fluent管理组织三维机翼数据及用有关软件绘制三维翼型过程
fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程
fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程Fluent大作业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。
凹凸舵点线面的生成 2.2输入点坐标，连接相应点生成曲线，如图: 1Fluent大作业再根据曲线建立面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: 2Fluent大作业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名称WING1选择面名称WING2选择面名称WING3选择面名称WING4选择面(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3.1全选流域，生成block如下图所示:3Fluent大作业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:3.3挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况: 4Fluent大作业对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图:3.4删除机翼内部的块。
（全）Fluent数值模拟步骤
（全）Fluent数值模拟步骤Fluent数值模拟的主要步骤使用Gambit划分网格的工作：首先建立几何模型，再进行网格划分，最后定义边界条件。
Gambit中采用的单位是mm，Fluent默认的长度是m。
Fluent数值模拟的主要步骤：（1）根据具体问题选择2D或3D求解器进行数值模拟；（2）导入网格(File-Read-Case)，然后选择由Gambit导出的msh文件。
（3）检查网格(Grid-Check)，如果网格最小体积为负值，就要重新进行网格划分。
（4）选择计算模型(Define-Models-Solver)。
（6）（5）确定流体的物理性质(Define-Materials)。
（6）定义操作环境(Define-Operating Conditions)。
（7）指定边界条件(Define-Boundary Conditions )。
（8）求解方法的设置及其控制（Solve-Control-Solution）。
（9）流场初始化（Solve-Initialize）。
（10）打开残插图（Solve-Monitors-Residual）可动态显示残差，然后保存当前的Case和Data文件（File-Writer-Case&Data）。
（11）迭代求解（Solve-Iterate）。
（12）检查结果。
（13）保存结果（File-Writer-Case&Data），后处理等。
在运行Fluent软件包时，会经常遇到以下形式的文件：.jou文件：日志文档，可以编辑运行。
.dbs文件：Gambit工作文件，若想修改网格，可以打开这个文件进行再编辑。
.msh文件：Gambit输出的网格文件。
.cas文件：是.msh文件经过Fluent处理后得到的文件。
.dat文件：Fluent计算数据结果的数据文件。
三维定常速度场的计算实例操作步骤对于三维管道的速度场的数值模拟，首先利用Gambit画出计算区域，并且对边界条件进行相应的指定，然后导出Mesh文件。
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。
Main Menu > File > Import > ICEM Input…在点Browse选择要导入的vertices.dat文件，在选中Geometry to Create下的Vertices和Edges，这些是我们需要创建的几何实体，最后点Accept。
fluent建模步骤
fluent建模步骤第一步：导入几何模型Fluent是一款流体力学仿真软件，首先需要导入几何模型。
用户可以使用CAD软件创建几何模型，然后将其导入Fluent中进行后续仿真分析。
导入几何模型时，需要确保模型的几何形状和尺寸正确无误。
第二步：设置边界条件在进行仿真分析之前，需要为模型设置边界条件。
边界条件指定了流体在模型各个边界处的性质，如压力、速度等。
根据具体问题的要求，设置正确的边界条件非常重要，它将直接影响到仿真结果的准确性和可靠性。
第三步：选择物理模型Fluent提供了多种物理模型供用户选择，如湍流模型、传热模型等。
根据具体问题的特点和需求，选择合适的物理模型非常重要。
在选择物理模型时，需要考虑流体的性质和流动情况，以及所关注的现象和现象的复杂程度。
第四步：网格划分网格划分是Fluent建模的关键步骤之一。
合适的网格划分可以提高仿真结果的准确性和计算效率。
在进行网格划分时，需要考虑模型的几何形状、流动特性和计算资源的限制。
网格划分应该尽可能细致，以捕捉到流体流动中的细节现象。
第五步：设置求解器选项Fluent提供了多种求解器选项，用户可以根据具体问题的复杂性和计算资源的限制选择合适的求解器。
求解器选项包括迭代收敛准则、时间步长和稳态/非稳态求解等。
正确设置求解器选项可以提高仿真计算的准确性和效率。
第六步：运行仿真计算完成以上步骤后，就可以运行仿真计算了。
Fluent会根据用户设置的边界条件、物理模型和求解器选项，对模型进行数值计算，并得到流场、温度场等仿真结果。
在运行仿真计算时，需要确保计算机具备足够的计算资源和稳定的工作环境。
第七步：分析和后处理得到仿真结果后，可以进行分析和后处理。
Fluent提供了丰富的后处理功能，用户可以对仿真结果进行可视化、数据提取和统计分析等操作。
通过分析和后处理，可以深入了解流体的流动特性、传热情况和压力分布等信息。
总结：使用Fluent进行建模时，需要按照以上步骤进行操作。
Fluent关于飞机的算例 【非常详细】
0.0230 0.0221 0.0211 0.0198 0.0185
变换仰角的计算结果
尾翼和机体交线过于复杂
解决办法
机翼与机体分离
解决办法
围机翼时候U-V失败，解决办法
飞机的几何翻转，注意点，并线时候遇到问题 及解决办法
计算区域
虚面的出现及影响
先将所有体围好后做网格的坏处
有的体很难划分结构化网格，需要对几何 体进行改动 一个体的改动会牵动相邻的体，进而波及 更多的体 ，导致返工
绪言
网格的工具，机器配置
gambit， 双奔3◎866mhz，2G内存
数据处理Biblioteka 原始数据文件给出了点座标。 数据的整理和读入，journel文件
做网格的基本思路
gambit做网格的顺序是点联线，线围面， 面围体，然后切分网格。 nurbs方法联线，net surface (U-V)方法围 面，stitch方法围体。
无量纲化
参数：参考面积s=26.15m2 特征长度 cl=8.32m b=3.79m 动压q=0.5*ρ *v2 F升 M滚 C升 C滚 qs q s cl
F阻 C阻 qs F侧 C侧 qs
C俯 C偏
M俯 q s cl M偏 qsb
工况a： 1.535马赫
来流速度1.535马赫 飞机仰角4度
工况a
工况a
升力系数 试验结果 （未修正） 计算结果 （Euler） 0.2179
阻力系数 0.0390
0.2173
0.0211
压力分布和马赫数图
压力分布和马赫数图
变换仰角的计算结果
仰角（单 0 位：度） 升力 系数 阻力 系数 2 4 6 8
三维翼型优化设计方案
三维翼型优化设计方案
在三维翼型优化设计方案中，我们将使用多种方法来提高翼型的性能。
首先，我们将采用参数化建模的方法来实现翼型的快速设计和优化。
通过调整翼型的关键控制参数，如前缘弯度、后缘形状等，我们可以获得不同的翼型形状。
接下来，我们将使用计算流体力学（CFD）模拟来评估不同翼型的气动性能。
CFD模拟可以提供详细的气动力和气动特性的分析，包括升力系数、阻力系数等。
通过在CFD模拟中对不同翼型进行比较，我们可以找到最佳的翼型形状。
在优化设计过程中，我们将使用遗传算法等智能优化算法来搜索最优的翼型参数组合。
通过不断改变参数，并在CFD模拟中进行评估，我们可以找到最佳的翼型形状，以实现最小的阻力和最大的升力。
此外，我们还将考虑其他因素，如结构强度、重量和生产成本等。
通过结合不同的约束条件，我们可以进一步优化翼型的设计，以实现最佳的综合性能。
最后，我们将利用实验数据对所优化的翼型进行验证。
通过在风洞中进行试验，我们可以验证CFD模拟的准确性，并对优化结果进行验证。
通过以上的综合优化设计方案，我们可以获得拥有良好气动性能的三维翼型。
这将有助于提高飞行器的飞行性能和效率。
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---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(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：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：删除机翼内部的块。
生成Y型网格（选择Y-block）4和5两步结束后其结果如下图：切边界层选边界层厚度为，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。
平移图中所示的点：点确定后，平移，其边界层形成后，整体效果如下图所示：更改边界相对厚度edge A：Parameter=；edge B: Parameter=移动要求的Vertices移动所要求的部分2点使网格质量较高，不出现小于14度的网格。
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---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：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：删除机翼内部的块。
生成Y型网格（选择Y-block）4和5两步结束后其结果如下图：切边界层选边界层厚度为，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。
平移图中所示的点：点确定后，平移，其边界层形成后，整体效果如下图所示：更改边界相对厚度edge A：Parameter=；edge B: Parameter=移动要求的Vertices移动所要求的部分2点使网格质量较高，不出现小于14度的网格。
fluent 简单三维案例
fluent 简单三维案例
以下是一个简单的三维 Fluent 案例，用于模拟一个三维圆柱绕流问题。
步骤 1：创建模型
在 Gambit 中创建一个三维模型，该模型包括一个圆柱体和一个流场区域。
将圆柱体放置在流场中心，并设置适当的边界条件和初始条件。
步骤 2：划分网格
在 Gambit 中对模型进行网格划分，确保网格足够细以获得准确的模拟结果。
对于复杂的几何形状，可能需要使用非结构化网格。
步骤 3：导入模型
将模型导入到 Fluent 中，并检查网格的质量和边界条件的正确性。
如果需要，可以使用 Fluent 的网格修复工具来改进网格质量。
步骤 4：设置物理模型和材料属性
在 Fluent 中设置流体动力学方程、湍流模型和材料属性。
对于绕流问题，
通常使用湍流模型来模拟流动的复杂性。
步骤 5：设置边界条件和初始条件
在 Fluent 中设置适当的边界条件和初始条件，以确保模拟的准确性和收敛性。
对于绕流问题，通常设置圆柱体为静止壁面，并设置流场区域为速度入口或压力出口。
步骤 6：运行模拟
在 Fluent 中运行模拟，并监视收敛性和计算精度。
如果需要，可以使用Fluent 的后处理工具来分析结果和可视化流动特性。
以上是一个简单的三维Fluent 案例，您可以根据具体问题修改和调整模型、网格、物理模型、材料属性和边界条件等参数，以获得更准确的模拟结果。
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3.3挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：3.4删除机翼内部的块。
3.5生成Y型网格（选择Y-block）4和5两步结束后其结果如下图：3.6切边界层选边界层厚度为0.004，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。
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。
Main Menu > File > Import > ICEM Input…在点Browse选择要导入的vertices.dat文件，在选中Geometry to Create下的Vertices和Edges，这些是我们需要创建的几何实体，最后点Accept。
飞机fluent分析报告
飞机Fluent分析报告1. 引言飞机的设计和优化一直是航空工程师们关注的重点。
在过去的几十年里，CFD （Computational Fluid Dynamics）模拟已经成为飞机设计过程中的重要工具。
本文将使用Fluent软件对一个飞机的气动性能进行分析，并给出相应的结果和讨论。
2. 方法2.1 计算模型建立本次分析选取了一种常见的中型客机作为计算模型。
首先，需要进行几何建模。
飞机的几何模型通常由复杂的曲线和曲面组成，需要进行建模和网格划分。
然后，通过Fluent软件导入几何模型，并进行流场网格划分。
2.2 边界条件设置在进行飞机气动性能分析时，合理设置边界条件非常重要。
在本次分析中，我们将机身表面设置为无滑移壁面，机翼和尾翼设置为带有升力的壁面，进气口设置为入口边界条件，出气口设置为出口边界条件。
2.3 数值模拟在Fluent中，使用Navier-Stokes方程组对飞机周围的流场进行数值模拟。
为了准确模拟飞机周围的流动，需要采用适当的湍流模型。
在本次分析中，我们选用k-epsilon湍流模型。
2.4 结果分析模拟计算完成后，我们将对结果进行分析。
主要关注飞机周围的气动性能指标，例如升力、阻力、失速速度等。
同时，还可以对流场进行可视化处理，以更直观地观察流动情况。
3. 结果与讨论经过数值模拟和分析，我们得到了飞机的气动性能结果。
在此给出一些主要的结果和讨论：•升力系数曲线：通过改变攻角，可以获得不同攻角下的升力系数曲线。
该曲线能够反映飞机在不同飞行阶段的升力性能。
•阻力系数曲线：随着攻角的增加，飞机的阻力系数也会增加。
阻力系数曲线可以帮助我们评估飞机的阻力性能。
•失速速度：失速是飞机在低速飞行时会遇到的重要问题。
通过数值模拟可以得到飞机的失速速度，以评估其低速飞行性能。
4. 结论本文使用Fluent软件对一个中型客机的气动性能进行了分析。
通过数值模拟，我们得到了飞机在不同飞行阶段的升力、阻力等气动性能指标。
【详细FLUENT实例讲座】翼型计算 - FLUENT - CAE联盟论坛_CAE工程师社区
bell0326,您好！ 2条
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CFD FLUENT CFD前处理 CFD求解
图1计算模型示意图
1.2 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 文件。如图2所示。
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ls设置 设置气体密度为理想气体类型。
图8湍流设置
如图9所示，点击FLUENT模型树节点Materials，在右侧设置面板中选择材料air，点击按钮Create/Edit…，弹出材料设 话框。如图10所示。 设置密度Density选项为ideal-gas，设置粘性Viscosity选项为sutherland，在弹出的相应面板中采取默认设置。点 击Change/Create按钮完成材料属性的编辑。
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详细FLUENT实例讲座-翼型计算
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。
1.2 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。
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。
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：-48.97~50my轴：0~0.01mz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。
小提示：对于高速可压缩流场计算，常常使用密度基求解器。
Step 4：Models设置使用SST k-w湍流模型，并且激活能量方程。
1、激活SST k-w湍流模型如图6-7所示，点击模型树节点Models，在右侧面板中的models列表项中鼠标双击Viscous-laminar，弹出如图6-8所示粘性模型设置对话框，在model选项中选择k-omega(2 eqn)，并在k-omega Model选项中选择选项SST，其它参数保持默认。
fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程
fluent处理三维机翼数据及用相关软件绘制三维翼型过程Fluent大作业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。
凹凸舵点线面的生成 2.2输入点坐标，连接相应点生成曲线，如图: 1Fluent大作业再根据曲线建立面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: 2Fluent大作业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名称WING1选择面名称WING2选择面名称WING3选择面名称WING4选择面(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3.1全选流域，生成block如下图所示:3Fluent大作业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:3.3挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况: 4Fluent大作业对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图:3.4删除机翼内部的块。
ansys fluent 2020 案例模型
【序言】ANSYS Fluent 2020是一款广泛应用于工程领域的计算流体力学（CFD）软件，具有强大的模拟功能和广泛的应用范围。
本文将介绍ANSYS Fluent 2020在不同领域的具体案例模型，通过这些案例模型的分析，可以更好地了解如何在实际工程中应用ANSYS Fluent 2020进行流体力学模拟。
【一、航空航天领域】1.1 飞机机翼气动特性模拟在航空航天领域，飞机的气动特性对飞行性能具有重要影响。
使用ANSYS Fluent 2020可以建立飞机机翼的流体力学模型，通过对气流在机翼表面的流动状况进行模拟，可以分析机翼的升力、阻力和气动效率等重要参数。
1.2 空气动力学仿真除了飞机机翼，ANSYS Fluent 2020还可用于模拟飞机的整机空气动力学特性。
通过建立飞机外形的三维流体力学模型，可以分析飞机在不同飞行状态下的气动效应，从而为飞机设计和改进提供重要的参考数据。
【二、汽车工程领域】2.1 汽车车身空气动力学仿真在汽车工程领域，ANSYS Fluent 2020可以用于模拟汽车车身的空气动力学特性。
通过建立汽车外形的流体力学模型，可以分析汽车在行驶过程中的空气阻力、升力和气动噪音等问题，为汽车设计优化提供科学依据。
2.2 发动机流场模拟除了汽车车身，ANSYS Fluent 2020还可用于模拟内燃机的燃烧过程和排气流场。
通过对发动机内部流动的数值模拟，可以优化燃烧过程、提高发动机效率，同时减少尾气排放和噪音产生。
【三、能源与环境领域】3.1 风力发电机叶片流场模拟在风能领域，ANSYS Fluent 2020可用于模拟风力发电机叶片的流场特性。
通过对叶片表面气流的详细分析，可以优化叶片设计，提高风力发电机的转化效率，减少杂音和振动。
3.2 污染物扩散模拟在环境保护领域，ANSYS Fluent 2020可以用于模拟大气污染物的扩散情况。
通过建立城市或工业区域的空气流动模型，可以预测污染物的扩散范围和浓度分布，为环境评估和污染防治提供科学依据。
fluent udf函数三维边界定义
一、什么是Fluent UDF函数Fluent UDF函数是Fluent软件中的用户自定义函数，用于对流体力学仿真中的边界条件、初始条件和源项进行定制。
UDF函数可以用C 语言编写，并且需要通过Fluent软件进行编译和加载，以实现对流场模拟过程的个性化调整。
二、为什么需要定义三维边界在流体力学仿真中，三维边界定义是非常重要的，因为流场通常是三维空间中的复杂变化。
通过定义三维边界，可以更准确地描述流场的物理特性，包括流速、压力、温度等参数在空间中的分布规律。
三、如何定义三维边界1. 确定边界类型：在Fluent软件中，首先需要确定所要定义的三维边界的类型，包括壁面、入口、出口等。
2. 建立坐标系：根据实际情况，在三维空间中建立合适的坐标系，以便后续对边界进行定位和描述。
3. 编写UDF函数：利用Fluent UCF框架，编写C语言函数，实现对三维边界条件的定制化描述。
具体包括对边界速度、压力、温度等参数的定义和计算。
4. 编译加载：将编写好的UDF函数通过Fluent软件进行编译，并加载到流场仿真模型中，以实现对三维边界的个性化设定。
四、 UDF函数三维边界定义的应用1. 工程领域：在航空航天、汽车、船舶等领域的流体力学仿真中，往往需要对三维边界进行精确的定义，以确保仿真结果的准确性和可靠性。
2. 研究领域：科研人员经常需要对特定流场问题进行深入研究，通过UDF函数三维边界定义，可以实现对流场的精细调控，以满足研究需求。
3. 教学领域：流体力学仿真已经成为大学教学中的重要内容，通过教师和学生的共同努力，UDF函数三维边界定义可以帮助学生更深入地理解流动的物理规律。
五、 UDF函数三维边界定义的发展趋势随着科学技术的不断进步，UDF函数三维边界定义也在不断发展。
未来，随着计算能力的提升和软件技术的创新，UDF函数的三维边界定义将不断做到更加精确、高效和智能化，为工程、科研、教学等领域提供更强大的支持。
Fluent软件的使用(3)
空客A320
增升装置形式对升力系数的贡献
CL
后缘襟翼作用
ΔCL
前缘缝翼作用
Δαm
ax
α
增升装置空气动力特性
缝翼尾迹 主翼边界层
主翼尾迹 尾迹与边界层 干扰 逆压梯度中的尾迹发展 可能的激波边界层干扰 流线曲率 襟翼分离
分离泡
转捩 缝隙效应
凹角分离流动 转捩
分离
计算结果
气动力系数：
总的升力、阻力、俯仰力矩 各段翼型的气动力系数比例
总的升力阻力俯仰力矩各段翼型的气动力系数比例翼型表面压力系数分布曲线流场压力和速度云图流场的速度矢量图尤其缝道位置流线图尤其缝道位置
航空工程大型通用软件
计算流体力学FLUENT软件
教 师：郭昊 办公室：新主楼C1114 电 话：82339592 电 邮：guohao@
计算条件
翼型表面压力系数分布曲线 流场压力和速度云图 流场的速度矢量图（尤其缝道位置） 流线图（尤其缝道位置）
提示
Ma数范围比较大 压 PISO Coupled
密度基
30P30N翼型 马赫数Ma=0.2 迎角6度 飞行高度H=0km
α 6
0.05
Y(m)
0.00 -0.05 -0.1 0.0 0.1 0.2 0.3 X(m) 0.4 0.5 0.6
cosα 0.99452
sinα 0.10453
常用民用客机的增升装置
波音747
波音737
空客A380
profili翼型设计软件的一些实用方法
程序安装以后的菜单，点击进入主程序。
程序运行后的一些信息一些小的提示点击从左面数第四个快捷键进入翼型设计软件开始设计翼型，trapeziodal表示矩形的机翼elliptical表示椭圆形机翼。
这个是选择机翼根部的翼型，大部风我们常见的翼型这里全部都有。
设置根部翼弦的宽度（单位是毫米）.设置翼尖的翼型（单位是毫米）.pofili很强的地方就是可以在翼根和翼尖设置不同的翼型，中间的翼肋可以自行计算平滑过渡。
设置机翼翼肋的个数，我们这里选择11个。
中间的格空就是n-1设置上蒙板（upper skin）下蒙板（lower skin thickness）的厚度设置线条的宽度选择机翼一些设计尺寸的对话框，点击后进入进入翼型设计的要素输入对话框收藏分享评分回复引用订阅TOP tug版主2#发表于 2007-4-26 22:41 | 只看该作者好帖子。
就需要这样一把手一把手的教我。
呵呵回复引用TOP折翼的天使_管理员3#发表于 2007-4-26 22:44 | 只看该作者太感谢了，及时雨，雪中送炭阿！感谢楼主在云端嬉戏,在风中陶醉回复引用TOPKK版主4#发表于 2007-4-26 22:46 | 只看该作者非常周到的教程，很及时啊。
回复引用TOPflyer5#发表于 2007-4-28 09:14 | 只看该作者书接上会版主点击ok回到上一层对话框再点击ok就可以生成需要的翼型了，图形可以直接打印或者选择dxf文件输出图形可以直接打印或者选择dxf文件输出，dxf可以被aotocad读入，进行后期的修改了。
选择输出文件的文件名启动acad读入刚才的文件文件类型选择dxf在命令框中键入“z”回车键入“e”，就得到你在cad中的图形了，可以精确修改到这里，就到这里[]。
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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WALL1，WALL2也设为流出面)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：3.3挤压block选择对应的边和块挤压，图示为一例挤压情况：对机翼及整个流域相应的地方挤压完成后如图：3.4删除机翼内部的块。
3.5生成Y型网格（选择Y-block）4和5两步结束后其结果如下图：3.6切边界层选边界层厚度为0.004，可以通过平移机翼上下表面的点来准确得到边界层的厚度。
平移图中所示的点：点确定后，平移，其边界层形成后，整体效果如下图所示：更改边界相对厚度edge A：Parameter=0.4；edge B: Parameter=0.63.7移动要求的Vertices移动所要求的部分2点使网格质量较高，不出现小于14度的网格。
（移动时Y，Z选定）使其它的点在x方向与平移的点位置相同，在上下都将点平移，并且与它对称的点也要进行x方向的平移。
平移结果正视如下图：3.8 关联所要求的点和线将模型中的点关联到对应的点上，方形流域上的点也要关联，机翼表面的曲线关联后变成如下图：可见，关联的边变成绿色，接下来再关联流域的曲线，全部关联完成之后如下图：3.9布置网格点这里，仅选取一例作为演示如下：（说明：对称边的radio和spacing作相应调换）为了作出高质量的网格，左边的选项（nodes，spacing，radio，MAX space）根据相应的线做适当的填写。
网格点全部布置完后点pre-mesh如下图所示：填充后几个方向网格显示：3.10对网格质量进行检查凹凸机翼：分别对determinants和angles两个方面进行检查，检查结果如下：Min= 0.711 Max=1（Min＞0.5符合要求）Min angles=16.11°（最小角度大于15°）并且，网格总数在39万左右。
标准机翼：分别对determinants和angles两个方面进行检查，检查结果如下：Min=0.754 Max=1 (Min＞0.5符合要求)Min angles=15.84°（最小角＞15°）并且，网格总数大约在40万左右。
综上，凹凸机翼和标准机翼网格质量符合要求，可进行计算。
3.11 输出Mesh文件输出mesh文件，然后选择fluent-v6，选择output，弹出对话框后按指示保存文件，最后生成名为fluent的网格文件，如图所示：FLUENT设置4.1将网格文件导入到FLUENT（相应的设置按照以下步骤进行操作）4.2 Viscous Model：（选择k-epsilon，RNG）4.3 Materials：（Zone Conditions: Material Name选择Water-liquid，其它选默认）4.4 Cell zone conditions4.5 Boundary Conditions：WING1 ,WING2,WING3,WING4均设置为WALLINLET,TOP，BOTTOM，Wall1,Wall2处均设置为velocity inlet（Radio为2，X,Y速度根据角度而定，如：a=0°，X-v=cos0°=1，Y-v=sin0°=0）4.6 Solution Methods：选择SIMPLE算法（其它选项默认）4.7 设置Residual Monitors：（equations对应数值改为0.00001）4.8 drag-of ，lift-of，moment-of：（wing1~4选择，选择print，plot，write，右侧选择wing1，wing2，wing3，wing4）4.9 Initiate：（Compute from选择inlet，Reference Frame选择Absolute）4.9 Calculation(迭代收敛，其步骤大致设为1000步，根据最后曲线收敛视情况可选择是否补充计算，最好算到曲线收敛为止）后处理5.1 Reports—forces（1）导出force及moments值（阻力时X，Y分别表示对应角度下的速度；升力时为-Y，X；moments都为0，如a=0°，阻力时X=1，Y=0；升力时X=-0，Y=1；力矩X=0，Y=0）对应读出不同攻角下的升力、阻力、力矩、升力系数、阻力系数、力矩系数，绘制在不同攻角下的升力系数，阻力系数，力矩系数，升阻比曲线。
（2）凹凸机翼：这里，用Excel处理数据，且用Excel拟合数据，其表格如下图所示：角度阻力D 阻力系数CD 升力L 升力系数CL 力矩M 力矩系数CM升阻比CL/CD0 1.4616197 2.3863179-0.13678355-0.22332008-0.02329714-0.03803615-0.093583546 1.8391102 3.0026289 5.0034414 8.168884 0.18979677 0.309872282.72057729112 3.0516131 4.9822255 10.611123 17.324283 0.47961488 0.78304473.47721776118 5.2290071 8.5371544 16.500925 26.940286 0.88430353 1.44376093.15565172424 9.1503524 14.939351 20.003824 32.659305 1.4738804 2.40633542.18612609130 14.1508723.103468 23.93577 39.078808 2.1723476 3.5466899 1.69146935436 19.382537 31.644959 26.443705 43.173395 2.7175673 4.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下：横坐标表示攻角，纵坐标表示对应数值。
由升力和升力系数曲线，可见曲线在18°到24°其增长不光顺，于是可以初步的确定失速角处于这个范围内，接下来分别计算21°，20°以及22°进一步确定失速角。
这里，为了进一步找准失速角前后的变化，对20°，21°和22°攻角再补充计算，其结果综合如下：角度阻力D 阻力系数CD 升力L 升力系数CL 力矩M 力矩系数CM升阻比CL/CD0 1.4616197 2.3863179-0.13678355 -0.2233201-0.02329714-0.03803615-0.093583546 1.8391102 3.0026289 5.0034414 8.168884 0.18979677 0.309872282.72057729112 3.0516131 4.9822255 10.611123 17.324283 0.47961488 0.78304473.47721776118 5.2290071 8.5371544 16.500925 26.940286 0.88430353 1.44376093.15565172420 6.1981828 10.119482 18.332469 29.930561 1.040541 1.69884242.95771670921 6.85632011.193993 18.939442 30.921538 1.1365158 1.8555359 2.762333158 522 7.9669102 13.0072 18.560514 30.30288 1.3252645 2.16369712.32970047424 9.1503524 14.939351 20.003824 32.659305 1.4738804 2.40633542.18612609130 14.150874 23.103468 23.93577 39.078808 2.1723476 3.5466899 1.6914693536 19.382537 31.644959 26.443705 43.173395 2.7175673 4.43684451.364305607将表中数据运用excel曲线拟合如下：从表中不难发现曲线的极值点出现在20°到22°之间，特别观察曲线在20°到21°明显是上升的趋势，21°到22°明显有一个下降趋势，可认为21°即对应的极大值，所以综上数据拟合，认为凹凸机翼失速角是21°（说明：图中excel数据拟合曲线不是很明显，从表中数据可以较明显看到变化）。
（3）标准机翼同上面的凹凸机翼的寻找失速角的方式，按照上述方法计算其数据，首先不难发现失速角大致在18°到24°之间，然后补充算21°，发现21°相对18°仍旧下降，于是再补充算19°，20°角的相应数据。