案例解析|陆面体云平台M6翼型网格划分验证算例

ONERA M6机翼是1972年由ONERA空气动力学部门设计的一种实验几何形状，用于研究三维，高雷诺数流动以及一些复杂的流动现象（跨音速冲击，激波边界层相互作用，分离流）。由于其相对简单的几何形状，复杂的流动物理原理和实验数据的可用性，它已成为CFD计算的经典验证案例。

本算例将使用陆面体云平台网格划分模块对 ONERA M6机翼模型的全自动网格生成。并测试其在跨音速0.8395马赫数工况下计算结果准确性，给出各断面计算结果与实验数据误差对比曲线。

机翼几何参数信息如下：

根弦：810.49mm，半跨（末端）：1196.3mm，叶顶弦长（末端）：455.91mm，前缘弧度：30度，尾缘弧度：15.69度，圆角尖端跨度:1218.535mm。

图1. 上传几何

3.1.1  创建外流场

1.0版本创建外流场方法为根据中心点p0（2,2.5,0）与X、Y、Z向长度（15, 5, 15）建立（如下图步骤1）。现阶段只支持外流场长方体边方向处于X，Y，Z方向。默认外流场名称为Xmin、Xmax等，用户可根据自身需求更改名称（如下图步骤2）。

图2. 创建外流场

3.1.2 设置全局参数

“全局网格最大尺寸”参数项为必填项，以定义生成的网格中允许的最大值，单位米，本算例最大值采用0.5m，后续网格细化等级将以此值作为基本参考值。网格类型选用笛卡尔网格（如步骤1所示）。在步骤2中可设置网格划分并行核数，本算例选用24核并行计算。

图3. 全局参数设置

本算例加密方法采用体加密与面加密两种类型。

3.2.1  体加密

体加密允许用户新建长方体、圆柱、球作为加密区域。

本算例中采用一个圆柱体和一个长方体作为细化区域，详细参数设置如下图4所示：

a）圆柱体设置参数

b)长方体设置参数

图4. 体加密设置

注：

       体加密参数设置中“外延细化范围”为网格加密过渡区域范围；“细化等级”指定了加密区网格的细化等级n（效果等同于细化网格大小），此时加密区网格大小为“全局网格最大尺寸”除以2的n次方。

3.2.12 面加密

可根据需求添加多个面加密项，根据需求设置“细化等级”与“外延细化范围”。并可通过右侧几何面列表或几何视图中点选需细化的面。

本算例中面加密方法中，M6翼型上下表面加密等级采用6级（如下图5），前缘及侧面圆弧段加密等级采用7级（如下图6），侧面圆弧段末端加密等级采用8级（如下图7）。尾缘面加密等级采用9级（如下图8）。

图5.翼型上下表面加密

图6. 翼型前缘及侧面圆弧面加密

图7. 翼型侧面圆弧段末端面加密

 图8. 翼型尾缘面加密

注：

      此处“外延细化范围”参数可使网格细化过渡区域远离几何表面，若用户准备创建边界层，建议将“外延细化范围”参数值设置为边界层总厚度2倍以上，以提高边界层生成质量。

本算例边界层主要设置参数为层数15层、第一层边界层高度1e-5m、膨胀比1.2。可选择高级选项提高边界层网格质量。详细参数设置如下图所示：

注：

       “对称面边界层优化”选项可对几何半模边界层网格到对称平面相交处时，终止边界层生成（强制性）；“清除负体积”选项确保生成的边界层网格为正体积网格；“优化算法”选项可定义边界层网格法线方向平滑次数、最大总迭代次数、网格尺寸与边界层尺寸比（合理范围为0.2到0.5，非强制性）、边界层厚度均匀性参数（取值范围为0到1，较低的值产生更均匀的边界层，非强制性）、重新计算法向（计算表面法向，并对齐边界层边缘以指向法线方向，非强制性）。

在网格信息栏可查看生成网格信息，如下图所示：网格质量：最小体积1.67e-13，非正交性84.5，最大歪斜率2.23；网格数量：节点数669.4万，单元面数1968.7万，单元数649.7万。

（a）

（b）

（c）

（d）

图10. 网格细节展示

本次计算采用SU2软件进行计算，并根据NASA提供Case2308实验结果，验证网格划分质量。

5.1.1   SU2配置参数

自由流参数定义：

% -------------------- COMPRESSIBLE FREE-STREAM DEFINITION --------------------%%% Mach number (non-dimensional, based on the free-stream values)MACH_NUMBER= 0.8395%% Angle of attack (degrees, only for compressible flows)AOA= 3.06%% Side-slip angle (degrees, only for compressible flows)SIDESLIP_ANGLE=0.0%% Init option to choose between Reynolds (default) or thermodynamics quantities% for initializing the solution (REYNOLDS, TD_CONDITIONS)INIT_OPTION= REYNOLDS%% Free-stream option to choose between density and temperature (default) for% initializing the solution (TEMPERATURE_FS, DENSITY_FS)FREESTREAM_OPTION= TEMPERATURE_FS%% Free-stream temperature (288.15 K by default)FREESTREAM_TEMPERATURE= 2.629383E 02%% Reynolds number (non-dimensional, based on the free-stream values)REYNOLDS_NUMBER= 11.72E6%% Reynolds length (1 m by default)REYNOLDS_LENGTH= 0.64607

物性参数定义：

% ---- IDEAL GAS, POLYTROPIC, VAN DER WAALS AND PENG ROBINSON CONSTANTS -------%%% Different gas model (STANDARD_AIR, IDEAL_GAS, VW_GAS, PR_GAS)FLUID_MODEL= STANDARD_AIR%% Ratio of specific heats (1.4 default and the value is hardcoded%                          for the model STANDARD_AIR)GAMMA_VALUE= 1.4%% Specific gas constant (287.058 J/kg*K default and this value is hardcoded %                        for the model STANDARD_AIR)GAS_CONSTANT= 287.058% --------------------------- VISCOSITY MODEL ---------------------------------%%% Viscosity model (SUTHERLAND, CONSTANT_VISCOSITY).VISCOSITY_MODEL= SUTHERLAND%% Sutherland Viscosity Ref (1.716E-5 default value for AIR SI)MU_REF= 1.716E-5%% Sutherland Temperature Ref (273.15 K default value for AIR SI)MU_T_REF= 273.15%% Sutherland constant (110.4 default value for AIR SI)SUTHERLAND_CONSTANT= 110.4% --------------------------- THERMAL CONDUCTIVITY MODEL ----------------------%%% Conductivity model (CONSTANT_CONDUCTIVITY, CONSTANT_PRANDTL).CONDUCTIVITY_MODEL= CONSTANT_PRANDTL%% Laminar Prandtl number (0.72 (air), only for CONSTANT_PRANDTL)PRANDTL_LAM= 0.72%% Turbulent Prandtl number (0.9 (air), only for CONSTANT_PRANDTL)PRANDTL_TURB= 0.90

参考值定义：

% ---------------------- REFERENCE VALUE DEFINITION ---------------------------%%% Reference origin for moment computationREF_ORIGIN_MOMENT_X = 0.00REF_ORIGIN_MOMENT_Y = 0.00REF_ORIGIN_MOMENT_Z = 0.00%% Reference length for pitching, rolling, and yawing non-dimensional momentREF_LENGTH= 0.64607%% Reference area for force coefficients (0 implies automatic calculation)REF_AREA= 0%% Compressible flow non-dimensionalization (DIMENSIONAL, FREESTREAM_PRESS_EQ_ONE,%                              FREESTREAM_VEL_EQ_MACH, FREESTREAM_VEL_EQ_ONE)REF_DIMENSIONALIZATION= FREESTREAM_VEL_EQ_ONE

5.1.2  计算结果

收敛判断标准：

根据计算结果绘制M6翼型表面升力收敛曲线图。

从图11. M6翼型表面升力收敛曲线图显示在计算28000步以后升力值趋于稳定，可认为计算已经达到收敛。

结果分析：

沿机翼跨度的不同截面处：y/b=0.2，y/b =0.44，y/b =0.65，y/b =0.8，y/b =0.9，y/b =0.95。绘制其压力、马赫数云图，并给出各断面与NASA提供实验数据误差对比曲线。

Y/b =0.2断面

图12. 压力云图

  图13. 马赫数云图

 图14. Y/b =0.2断面误差曲线图

从图12到图14可以看出，在翼型前缘上下表面压力降低、速度增加，出现了一道膨胀波；在X/L=0.6处，翼型上表面压力压力增加、速度降低，也出现了激波。图14 Y/b =0.2断面误差曲线图中，由网格生成平台生成的网格，用SU2进行仿真计算的结果与试验结果在压力系数数值和变化趋势都吻合得非常好。

Y/b =0.44断面

图15. 压力云图

图16. 马赫数云图

图17. Y/b =0.44断面误差曲线图

断面Y/b =0.44与断面Y/b =0.2的物理现象类似，计算结果与试验结果压力系数数值和变化趋势吻合很好。

Y/b =0.65断面

图18. 压力云图

图19. 马赫数云图

图20. Y/b =0.65断面误差曲线图

从图18到图20可以看出，在断面Y/b =0.65上，在X/L=0.2和X/L=0.5处，翼型上表面都出现了激波。图20显示出仿真计算结果与试验结果数值和变化趋势都吻合很好。

Y/b =0.8断面

 图21. 压力云图

图22. 马赫数云图

图23. Y/b =0.8断面误差曲线图

从图21到图23可以看出，在断面Y/b =0.8上，在X/L=0.25和X/L=0.35处，翼型上表面都出现了激波。图23显示出仿真计算结果与试验结果数值和变化趋势都吻合很好。

Y/b =0.9断面

 图24. 压力云图

 图25. 马赫数云图

图26. Y/b =0.9断面误差曲线图

从图24到图26可以看出，在断面Y/b =0.9上，在X/L=0.27处，翼型上表面都出现了激波。图26显示出仿真计算结果与试验结果数值和变化趋势都吻合很好。

Y/b =0.95断面

图27. 压力云图

图28. 马赫数云图

 图29. Y/b =0.95断面误差曲线图

从图27到图29可以看出，在断面Y/b =0.95上，在X/L=0.23处，翼型上表面都出现了激波。图29显示出仿真计算结果与试验结果数值和变化趋势都吻合很好。

       综合以上计算结果，运用网格生成云平台生成的网格进行仿真计算，在各断面上的仿真计算结果和试验结果非常吻合，这说明由网格生成云平台生成的网格可靠、计算准确高。