ONERA M6 Wing PiFlow与SU2流场对比计算
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：
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。
