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ONERA M6 Wing PiFlow与SU2流场对比计算

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第一趴

       今天,领导交代小π用新版的PiFlow算个标准算例,和SU2在精度和效率上比较一下。小π一看领导那态度,有点小得意,信心十足。小π怎敢怠慢,赶紧找来了ONERA M6 Wing的数模出来考验考验。

 

选M6做为测试案例,主要原因有三:

     

1)M6是ONERA设计的一种机翼模型,该模型在跨声速条件下进行了一系列风洞试验,有可对比的实验数据。

2)M6机翼几何外形简单,但其涉及的跨声速流动却十分复杂,包含局部超音速流动、激波和边界层分离等。M6机翼具备三维可压缩流动的典型特征,因此被大量论文选为CFD代表的验证算例。

3)SU2的M6计算结果,小π早就备好了。嘿嘿。

     


第二趴

PiFlow求解过程:

1)PiFlow导入M6数模。配置网格参数。经过2分钟,小π上了个厕所回来,86万的网格呈现出来了。

 


2)PiFlow求解器设置。Euler无黏稳态求解,多重网格加速收敛,MPI并行求解提高解算效率。

 

Run!小π去倒了杯水,30分钟,结果出来了。

3)PiFlow计算结果

气动力收敛曲线如下:

 

机翼上下表面压力分布如下:

 
结果分析    

定义沿机翼展向的坐标轴为Y轴。选取纵向坐标Y与翼展L之比为y/l=0.2,y/l=0.65,y/l=0.9的三个翼剖面的计算结果与实验值比较。

(a) y/l=0.2翼剖面

y/l=0.2翼剖面压力分布和马赫数分布下图所示:

 

y/l=0.2翼剖面上下翼面压力系数分布与实验值如图所示:

 

 (b) y/l=0.65翼剖面

y/l=0.65翼剖面压力分布和马赫数分布下图所示:

 

y/l=0.65翼剖面上下翼面压力系数分布与实验值如图所示:

 

 (c) y/l=0.9翼剖面

y/l=0.9翼剖面压力分布和马赫数分布下图所示:

 

y/l=0.9翼剖面上下翼面压力系数分布与实验值如图所示:

 

(d) 开源软件SU2的5.0版本官方提供的M6算例(网格与解算配置文件)。同样用Euler稳态求解,在不同翼剖面位置压力分布与实验值的比较如下图所示。

 

第三趴

   

结论来啦:

1. 整个计算过程,网格生成2分钟,计算过程30分钟。多重网格策略加速收敛,MPI并行技术大幅提高了计算效率。

2. 与SU2开源软件相比,PiFlow对激波位置的捕捉更为准确(在y/l=0.65位置有两个激波,PiFlow捕捉到了,SU2未捕捉到),PiFlow精度误差与实验值比相对较小,满足应用要求。

                        

来源:荣泰创想ROMTEK
荣泰创想 ROMTEK试验
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首次发布时间:2022-10-16
最近编辑:2年前
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