數(shù)據(jù)到Tecplot中（3）用平面截取導(dǎo)出的數(shù)據(jù)（4）刪除導(dǎo)入的數(shù)據(jù)（剩下被平面切得的數(shù)據(jù)）（5）設(shè)置坐標軸第五章 總結(jié)經(jīng)過幾周的Fluent軟件課程的學(xué)習(xí)，我初步掌握了計算流的整體思想和相關(guān)操作，同時也深刻認識到自己理論知識的缺乏，為我以后的學(xué)習(xí)或