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fluent中如何用UDF输出升力系数文件
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fluent中如何用UDF输出升力系数文件
回复 1# buaawangwei 的帖子
为什么要使用udf呢，这个东西直接就可以输出。
回复 2# chongdaql 的帖子
你好 因为我遇到一个问题，计算非定常时 monitor里write升阻力系数的文件只记录某一个时刻的值，而不是一个时间段内的值
怎么编写UDF文件输出每个点的升阻力系数呢？
怎么编写UDF文件输出每个点的升阻力系数呢？
你现在能用UDF输出整体的升阻力系数了？
你现在能用UDF输出整体的升阻力系数了？
额，也不会呢～
为什么要使用udf呢，这个东西直接就可以输出。
怎么直接输出啊？我计算的时候没有监测升阻力系数，该怎么输出？还有就是三维物体的参考面积是怎么算的，是投影面积还是湿面积？
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&nbsp &nbsp[转载]fluent中升力系数，阻力系数和压力系数定义
fluent中升力系数，阻力系数和压力系数定义&&
17:41:14|&&分类：&|字号&订阅
问题：圆柱绕流在fluent中如何得到阻力系数和升力系数？具体的设置是怎样的？是要监测得到阻力和升力吗？它们分别怎么设置来得到？
答：首先要在report－reference
value里设置参考速度和长度
然后solve－monitor－force中设置监测drag，lift就可以了
阻力和升力是可以得到的，得到之后再除以1/2pV**2S就可以了
问题：fluent中升阻力系数如何定义？
答：升力系数定义：
FLUENT的升力系数是将升力除以参考值计算的动压
(0.5*density*(velocity**2)*area=0.5*1.225*(1**2)*1=0.6125)，可以说只是对作用力进行了无量纲化，对自己有用的升力系数还需要动手计算一下，report一下积分的面积和力，自己计算
其实本身系数就是一个无量纲化的过程，不同的系数有不同的参考值，就像计算Re数时的参考长度，是一个特征长度，反应特征即可&
作为Cl、Cd也是具有特定含义的系数，参考面积的取法是特定的，比如投影面积等等，但是这个在Fluent里是没有体现的&
Fluent里面你不做设置，就是照上面的帖子这样计算出来的，&
并不是你所期望的参考值，自己需要设定，对需要的参考值要做在里面设定&
静压（Static
Pressure） P4
V# D# ]& f+ S
测量压力（Gauge
Pressure）fluent中计算中使用的压力？4
`- a6 z: y) o4 O/ I5 a
操作压力（Operating
Pressure）：Pop 不可压缩流在define/operating
condition中设置，默认值即1个大气压
动压（Dynamic
Pressure）Pdyn =
0.5*rou*Vref^2&&（rou是密度，Vref是参考速度，在report/referrence
value中设置）
压力系数（Pressure
coefficient） Cp = P/Pdyn
绝对压力（Absolute
Pressure）Pabs&&= P+Pop
总压（Total
Pressure）Ptot&&对于不可压流体：总压=静压+动压1
T1 f/ r8 H, M&&L
相对总压 Relative total pressure ？
参考压力位置（Reference
Pressure Location）：Fluent在计算过程中将gauge pressure减去参考压力位置处压力，使得此处的压力值恒为零。
在Report-&Reference Values...
Area：设置为圆柱直径（注意单位为m）
Length：设置为圆柱直径（注意单位为mm）
其他保持默认就行，compute from选入口，reference zone选fluid。
本人比较系统地研究过圆柱绕流这一经典问题。中间经过了长时间的痛苦摸索。现将成功经验分享，有的是宝贵的原创经验。6
g( _- w3 8 X% L" @
希望对各位有所帮助，减少痛苦摸索的时间。.
S! v2 p! G) I1 ?) m8 M
& y# p. U7 K- E9 k4 Z$ v
2 b( b: l4 }$ I8 N7 V2 C
一个世纪以来，圆柱绕流一直是众多理论分析，实验研究及数值模拟的对象。因为这种流动既有不固定的分离点，又有分离后的尾流和脱体涡。随着雷诺数的增加，尾流性质，脱体涡的形态有很大的变化，具有丰富的流动现象。
应观察到的物理现象
t! o/ h3 E$ A/ V; }9 h, W* v
图&圆柱体的St（Strouhal数）随Re（Reynolds数）变化曲线
以上数据是由A.Roshko、H.s.Ribner、B.Etkins和K.K.Nelly，E.F.Relt和L.F.G.Simmons，以及G.W.Jones等人测量得到+
Y0 b5 I. R' ?! q7 h8 f
Y3 k# U: ) K
圆柱体的阻力系数Cd随Reynolds数的变化曲线
图中实曲线是由Wieselsberger,A.Roshko&测量数据绘制得到
注意观察圆柱体的St（Strouhal数）随Re（Reynolds数）的变化规律。
注意观察圆柱体的阻力系数Cd随Reynolds数的变化规律及阻力危机现象。
$ ]+ q7 h8 u( q&&[1 }#
' K&&a; |- J& h4 g/ m9
湍流模型的选取
FLUENT是目前国际上比较流行的商用CFD软件包。它具有丰富的物理模型，先进的数值方法和强大的前后处理功能，在航空航天，汽车设计，石油天然气，涡轮机设计等方面都有着广泛的运用。FLUENT提供的湍流模型包括：单方程（Spalart-Allmaras）模型、双方程模型（标准κ-ε模型、重整化群κ-ε模型、可实现(Realizable)κ-ε模型）及雷诺应力模型和大涡模拟。湍流模型种类如图所示。,
Y( V5 Z" y- x- d+ h
&图&湍流模型种类示意图
Z$ v! p( Q/ q
二维平面模型显示的湍流模式。注意没有大涡模型（LES）&
三维平面模型显示的湍流模式。注意出现大涡模型（LES）
要使二维平面模型出现LES,需要如下操作。2
U" R& G9 x" N+ J
9 r/ Q: F8 w8 k* ~: U- l* Y
在FLUENT屏幕上键入（rpsetvar&%
i7 D( w0 Y: _6 P- T; E
'les-2d?'&"
X5 d) m2 F5 N( p* J" Y, @6 g
#t),屏幕会出现les-2d?,然后回车即可
特别注意！
雷诺数大于100000后，二维平面模型，运用各种湍流模型(除LES外）计算，卡门涡街都将很难出现。建议此时建立三维模型，运用大涡模型（LES）进行计算。二维平面模型，运用大涡模型（LES）也能进行计算，但本人发现此时有涡脱落不对称的现象，与实际不大相符。5
o# m9 m/ }$ y1 s1 N7 D2 ]
* M3 @' V# v- Z$ ^6 q" B5 $
r2 w$ p' L4 J/ g" W$ R
网格的划分。6
o& z" T4 o/ y+ P% `8 @' L9 D
平面模型网格划分有各种方法，下面显示了两种方案,
o, }" H* M5 k( N) t& _
`" D+ n$ S7 `$ W: d
2 I6 q8 P& U4 E; ?
% K4 r$ I$ p( Q1 b% n8 v
], y+ q' N. D# F
三维模型网格图+
I9 e2 W, h3 y2 I" b4 I- v
: Z& % t% A3 [&&k* ^) y%
) 6 J+ d3 I, v4 e
时间步长的选取1
z6 ~2 Z4 }* `+ i+ [
; ?: a6 O0 ~- [* N( I7 @# k
一般应使一个周期内30到50步为宜。时间步长过短，导致计算时间过长，有时还可以导致计算不收敛。时间步长过长，流体的主要特征捕捉不完全。下图升力系数曲线中看出每个周期内大约计算了30步左右，比较合适。!
R3 J8 C9 x&&A. U
_/ o: s3 v! l& O
下图显示时间步长取为0.05（可调整此参数，使一个周期内40步左右为宜）,每步的最大迭代数为40。
% d8 m: X- U6 T& n: l
{1 Q/ j* p: l# J% A% E
基本参数设定。/
|8 c. `- n" W: _% D4 z5 ~1 B
需要模拟卡门涡街及涡脱落现象，是非定常流动，因此在Time选项中选择非定长，在Unsteady
Formulation选项中选择2nd-order
Implicit时间的二阶隐式格式，以提高计算精度。
以上网友发言只代表其个人观点，不代表新浪网的观点或立场。如何用fluent计算出焦点（气动中心、升力增量作用点）的位置啊_百度知道
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如何用fluent计算出焦点（气动中心、升力增量作用点）的位置啊
用Fluent计算了某飞行器的升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数mz。（计算了各个攻角和俯仰舵偏组合时的情况）。可以得到数据表格形式如下攻角为0°时俯仰舵偏 升力系数 阻力系数 力矩系数-6 0.3 0.03 0.05-3 0.35 0.025 0.02： ： ： ：攻角为3°时俯仰舵偏 升力系数 阻力系数 力矩系数-6 0.3 2 0.035 0.06-3 0.38 0.030 0.04： ： ： ：：：攻角计算了0、2 、4、6、8、10°舵偏为 -6、 -3 、0 、3、 6、 9、 12、 15度一共做了48个case文件进行计算。可以得到上述数据表格
来自团队：
用Fluent计算了某飞行器的升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数mz。（计算了各个攻角和俯仰舵偏组合时的情况）。可以得到数据表格形式如下
攻角为0°时俯仰舵偏
：攻角为3°时俯仰舵偏
：：：攻角计算了0、2 、4、6、8、10°舵偏为 -6、 -3 、0 、3、 6、 9、 12、 15度一共做了48个case文件进行计算。可以得到上述数据表格
一般都是默认的 在弦长的四分之一处
report force中有个Pressure center，对应三个方位的，自己试试就知道了
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基于Fluent的飞行器气动参数计算方法
　　摘 要： 课题采用湍流模型中的单方程模型，并借助于商业CFD软件Fluent，对某型号飞行器在给定攻角和马赫数下进行气动力仿真。首先，采用湍流模型中的单方程模型对飞行器的绕流流场进行数学建模；其次，用Gambit软件对飞行器的外形进行几何建模，并进行网格划分和边界条件设定；最后，在Fluent中进行相关参数设置和气动力数值计算及仿真，得出了该型号飞行器升力系数、阻力系数和俯仰力矩系以及飞行器表面的压力分布和来流速度分布，并对结果进行分析。该研究表明单方程模型能够很好地解决具有壁面限制的飞行器气动力数值计算问题。 中国论文网 /8/view-6084265.htm　　关键词： 飞行器； 气动力； 湍流模型； Spalart?Allmaras 　　中图分类号： TN911?34 文献标识码： A 文章编号： X（8?03 　　Fluent?based calculation method of aircraft aerodynamic parameters 　　LI Nan1， NI Yuan2， LI Ju?feng2， NIU Jia?hui2， TIAN Hua2 　　（1. Xi’an Institute of Electromechanical Information Technology， Xi’an 710065， China； 　　2. College of Electronics and Information Engineering， Xi’an Technological University， Xi’an 710032， China） 　　Abstract： The aerodynamics simulation of an aircraft was performed in a given attack angle and Mach number by means of the single?equation （Spalart?Allmaras） model in turbulence model and CFD software Fluent. First， Spalart?Allmaras model is used to achieve the mathematical modeling for the flow field of the aircraft， the Fluent software package， Gambit is adopted to conduct the geometric modeling of the aircraft’s outline， and then meshes are generated and the boundary conditions are set. Finally， the relevant parameters are set in Fluent， and lift coefficient， drag coefficient， pitching moment coefficient， and pressure and flow velocity distribution on the aircraft surface are obtained by the aerodynamic numerical calculation and simulation. The simulation results also need to be analyzed. The research result demonstrates the Spalart?Allmaras model can achieve the aerodynamic numerical calculation of the aircraft with wall?surface restriction. 　　Keywords： aircraft； aerodynamics； turbulence model； Spalart?Allmaras 　　飞行器在飞行过程中受到周围气流的作用，其表面的压强分布不均匀，因此引起的压力差和气流对飞行器表面产生的粘性摩擦力合共同作用，形成了飞行器上的空气动力[1]，而阻力、升力和俯仰力矩等是研究计算空气动力的重要参数。在以往的研究中，气动力参数的获得多数依靠试验或根据飞行器的外形进行大量的计算，例如风洞试验和实弹试验等。但这样的研制周期长、试验耗资大、成本高，并且传统试验方法的精准度有限。 　　随着计算机和计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）软件的发展，仿真可以提高系统性能和研制质量，缩短研制周期、减少实验成本。文中采用更先进的Fluent软件对空气动力进行计算，使所需的气动力参数的获得变得更加简便，精度更高。本文采用Fluent软件对研究的飞行器进行建模和仿真，并计算得出所需的阻力，升力和俯仰力矩等参数。 　　1 数学模型 　　在CFD软件出现之前，计算空气动力常采用的风洞实验，虽然它能够比较准确地控制实验条件和实验项目内容的多样性等优点，但是边界效应、支架干扰和相似准则不能满足能缺点却无法避免[2]。随着CFD的出现，尤其是Fluent软件的产生和发展，使空气动力的计算变得越发便捷和准确，且克服了风洞实验的不足之处。Fluent用来模拟从不可压缩到高度可压缩范围内的复杂流动。由于采用了多重网格加速收敛技术和多种求解方法，因此Fluent能达到最佳的求解精度和收敛速度 [3]。 　　Fluent包含丰富的物理模型，例如计算流体流动和热传导模型（包括层流，定常和非定常流动，自然对流、湍流，不可压缩和可压缩流动，紊流，周期流，旋转流，时间相关流等）；相变模型，辐射模型，离散相变模型，多相流模型，化学组分输运和反应流模型等。对每一种物理问题的流动特点都有适合它的数值解法，可对显式或隐式差分格式进行选择，可以在计算速度、稳定性、精度等方面达到最佳[4]。
　　Fluent提供的湍流模型包括：双方程模型（重整化群κ?ε模型、标准κ?ε模型、可实现（Realizable）κ?ε模型），单方程（Spalart?Allmaras）模型、雷诺应力模型和大涡模拟[5]。其中单方程模型相对简单，对网格的质量较为不敏感，只求解一个有关涡粘性的输运方程，计算量相对较小；并且该湍流模型比较适合于具有壁面限制的流动问题，对有逆压梯度的边界层问题能够给出很好的计算结果[6?7]。Spalart?Allmaras模型的求解变量是[ν]，表征出了近壁（粘性影响）区域以外的湍流运动粘性系数。[ν]的输运方程为： 　　[ρdνdt=Gν+1σν??xj（μ+ρν）?ν?xj+Cb2ρ?ν?xj-Yν] 　　式中：[Gν]是湍流粘性产生项；[Yν]是由于壁面阻挡与粘性阻尼引起的湍流粘性的减少；[σν]和[Cb2]是常数；ν是分子运动粘性系数。对于本文所研究的飞行器模型，属于雷诺数很大，黏度很小，有边界层的湍流，并且对网格划分要求不高，因此选用单方程模型进行模拟运算。 　　2 计算方法与过程 　　用Fluent软件包的前置处理器GAMBIT软件，按照由点到线，由线到面，由面到体的原则对飞行器进行建模，并根据尺寸比例在外围设置一个绕流流场，绕流流场设置过程为：外围是一个半径为7 200 mm，高为3 600 mm的大圆柱形，用来作为飞行器的绕流流场。大圆柱内部设了一个小圆柱体，其半径为1 800 mm，高为3 600 mm（飞行器位于计算域的正中），并进行较密的网格划分，两个圆柱之间的区域可将网格划分得稀疏些，这样既保证了计算的准确性，又减少了计算量。飞行器的舵翼部位采用密集的网格划分，以反映气流的剧烈变化，头部和弹体采用两头密、中间稀的网格划分；由于飞行器是轴对称的，为了提高计算效率，减少计算时间，取整个模型的一半进行计算。整个区域的网格有2 018 432个。 　　对飞行器的相关区域进行网格划分，如图1所示。 　　把生成的网格文件导入FLUENT求解器里进行求解，具体的求解过程如下： 　　（1） 粘性模型采用单方程模型，使用运输方程求解； 　　（2） 设置流体材料属性：密度为ideal?gas，材料设为air，在“Viscosity”一项中选Sutherland，采用三系数方法[8]，对于高速可压缩流动气体采用描述气体粘度的Suther?land 定律较比较合适； 　　（3） 壁面条件：无滑移，壁面粗糙度选为0.5，所有其他标量选择不可渗透壁面条件； 　　（4） 数值计算过程中的差分格式选择：动量、湍流动能、湍流耗散率均选用second order upwind scheme，即二阶迎风格式；压力插值选用默认的standard 方法[9]； 　　（5） 边界条件设置：设置大气压为101 325 Pa，马赫数为0.8，攻角为4°，粘性比为10； 　　（6） 松弛因子的设置：求解时设置压力项松弛因子为0.8，密度、质量力项为1，动量项为0.5，湍动能项为0.6，耗散率项为0.6，湍流粘性项为0.6； 　　（7） 设置迭代次数6 500次，求解。 　　 　　图1 计算域网格划分 　　3 计算实例 　　在给定的攻角和马赫数下，阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数随着迭代次数的增加而也跟着振荡，一直到迭代6 000次以后，曲线的变化逐渐趋于稳定，待曲线稳定以后，就可以在图中读出阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数等相关参数的值。图2为阻力系数随迭代过程变化曲线，图3为升力系数随迭代过程变化曲线，图4为俯仰力矩系数随迭代过程变化曲线。从图2～图4可以看出，其气动特性是收敛的，表明所设计的系统是稳定的。仿真出的气动参数和在该攻角和马赫数下的试验参数表对比之后有误差，误差为0.05%，在误差允许范围内，因此可以验证出仿真数据的准确性。这些气动参数将为下一步实验提供数据。 　　 　　图2 阻力系数随迭代过程变化曲线 　　 　　图3 升力系数随迭代过程变化曲线 　　 　　图4 俯仰力矩系数随迭代过程变化曲线 　　如果采用湍流模型中的其他模型，比如双方程模型，计算过程相对复杂，对计算网格的要求更加精确，即壁面条件要求更高，一旦网格划分不符合要求，则计算时很难得到收敛曲线，并且在网格划分准确的情况下计算次数要达到10 000万次，而在实际项目中，不需要对飞行器的网格进行精确的划分，而单方程模型简单、计算次数少，对网格的要求不敏感，有效计算出了实验所需的相关参数，大大地节省了实验时间。 　　4 结 论 　　在给定攻角和马赫数的前提下，采用湍流模型中的单方程模型，借助CFD软件Fluent对某飞行器进行气动力计算，可以得出飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数。这些参数将为下一步飞行器控制系统设计提供依据。 　　参考文献 　　[1] 赵洪章，岳春国，李进贤.基于Fluent的飞行器气动特性计算[J].弹箭与制导学报，）：203?205. 　　[2] 于勇.FLUENT入门与进阶教程[M].北京：北京理工大学出版社，2008. 　　[3] 刘明侯.计算流体和传热传质[D].合肥：中国科技大学，2005. 　　[4] 庞英良，宋卫东，杨晓霖.基于Fluent 的末制导炮弹初始段气动仿真[J].兵工自动化，）：13?15. 　　[5] 钱翼稷.空气动力学[M].北京：北京航空航天大学出版社，2009. 　　[6] 尹志林.某隐身巡航导弹气动及雷达目标特性分析[D].南京：南京航空航天大学，2009. 　　[7] 张伟，张安堂，肖宇.基于坐标旋转数字计算方法的三维坐标变换[J].探测与控制学报，）：73?76. 　　[8] 朱锐，董二宝，张杰，等.头部可偏转飞行器气动仿真与外形优化[J].机械与电子，2008（8）：6?8. 　　[9] LANDERS M G， HALL L H. Deflectable nose and canard controls for a fin?stabilized projectile at supersonic and hypersonic speeds， AIAA
[R]. Orlando， Florida， USA： AIAA， 2003.
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