rhoSimpleFoam 求解可压缩流动时一个奇怪的现象

[paopaoai11]

@宝丁 叶珊前缘吸力面局部加速跟流动滞止没太大关系，因为前缘滞止点压力最大也不会超过气流总压，所以由顺压梯度造成的加速最大也不会超过主流速度。吸力面近前缘处局部加速主要是由该处流线曲率决定的，曲率越大，即曲率半径越小，则局部流速越大（没有分离的情况下），该处流动法线方向的动能梯度与当地动能成正比，与曲率半径成反比。另外，该过程伴随着流速增大，密度减小，是局部膨胀过程，不是局部压缩过程。

[宝丁]

@paopaoai11
非常感谢您指出我的一些错误，受教了。我再结合您的回答说一下我的理解哈。
第一点是前缘滞止所造成的顺压梯度只是一个流动加速的有利因素。
第二点是流体在前缘加速，动压升高，静压降低，确实是对应一个膨胀过程，说压缩确实不合适。
第三点是曲率对流动的影响，我当时的理解是受到前缘壁面的扰动，局部存在一个收缩的过程，也就对应曲率的影响。

[宝丁]

@paopaoai11
另外，关于前缘流动的压缩，这个是指的流体虚拟流道的面积被压缩，因而流体流速增加，压强降低，密度增大。

[宝丁]

@paopaoai11 另外，关于前缘流动的压缩，这个是指的流体虚拟流道的面积被压缩，因而流体流速增加，压强降低，密度减小，（比体积增大 ）

[我是河滩]

@paopaoai11 为什么曲率越大，流速越大？或者说为什么曲率越大，压力越小？

[paopaoai11]

@宝丁 我明白你的意思，你是把叶片表面和主流间假想了一个流道，然后来解释这种现象。但这是不正确的，这也是很多同学常犯的理解上的错误。下面我举一个例子来说明一下。
在均匀流场中放置一段曲线壁面，如下图所示，一种是ACB形式的上凸壁面，一种是ADB形式的下凹壁面，两者首尾端点位置相同，我们来考察在这两种情况下B点处的流动。试想一下，如果“假想流道”理论成立的话，由于B点位置一样，那么B点处速度应该相同才对，但事实上ACB所对应的B处的速度要远高于ADB所对应的B处的速度。所以，这种“假想流道”或“虚拟流道”理论是不对的。

[paopaoai11]

@我是河滩 给你提供一个思路来定量解释这个现象，
考察一个二维无粘流动，建立流场中一点流动法线方向的压力梯度表达式（可通过动量方程获得），对于不可压流体，带入静压等于总压减去动压的关系式，即可获得该点法线方向上的速度或者动能梯度，该点的速度即可通过积分获得；对可压流体，则需要带入热焓表达式，同样可以消去压力梯度项，得到速度或者动能梯度，然后积分。

[宝丁]

@paopaoai11
首先，目前咱们共同的观点在于吸力面近前缘处局部加速主要是由该处流线曲率决定的，而不同的观点在于曲率导致前缘加速现象的机理是什么。
我的观点在于曲率的存在使得来流虚拟流道被压缩，因而流动流速增加。这里对虚拟流道加以解释：壁面的存在使得流场中产生了相应的扰动，不同壁面所对应的扰动传播的距离是不同的，因此将壁面至扰动传播的边界称之为虚拟流道，其是变化的，而非一成不变的。目前这个观点的问题在于我还没有定量的去描述这个虚拟流道，但就流动细节，这又是客观存在的。
但是凹凸曲面的虚拟边界相同吗？用凹凸曲面举例只是对为什么前缘加速只在吸力面一侧显著的复述罢了。注意，这并不是说压力面一侧没有。
其次，我不同意你的这一观点：
叶栅前缘吸力面局部加速跟流动滞止没太大关系，因为前缘滞止点压力最大也不会超过气流总压，所以由顺压梯度造成的加速最大也不会超过主流速度。
这个观点暗含了一个条件：流场中静压处处小于进口静压，但是这并不现实。在本问题中，叶栅前缘的最小静压可是要比进口静压小很多，因而并不一定能保证顺压梯度造成的加速最大也不会超过主流速度。

此外，关于前缘加速的原因我想通过圆柱扰流的算例加以说明：
下图给出了圆柱扰流瞬态静压与速度云图，流体首先在圆柱前缘滞止，静压升高，而在尾迹区，分离涡的存在使得该处为一个低压区，因此在圆柱上下表面存在一个较大的静压梯度，气流加速。

综上所述，曲率的存在使得来流虚拟流道被压缩，流体流速增加，其动力来源是静压差。

[宝丁]

@宝丁 P*=115600

[李东岳]

大佬们讨论的太精彩了，邀请发表在Journal of Fluid Mechanics: CFD-China issue

[宝丁]

@东岳 只求毕业啊，不说了，要去写论文了，现在在等一波计算结果出来，只求是最后一波了

[羽之下]

@东岳 查看了东岳老师贴出的case，关于“transonic no;”的设置有一些疑问，transonic的设置是否跟速度场超过340m/s有直接关系？结果显示速度场已经超过了340m/s，为何设置“transonic no;”。还有就是像“transonic”和“consistent”等选项的设置，如何查看其默认设置是否开启。

[李东岳]

transonic主要看你的压力是否具有非常强的传输性，高超那面肯定是了，近音速这面transonic收敛性不是特别好，我就没开

[五好青年]

@宝丁 您好，我一直后处理的困惑。请教下这种翼型断面的Ma或者压力系数，类似这种图的后处理方法

请问这样图是怎么后处理的呢？

[宝丁]

@五好青年 我一般是在cfd post输入马赫数求解公式算的

[五好青年]

@宝丁

您好，我知道后处理中可以得出压力系数（或者马赫数），但是应该是全流场的压力系数（或者马赫数）吧。

我怎样才能得到围绕翼型一圈的压力系数（或者马赫数）呢？因为我做的风力机，需要截取50%半径位置处（此处也是二维翼型）的压力系数。

我没办法选择翼型一圈呀，想问下你这个怎么选上的。

感谢

[宝丁]

@五好青年 你是用什么软件做的计算和后处理

[五好青年]

@宝丁 paraview和cfdpost和tecplot。
你会哪个，就跟我讲下哪个怎么操作呗。感谢

[宝丁]

@五好青年 我用cfd post ，直接提取就好

[jiaqiwang]

你好，
宝丁@宝丁 ，东岳老师@李东岳

很高兴能联系上你。

你提供了一个很nice的case。我利用该案例做了一些测试。

solver：rhoPimpleFoam
turbulence:SpalartAllmarasIDDES

以下记录一下我的测试过程以及结果：

结果：

初尝试：

一开始，我基本参考了https://github.com/Tushargh29/transonic_shock_buffet
算外流的LES的case，这个case 有非常详细的step-by-step的操作过程。
那我的操作就是，将这些设置原封不动的搬到你的naca65的case上面。
对于湍流的刻画，整体还是非常好的。但是，算到大概0.0017s(跟网格有关，我后来加密了网格，会算的长一些)。但无一例外，最终都会出现如下图的inlet发散问题。一开始，我还以为可能是inlet 网格加密存在不均匀导致的。后来，又重新将inlet网格均匀化，之后仍无果。

寻找原因：

经过相关文献的调研，我找到18年的一篇文章。题为：A characteristic inlet boundary condition for compressible, turbulent, multispecies turbomachinery flows。

这篇文章，摘要就提到了LES高精度仿真叶栅，需要考虑“non-reflecting boundary conditions”。也就是“声波” （还有涡波，熵波的影响）。

在这篇文章的引导下，我开启了二次尝试。参考你之前曾经在Oulet边界做过wavetransimission的边界条件。这相当于NSCBC无反射边界条件的简化。
这块工作，需要修改底层的求解器。目前，我还在为此努力。

新的突破

这个问题一直就卡在inlet发散的问题，在我查阅资料过程中，发现激波管的case 。这里面的介绍，其中有一段话：
“TVD schemes are highly recommended when you are dealing with strong discontinuities (such as shock waves)”

根据该提示，我将 格式改成了 div(phi,U) Gauss MinmodV;
结果，之前无法收敛的求解器，可以继续计算下去了（大概计算了好0.2秒了，后面由于资源问题，就自己将其停掉了）。

对比添加MinmodV前后

turbulence的影响，在添加MinmodV后感觉趋向于laminar。inlet无发散现象。

我是做气动声学的，若不考虑声学边界条件，其结果还是不准确的。
目前仍非常嫉于NSCBC无反射边界的工作，还在推进。。

以下是测试算例以及结果：
https://drive.google.com/file/d/1vCfITb8qeTXG5_yqTn_va7vhlUTw95mz/view?usp=sharing

祝收敛。