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：

y＋ 0.8 10 30 50 h 0.0000033 0.0000041 0.0001259 0.0002099 表1 不同附面层网格第一层厚度h

图 2 y=30的网格

＋

2.2参数的设置

边界的温度T=300K；对于攻角的处理是通过在FLUENT计算时设置的来流速度的方向来体现，如图3所示：

图3 边界条件的设置

三、计算结果和数据处理分析

3.1无粘模型和湍流模型计算结果的对比分析

这里选用的无粘模型和用y＋=30的边界层网格和用Spalart-Allmaras湍流模型的计算结果分别与试验数据进行比较。比较结果分别如图4所示：

图4 无粘模型和Spalart-Allmaras湍流模型的压力系数与试验数据的比较

由图4可知，湍流模型计算所得的压力系数比无粘模型计算所得压力系数与试验数据符合的更好。

3.2 三种不同湍流模型的对比分析

本文选用y＋=30的边界层网格，分别采用Spalart-Allmaras、k-epsilon和Scale-Adaptive Simulation 这三种湍流模型计算所得的压力系数与试验数据的进行比较。结果如图5所示：

图 5 三种不同湍流模型计算所得压力系数曲线与实验数据曲线的比较

根据图5曲线对比分析，三种不同湍流模型的压力系数的计算结果与试验数据的曲线比较吻合，并且三种湍流模型计算所得压力系数的偏差也很小。

3.3 四种不同边界层网格的计算结果的对比分析

本节选用y＋=0.8、y＋=10、y＋=30和y＋=50四种不同的边界层网格，均采用Spalart-Allmaras湍流模型，分析不同边界层网格计算所得压力系数与试验数据的差别。 四种计算结果和试验数据如图6所示：

根据图6所示y＋=10时与试验的数据差别最大，y＋=50与试验数据的吻合度也比较差；y＋=0.8和y＋=30的计算数据与试验数据的吻合度比较好。所以单独对y＋=0.8和y＋=30的计算数据与试验数据进行比较如图7所示：

根据图7所示，对y＋=0.8和y＋=30的计算数据与试验数据吻合的都比较好，分析认为是因为，y＋=0.8和y＋=30正好是的边界层与网格线相重合，所以更加准确的计算了

边界的流体流动状态。

图 6 四种不同边界层网格的Spalart-Allmaras湍流模型计算所得压力系数与试验数据

图7 y=0.8和y=30的Spalart-Allmaras湍流模型计算所得压力系数与试验数据

＋＋

3.4 流场求解网格自适应功能计算结果的对比分析

本节对于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。将计算结果与试验结果和不用网格自适应功能的结果进行对比分析。网格自适应部分设置如图8所示，设置结果如图9所示：

图 8 压力梯度流程自适应的设置

图 9 流场自适应网格的结果

＋

对于流场求解自适应选用和y=50相同的参数设置，计算流场结果与试验数据以及不用流场求解自适应的计算结果对比分析如图10所示：

根据图10所示结果，在采用流场自适应功能（基于压力梯度后）机翼下表面积（即图形上半部分）与试验数据的吻合更好。

图 10 流场求解自适应功能与非自适应计算结果及试验数据对比分析图

四 结论

本文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得出湍流模型更加符合机翼绕流；对于相同的边界层网格，不同的湍流计算模型的计算结果是一样的；对于相同的湍流模型，不同的边界层网格计算结果差异比较大，但是都能反映出大体趋势；流场求解自适应功能的调整使得计算结果更加贴合试验数据。整体来看，CFD技术能够比较准确的反映出流场的分布，可以帮助研发人员整体的判断流场分布，并节省了大量的资金和时间，降低研发成本。

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/cod2.html