Fluent战机外气动模拟流程

1 引言

Fluent Meshing中的Fault Tolerant流程为模拟复杂模型外气动带来了一定的便捷。本文以一架缩比模型战机为例说明 Fluent对于一个极端复杂模型的外气动的仿真流程，仅供示例，部分参数的取值不具有实际工程意义，在工程中需按照实际情况合理设置网格、计算域和计算参数等。

2 前处理

原模型是一个极端复杂装配体，部件繁多，而且许多面体没有正确地实体化，逐个清理特征必然花费大量时间。在SpaceClaim中打开CAD模型，先框选机翼上的logo，用填充功能除去logo。

接下来使用收缩几何功能，设置包面间隙为3mm，并勾选保留特征，特征角度阈值设置为12°。合适的包面间隙尺寸可能需要反复调试，以达到能够保留自己所需要的特征的目的为准。经过外包面操作，获得一个刻面化的外包面几何。在Fluent的外气动模拟前处理中，如遇到极端复杂的几何，最好先在SpaceClaim中做这样的预处理，因为有时Fluent Meshing对于极端复杂的脏几何并不一定能处理，尤其是像本文中这样有大片没有实体化的模型。

如果后续对于主翼、垂尾、副翼、尾喷等部位有不同的网格局部加密要求，也可以提前在SpaceClaim中包围这些部位分别创建BOI几何并设置Name Selection。这里不做演示。

因为后续需要为战机设置外流场的Enclosure，保存为scdoc文件并导入Fluent Meshing的Fault-Tolerant流程中。在导入几何时，Advanced option中可以选择进行再次刻面，并设置刻面尺寸大小、特征角等。

在几何描述阶段，Flow Type选择绕物体的外流场。因为我们并没有在SpaceClaim中提前建模大的外流场边界，因此需要Add an enclosure，并且不需要Capping。后面我们需要在靠近战机壁面处进行网格加密，所以需要local refinement regions。Construction surfaces一般指为了仿真而构造的一些真实情形中并不是存在的面，比如说旋转机械的MRF面，或者提前构造的一些BOI面，但这个模型中没有这样的面，所以此处我们选择No。在进阶选项中我们选择识别区域、封闭泄露。由于没有零厚度面，故不给任何的Wall添加厚度属性，并且也没有多孔介质区域和overset网格区域。

之后按照基于战机几何offset一定比率建立外流场，这里为演示起见和节省计算量，设置外流场x、y方向分别为0.5倍的模型尺寸，z+方向为0.5倍模型尺寸，z-方向为1.5倍模型尺寸。实际一般亚音速战机的计算域在飞行方向上机头之前可能需要10~15倍的机身长度，尾迹区域需要20~30倍的机身长度，其余各个方向上则至少10倍机身尺寸。

对于近壁面区域，建立一个长方体形状的各方向为0.1倍机身尺寸offset的局部加密区，面网格尺寸设置为22mm。

以40°为特征角提取战机模型的特征线，如果需要更加精细，可将此值设置得更小。

以tunnel的中心为材料点生成流体域，同时在图形界面上可以看到材料点标记是否在飞机几何外且在tunnel内，如果位置不对，可通过将确定材料点的方式由Centroid of Object改为Numerical Input对材料点的坐标位置进行手动输入调整。只要确保材料点在飞机几何外、流场内即可。

定义最大泄露尺寸为4mm，这个一般也需要调试。在设置一个泄露尺寸后点击Preview leakage可以在图形中查看。被封闭起来的区域和外界区域会以不同的颜色显示。通常最大泄露尺寸需要定义在最初的包面尺寸（本模型为3mm）和几何模型中你想要修补的破洞里尺寸最小者之间。随后更新域的定义，因飞机本身不需画网格，所以将飞机的区域定义为void。

然后新建默认网格控制，软件会分别为外流场、加密区boi和飞机表面生成一些局部网格控制参数。但软件生成的默认参数并不一定符合要求，有可能太粗。可通过点击每一项之后再点击Revert and Edit进行修改。

这里将加密区BOI的面网格最大尺寸设为26mm，增长率1.2。

外流场面网格最大尺寸设为100mm，增长率1.2。

战机表面曲率控制中，最大面网格为16mm，最小面网格3mm，增长率1.2，曲率特征角设为18°。邻近控制中最大面网格为16mm，最小面网格3mm，增长率1.2，临近边之间施加3层网格。

以skewness≤0.7为标准生成面网格。一般skewness≤0.8面网格质量可接受。生成后可以通过菜单栏Report>Face Limit，选择一个quality的指标，比如skewness、Aspect Ratio等进行面网格质量检查。或者在画完面网格的时候，Console栏中会出现skewness最大是多少的显示。

之后更新边界类型，外流域边界对着尾迹的z-方向定义为压力出口，战机表面为Wall，其他边界均为压力远场。

由于算力和时间所限，本例演示不画边界层。通常对于一般的低速飞行器需2~5层边界层，而高速飞行器需要12~15层边界层。

以100mm为最大体网格尺寸生成六面体网格。与生成面网格时一样，生成后Console栏会提示网格质量，或者通过Report>Cell Limit查看网格质量。写入msh文件保存。

以100mm为最大体网格尺寸生成六面体网格。与生成面网格时一样，生成后Console栏会提示网格质量，或者通过Report>Cell Limit查看网格质量。写入msh文件保存。

3 计算设置与后处理

设置压力基及稳态计算。对于亚音速和超音速外气动计算，需要考虑气体可压缩性，并打开能量方程。湍流模型选择k-w SST。

空气设置为理想气体，粘性系数选择Sutherland，并选择默认的三系数定律。

在Cell Zone Condition的设置中，点击Operating Conditions，将Operating Pressure置为0。通常在一般速度的管流和外流计算中，Operating Pressure采用101325Pa；但在可压缩流体的计算中，为了减小舍入误差，使用0。

在边界条件的设置上，首先把xmax和xmin两个外流域面的改变为对称面。之后需要给来流面zmax设置边界条件。根据外气动相关理论，有如下公式。其中p0、T0分别为来流上游的总压、总温。γ为空气绝热指数，取1.4。M为马赫数，这里假定马赫数为0.7。通过公式求出静压p和静温T，即为来流面zmax的边界条件。将p0=101325Pa，T0=311K，γ=1.4，M=0.7代入得到p=73048Pa，T=283.24K。

因模型机翼攻角为1.55°，所以在Y方向气流流向为sin(1.55°)，z向气流方向为-cos(1.55°)。为了以后在发生攻角改变的情况时方便修正，可以在Named Expression里把攻角定义为一个表达式。

关于湍流强度和湍流粘度比，Fluent默认为5%和10。但对于外流场的边界湍流强度没有那么大，这里取1%和1。由于后续我们要计算升、阻力系数，因此需要根据战机的参考面积先给出外气动计算的一系列参考值。可选择从tunnel-zmax开始计算，然后填入参考面积0.272，则自动计算出下图中的参考值。

随后求解的离散方法和松弛因子设置均保持默认。进行阻力系数和升力系数的报告定义如下，研究区域均为飞机的整个壁面body1，注意攻角为1.55°，阻力沿飞行方向相反，升力方向和阻力方向是垂直的。

进行混合初始化，并设置1000个计算迭代步，开始计算。

待各物理量稳定后得到阻力系数和升力系数分别如下。

4 小结

实际外气动问题网格数往往十分庞大，在条件允许的情况下应使用合理的边界层网格尺度和层数。在模型处理上，为减小工作量，视模型情况可采用对称模型或二位模型。极端复杂模型可先在SpaceClaim中进行预包面处理。利用Fluent-Meshing的创造Enclosure的功能或直接在SpaceClaim中提前建立外流场域边界几何和加密区边界几何。

利用外气动的相关原理公式得到来流的边界条件。