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fluent流固耦合传热分析
我做的是用fluent模拟一个26000rpm的均布开有8个凹槽的动环和一个静止环间极薄的液体流场热分析，模型中包含动环（固体）、静环（固体）和端面间流体（液体），流体从外径处流向内径处。在动环和静环的边界上是给定对流换热系数，固体和液体间设定耦合壁面条件（见下图），按说由于动环高速旋转会产生很多的摩擦热，而且摩擦热会随着转速的不同而不同，可是我的计算结果显示基本没有摩擦热产生，请问哪位大侠知道这是为什么呢？
我能想到的原因
1、求解器设置。耦合计算该用基于压力求解器还是基于密度的求解器呢？
2、液固交界面设置成coupled能计算导热，但是能计算摩擦热吗？
如果还有别的因素还望大家知道，谢谢！！
耦合面设置.JPG
恩，谢谢帮忙，请问我想运用流固耦合面自动计算产生的流固运动产生的粘性剪切热，这个能实现吗？还是说我要给他在耦合面上设置热生成率呢？我查到的资料上说这个耦合只是温度连续和温度梯度连续（也就是热流连续）。谢谢
你好，我最近也在做流固热耦合的问题，请问你现在对流热产热怎么设置的啊？可不可以加qq交流一下，qq:.
打开能量选项，流动状态选择层流时，下面有个粘性产热，点选上那个，就可以算产生的热量了
如果基于密度求解出现很大的残差是怎么回事，可不可以基于压力求解
基于密度是对于可压流，基于压力是不可压流动
您好，我也在做跟您一样的模型，有个问题就是在model选择中是只打开energy和laminar吗？
你也在做这个模型吗？
我也做跟你类似的模型，是气浮轴承的，也遇到了粘性生热问题，能否交流一下
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历史上的今天
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blogTitle:'fluent流固耦合可行性',
blogAbstract:'&关于流固热耦合分析的可行性：\r\nFluent软件本身就能够实现流固共轭换热分析，即不需要借助其他软件，就可以获得流体和结构区域内任何位置的温度分布。而且在此基础上，还可以进一步把所算得的温度场直接加载到结构上进行结构热应力分析。具体步骤如下：\r\n1&&&&& 在fluent中进行共轭换热分析，获得结构区域温度场；\r\n2&&&&& 把上诉结构区域温度场输出成AYSYS mechanical软件直接接受的cdb格式文件；\r\n3&&&&& 把上述cdb文件作为温度载荷直接加载到ANSYS mechanical结构区域上进行热应力分析，获得热应力。\r\n&\r\n',
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基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究[J]. 空气动力学学报, ): 721-724.
Yang Qiuming,
Zhu Yongfeng,
Liu Qing. Numerical study of skin temperature field on hot air anti-icing system in dry air flight based on fluid-solid coupled heat transfer[J].
Acta Aerodynamica Sinica, ): 721-724.
基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究
中航工业第一飞机设计研究院, 陕西 西安 710089
基金项目: 国家安全重大基础研究项目（613265）
杨秋明(1983-),男,陕西宝鸡人,工程师,研究方向:飞机防除冰系统设计与试验.E-mail:
以机翼热气防冰系统为研究对象，建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型，对整个计算区域生成混合网格，边界条件为第三类边界条件，采用计算流体力学方法以FLUENT软件为工具，对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解，获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果，并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著，温度分布较均匀，防冰引气温度为200℃时，防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃，最低温度为21℃，3mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃，防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果，能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。
热气防冰系统&&&&
防冰腔&&&&
流-固耦合&&&&
耦合传热&&&&
温度场&&&&
干空气&&&&
Numerical study of skin temperature field on hot air anti-icing system in dry air flight based on fluid-solid coupled heat transfer
Yang Qiuming,
Zhu Yongfeng,
The First Aircraft Institute, Aviation Industry Corporation of China, Xi'an 710089, China
Abstract: The physical and mathematical models for three-dimensional steady fluid-solid coupled heat transfer were presented for wing hot air anti-icing system. These models simulate the effects of internal and external heat transfer as well as thermal conductivity of solid structure on aircraft leading edge skin. Hybrid grid was generated for the entire computational domains. The third kind of boundary conditions was used for the present simulations. Internal and external skin temperature field for fluid-solid coupled heat transfer under dry air flight condition were solved by computational fluid dynamic method with FLUENT tool, and the calculated results were analyzed. The results indicate that heat conducting is significant along leading edge spreading and thickness direction on aluminium alloy skin, temperature distributions on the skin are uniform. When the temperature of inlet bleed air is 200℃, the maximal surface temperature of skin on anti-icing system is 101℃, the minimal surface temperature is 21℃, the maximal temperature difference between the inside and outside surface is only 4℃ for 3mm thick skin, the average temperature of exhaust is 63℃. The present method and calculated results of temperature field can provide support for the dry air flight test design of hot air anti-icing system and reasonable choosing and distributing temperature sensors.
Key words:
hot air anti-icing system&&&&
anti-icing chamber&&&&
fluid-solid coupled&&&&
conjugate heat transfer&&&&
temperature field&&&&
dry air&&&&
热气防冰系统是目前运输类飞机普遍采用的用于保证在结冰气象条件下安全飞行的重要防护装置。热气防冰系统的防冰腔实质是一个传热传质的热交换器。从发动机压气机后引出的高温气体通过管路，在防冰腔内从笛形管上的笛形孔高速喷射到蒙皮内表面，通过热传导和对流换热对金属蒙皮加热，使蒙皮外表面维持较高的温度，从而达到防冰的目的。因此蒙皮表面温度是热气防冰系统的重要性能指标。国外学者通过冰风洞试验[-]和仿真计算[-]对热气防冰系统蒙皮表面温度分布开展了大量研究工作，并发展出成熟的计算软件FENSAP-ICE和LEWICE。近年来国内对热气防冰系统内外流场耦合传热方面开展了深入研究，出现了不少研究成果[-]，并且有机翼防冰系统冰风洞试验结果的报道[]。蒙皮表面温度又分为干空气飞行和自然结冰飞行两种状态。其中干空气飞行状态下蒙皮表面温度高于自然结冰飞行状态，而且干空气飞行试验通常做为自然结冰飞行试验前必须完成的预先试验，对于检验热气防冰系统的功能、验证计算结果是否正确、模拟热气防冰系统提前开启和误工作等状态具有重要意义。飞行条件下蒙皮表面温度场是热气防冰系统性能最直接的综合反映，其仿真计算结果为热气防冰系统干空气飞行试验准备、试验设计、参数测量提供重要依据。
本文以机翼热气防冰系统为研究对象，以数值计算方法为手段，采用流-固耦合传热分析方法，对热气防冰系统，在典型干空气飞行状态下的蒙皮内外表面温度场进行了计算研究，并对计算结果进行了分析，为飞机热气防冰系统设计和干空气飞行试验参数测量提供参考，同时为机翼前缘蒙皮材料耐温要求的确定提供依据。
运输类飞机开展干空气飞行试验时，热气防冰系统开始工作后，机翼前缘金属蒙皮温度场同时受外流场对流换热和防冰腔内高温防冰气体加热的耦合作用。金属蒙皮耦合传热原理见所示，是一个复杂的三维传热问题。中φ为防冰腔内高温引气源热流密度，qh为蒙皮外表面对流换热热流密度。蒙皮外部包括外流场对流换热、太阳辐照及蒙皮自身热辐射。由于太阳辐照和蒙皮自身热辐射换热量很小可忽略，防冰腔内高温防冰引气与蒙皮壁面通过对流换热、热传导产生耦合传热作用。
图 1 蒙皮耦合传热示意图
Fig. 1 Schematic illustration of skin conjugate heat transfer
对蒙皮稳态传热过程建立导热微分方程[]：
式中，T为蒙皮单元体温度，λ为蒙皮导热系数。式(1)为三维稳态热传导方程，蒙皮内、外表面为第三类定解边界条件。蒙皮内、外表面边界条件为：
式中：hi为高温引气与蒙皮内表面的对流换热系数，Tf为高温引气温度，Ts为蒙皮内表面温度，hc为蒙皮外表面气流的对流换热系数，Ta为蒙皮外表面附面层内气体温度。Ta计算式为：
式中：t∞为环境大气静温(℃)，K为空气的比热容比，值为1.4，Cp为蒙皮外表面上压力系数，M∞为外流场来流马赫数。
式(2)、式(3)中蒙皮内外表面的对流换热系数采用区分层流区和湍流区的边界层积分法计算，具体计算方法见文献[]。
计算模型与参数说明
以运输类飞机通用的热气防冰系统为研究对象，采用数值计算方法，对热气防冰系统干空气待机飞行状态下蒙皮表面温度场进行计算。热气防冰系统组成结构如所示。笛形管中的高温高压防冰引气从笛形孔以声速射入防冰腔，通过上部双蒙皮通道向后缘流动，最终从排气腔下部的排气孔流出防冰腔。高温防冰引气在流动过程中对金属蒙皮内表面加热，飞行过程中外界气流通过对流换热向大气环境散热，但最终使得蒙皮外表面保持较高温度，从而达到防冰的效果。防冰腔和笛形管一般都采用金属材料制造，保证具有承压和耐高温的能力。
图 2 热气防冰系统示意图
Fig. 2 Hot air anti-icing system model
采用ICEM-CFD前处理软件对整个计算域生成网格，计算网格见所示。整个计算域由外流场、金属蒙皮结构和内流场三部分组成，蒙皮固体域分别与外流场流体域和内流场流体域相邻。生成网格时外流场流体域和蒙皮固体域使用结构化六面体网格。由于内流场防冰腔结构复杂，内流场使用非结构化的四面体网格，能够对局部区域的网格尺寸进行调整。各区域的网格分别生成后，将蒙皮内表面的面网格和内流场的面网格节点进行搭接处理，使得结合面上各网格节点一一对应，便于计算数据的直接传递。
图 3 计算域网格示意图
Fig. 3 Schematic illustration of grid
机翼防冰系统前缘蒙皮通常使用2A12型铝合金，该型铝合金的密度为2800kg/m3，比热容cp为921J/(kg·K)，导热系数λ为121W/(m·K)。热气防冰系统的结构参数和引气参数见，干空气飞行状态参数见。
表 1 热气防冰系统参数表
Table 1 Parameters of hot air anti-icing system
蒙皮厚度/mm
笛形孔直径/mm
笛形孔个数
笛形孔间距/mm
防冰引气总压/kPa
防冰引气静温/℃
排气孔个数
排气孔直径/mm
表 2 干空气飞行状态参数表
Table 2 Parameters of dry air flight condition
环境静温/℃
环境静压/Pa
飞行速度/(m·s-1)
飞行高度/m
飞行马赫数 Ma
采用软件FLUENT12.0对流场和蒙皮导热进行计算，使用SST(Shear Stress Transport) k-ω湍流模型，各物理量在空间上采用二阶迎风格式进行离散。外流场设置为压力远场边界，笛形孔入口设置为压力入口，后缘排气孔设置为压力出口，压力值为环境大气压，金属蒙皮设置为共轭传热壁面，左右侧边界设置为对称面。
计算结果及分析
在上述的热气防冰系统结构形式、 防冰引气参数和干空气飞行状态参数条件下，通过仿真计算得到了热气防冰系统蒙皮表面温度场和防冰腔内气体流动计算结果。笛形孔入口处气流的平均速度为367m/s，每个笛形孔的质量流量为0.002kg/s。后 缘排气孔处气流平均速度为30m/s，每个排气孔的质量流量为 0.008kg/s，排气孔处气体的平均温度为63℃。飞机蒙皮外表面中间截面上的对流换热系数见所示。蒙皮外表面和内表面温度场计算结果分别见和。
图 4 蒙皮外表面对流换热系数
Fig. 4 Heat transfer coefficient on external skin
从可以看出，机翼前缘驻点处对流换热系数最小，然后沿上下表面逐渐增大，而且上表面对流换热系数最大值高于下表面的最大值。这是由于外部气流在驻点处滞止，然后从驻点处分开分别沿上下表面向后缘加速流动，上表面流动速度大于下表面，因此对流换热系数显著增大。表示蒙皮外表面温度场结果，高温区域位于引气沿笛形孔法线喷射方向区，最高温度为99℃，外表面笛形孔喷射区温度未出现明显的温度变化，这是由于铝合金蒙皮具有一定厚度，沿展向方向的热传导削弱了笛形孔射流对蒙皮温度的直接影响。蒙皮上表面温度沿后缘方向逐渐升高，这 是由于双蒙皮通道内气流速度增大，气体平均流速为29m/s，大于其它位置处蒙皮内表面附近气流速度，因此防冰引气对蒙皮加热的对流换热热流值增大，导致双蒙皮通道附近处蒙皮表面温度逐渐升高。表示蒙皮内表面温度分布结果，高温区域受引气沿笛形孔法线喷射方向影响较明显，最高温度 为101℃，蒙皮内表面上部温度沿后缘方向分布同样受双蒙皮通道的影响。整个蒙皮内外表面最高温度值都没有超过121℃，满足铝合金材料的耐温指标要求。
图 5 蒙皮外表面温度分布
Fig. 5 Temperature distribution on external skin
图 6 蒙皮内表面温度分布
Fig. 6 Temperature distribution on internal skin
以运输类飞机机翼的热气防冰系统为例，采用流-固耦合传热数值仿真方法，对典型的热气防冰系统干空气飞行状态下蒙皮内外表面温度场进行了计算研究，得到以下结论：
(1) 数值计算方法能够有效地预测热气防冰系统干空气飞行状态下蒙皮表面温度分布，计算结果能够为热气防冰系统设计和干空气飞行试验参数测试提供重要参考；
(2) 铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著，蒙皮外表面温度分布较均匀，但受防冰腔内气体流动和双蒙皮通道影响显著，导致蒙皮内外表面温度沿弦向分布差异很大；
(3) 铝合金蒙皮内外表面温度差异很小，厚度3mm的蒙皮同一点处的内外表面最大温差仅为4℃，蒙皮表面的最高温度为101℃，最低温度为21℃，防冰腔排气孔处气体的平均温度为63℃。
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基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究
Numerical study of skin temperature field on hot air anti-icing system in dry air flight based on fluid-solid coupled heat transfer}