CFD课程设计
翼身组合体流场分析
院 系：航空航天工程学部 专业：飞行器设计与工程 班级：24030301 学 号：2012040303023 姓名： ___________
摘要
此次课程设计是利用ANSY歎件中的ICEM和Flue nt求解器计算不同迎角 下，翼身组合体的升力系数，阻力系数，力矩系数以及各个状态下的流场分布情 况，机身为方截面机身，机翼为三角上单翼，翼型选择
NACA4412计算结束后,
利用tecplot软件绘制Cy- a，Cy-Cx，Mz-Cy曲线，得出CyO,最大升阻比等气 动力特征参数。
关键词 ICEM Flue nt 翼身组合体 tecplot
目录
第一章绪论 ............................................................. 1
1.1 ANSYS软件介绍 ................................................ 1 1.2主要内容 ........................................................ 1 第二章模型的建立 ....................................................... 2
2.1 CATIA建立模型及导出 ........................................... 8 第三章ANSYS.ICEM处理 .............................................. 4
3.1导入模型 ........................................................ 4 3.2网格划分 ........................................................ 4 3.3导出网格 ........................................................ 8 第四章Flue nt计算 ...................................................... 9
4.1设置参数计算 .................................................... 9 4.2计算结果 ....................................................... 12 第五章数据处理分析 .................................................... 18
4.1气动参数曲线 ................................................... 18 参考文献 .............................................................. 21
第一章绪论
1.1 ANSYS软件介绍
ANSYS软件是融结构、流体、电场、磁场、声场分析于一体的大型通用有 限元分析软件，是一个多用途的有限元法计算机设计程序，可以用来求解结构、 流体、电力、电磁场及碰撞等问题。由世界上最大的有限元分析软件公司之一的 美国ANSY齐发，它能与多数CAD软件接口，实现数据的共享和交换，如
Pro/Engineer，NASTRAN Alogor，I — DEAS AutoCAD等,是现代产品设计 中的高级CAD工具之一。
在此次的课题中，主要用到其中的ICEM及Flue nt部分。
1.2主要内容
本次课程设计的主要内容就是通过 CATIA建立机身和机翼的组合体模型，
通过flue nt解算器进行有限元分析，从而得到该组合体的一些相关的气动数据。
此次课程设计的重点在于模型的建立，通过CATIA建立基础的模型，然后导 入到ANSYS.ICEM中进行模型的处理以及网格包括壳网格、体网格及附面层网格 的划分。完成之后导入到flue nt解算器设置属性，相关参数等，然后进行计算 不同迎角下的翼身组合体的相关气动参数及压力云图分布情况。
第二章模型的建立
2.1 CATIA建立模型及导出
通过CATIA建立模型，机身为方截面机身，机翼为三角上单翼，展弦比为3, 翼型选取NACA4412翼身组合体及流畅区如图所示。其中机身 2m弦长im前 场8m，后场16n。
图2.2流场区域
选择文件-另存为，在保存类型里选择 model，然后选择保存即可
图2.3导出模型
第三章ANSYS」CEM处理
3.1导入模型
打开ANSYS.ICEM设置后工作目录，然后选择 file-import Geometry ，选 择CATIA V4,选择保存的model文件打开，单击 Apply。然后选择Geometry下 的Repair Geometry修复模型。均为红线，没有问题。划分 Part，定义对称面、 入口、出口、机翼、机身及流场边界。
图3.1导入模型
3.2划分网格
(1)壳网格划分
在Mesh选项卡下，选择 Global MeshSetup，设置全局网格大小为 800,点 击 Apply ；
Global Mesh Setup
Global Mosh ParamiiBtQrc
Gllob^il Mesh Si^e
Glob ail Element S cale Factor
ScaJIs faetdc pl
Di$pl 矽
Global Element Seed Size
Max element (800 Apply OK iDtsmrsr^ 图3.2.1全局网格尺寸 定义壳网格参数，点击Apply，如图;
Apply | OK ] Dismiss
图322 壳网格参数
定义Part的网格尺寸，其中对称面，流场边界，以及入口出口的 max size
设置为1000,机身设置为20，机翼设置为10;选择Mesh下的Compute Mesh 选择生成壳网格点击Compute
图3.2.3 生成壳网格
查看网格质量；发现网格生成的质量还可以，机身附近有明显的加密情况。
图324 壳网格
（2）体网格及附面层网格划分
设置体网格和棱柱网格参数，点击 Apply ；
图3.2.5体网格参数
Fix marching direction
Global Meshi Pardmetef￥ OK J Dismiss 图326棱柱网格参数
Prism Meshing Parameters
Compute params
在机翼后缘向后创建网格加密区；然后设置要生成附面层的 Part，勾选机
翼和机身的 part，选择生成体网格，勾选 Create Prism Layers ，点击Compute 生成网格;
图3.2.7 生成体网格
Compute Mesh
Compute | OK
Dismiss
检查对称面处棱柱网格生成情况，发现有良好的附面层生成，如图
图328 附面层网格
3.3导出网格
选择Edit Mesh，检查网格质量如图；网格质量良好，保存网格。
352-n 2&4- 176- 堂
二
0-
0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.E 0_7 0.8 Q9 1
图3.3.1 网格质量
选择 Output，选择 Output Solver 为 Flue nt V6，点击 Apply ;选择 Write In put，选择刚保存的网格打开，命名导出的文件名及文件路径，点击
Done
Please edit the fofcwing Fkient_V6 options.
3D T 2D Grid dirnension: Scaling: r Yes 帰 No K scaling l^ct&r' 1.0 ii弋厂厂厂 1.D z scaling lactor; 1.0 Write bhaiy file: Ignore couplingw: R' YBS 烷 No Yes ?' No 厂 Boes file: pflojectl tbc Oi4put file; C; /U sers/Bay/D esklap/kkk/^irplane
Done Caned 图3.3.2 导出网格
第四章Flue nt计算
4.1设置参数计算
(1) 定义网格
打开Flue nt，选择File-Read-case，选择保存的 msh网格文件，打开。在 General 下，选择 Scale , 在 MeshWasCreated In 下拉列表中选择 mm点击 scale， 然后关闭。
选择Check,检查网格，MinimumVolume应大于1。Solver框里的Velocity Formulation 中选择 Relative 。
(2) 定义求解模型
选择 Models-Viscous，双击，选择 Spalart-allmaras(1 eqn) 模型。
Model
us Model OlnvKdd O Larninar
? Spalart-Allma「朋(1 eqn)
Model Constants Cbl
Q k-epsilon (2 eqn^
O k-omega (2 eqn)
O T「曰nsition k-kl -ocnEga (3 皀qn) C)Transition SST (4 eqn)
O Reynolds Stress (7 eqn)
O Scale-Adaptive Simulation [SA5) O Detached Eddy Simulation (DES} O Large Eddy Simulation (LES^
Spalart-Almaras Production
@ Vortioty-Based
O Str ain/Vortici ty-Based
User-Defined Functons Turbulent Viscosity
Options Zl Viscous Heating ]Curvature Correction
none 7
Cancel
Hdp
图4.1.1求解器模型
选择Materials，定义材料，默认为空气，在编辑菜单中的 Density中选择
Idel-gas , Viscosity 栏中选择sutherland，在弹出的菜单中选择 0K点击 Change/Create，然后点击 Close 关闭。
图4.1.2流体材料
（3）定义边界条件
定义流场域材料，在zone中选择airplane ，在type栏中选择fluid ，及之 前定义的air的fluid 材料。
定义壁面，在机翼和机身的type类型中选择wall，弹出对话框点击ok默 认。 定义对称面，在对称面的part的type下选择symmetry，点击OK默认。 定义远场，在入口，出口以及流场边界三个 zone的type栏中均选择 pressure-far-field
，在弹出的对话框中，设置 mach number为0.5，输入来流
的方向向量的三维坐标值（改变迎角），Temperature输入300，点击OK
图4.1.3定义远场
（4）初始化计算
选择 Referenee Values，在 Compute From下拉栏中选择入口的 part，在 Area栏中输入参考面积（0.376mm）。
选择Solution Controls
，定义松弛系数，均为默认值的一半，
选择Monitors，定义监视器。显示残差曲线（默认显示），设定各个参数的 收敛残差值为1e-3，点击0K显示升力系数变化曲线，点击Create，选择Lift ， 勾选plot，在zone列表中选择机身和机翼，输入坐标（0，0， 1），点击0K显 示阻力系数变化曲线，点击 Create，选择Drag，勾选plot，同样在zone列表 中选择机身和机翼，坐标输入（-1，0，0），点击0K显示力矩系数变化曲线， 点击Create，选择Moment勾选plot ，zone选择机身和机翼，Moment Center 输入（-0.67，0.32，0.032），Moment Axis 输入（0, 1，0），点击 OK
图4.1.4定义监视器
选择 Solution Initialization ，点击 Initialize 初始化流场。
选择Run Calculation ，在Number of Iterations 栏中输入迭代次数，这 里输入600,点击Calculate，开始计算，在大约330步左右达到收敛要求，计 算结束，改变来流方向，重新计算。记录不同来流方向下的计算结果及压力分布 云图。
4.2计算结果
此次计算状态为翼身组合体在理想气体中进行计算，其中，流体速度为 0.5Ma,迎角有-4-18度变化范围，共十次计算，得到不同迎角下的 以及压力云图如下：
表4.2.1 气动参数表 Cy, CX Mz
a Cl Cx Cm -4 0.144 0 0.451 4 0.704 6 0.833 8 0.951 10 1.069 12 1.186 14 1.295 16 1.393 18 1.477 0.003 -0.037 0.004 -0.042 0.017 -0.068 0.031 -0.07 0.046 -0.08 0.062 -0.095 0.078 -0.103 0.093 -0.106 0.106 -0.107 0.116 -0.108
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FhM沖 1*J5 fMI.豊.pbns. S-Ai
0 51 祇 F*HW\
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图421 -4 度压力云图
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