TCFD是CFD Support團隊為我們帶來的新一代葉輪機械專用CFD模擬工具。TCFD不受用戶人數和核數的限制，具有完全自動化的流程，極大地提升了CFD模擬的效率；同時，它保持求解器的開源，可以由用戶自行決定CFD研究的深度，能夠更充分的利用硬件功能使之用於CFD模擬過程。
TCFD的性能
TCFD是專門針對泵、風扇、壓縮機和渦輪等旋轉機械內流場開發的模擬軟件。目前，CFD Support團隊將其應用擴展到了更多的領域，比如飛行器的外流場計算。
案例——噴火式戰鬥機Mk VIII
這篇研究案例展示瞭如何利用TCFD對飛行器進行模擬。噴火式戰鬥機是二戰時期服役於英國皇家空軍的著名戰鬥機。24種主要機型共生產了超過20000架次，這使得Spitfire成為有史以來生產最多的飛機之一。由於其CAD模型可以從“GradCAD”上方便地獲取，我們選用了Mk VIII噴火式戰鬥機作為案例用的模型。這個機型的明細可以參見下面的表格。
前處理
我們以STEP格式的三維模型文件來開始噴火式戰鬥機的仿真工作。對於專業的CFD仿真，原始的STEP文件通常過於複雜，因此必須進行某些預處理工作。我們首先使用了一款開源的軟件“Salome”對模型進行簡化處理，移除了一些微小的問題部件，確保最終的表面模型是水密的。人為創建一個圓柱體將螺旋槳包圍，作為旋轉域。並創建另一個區域作為計算域的“邊界框”，形成一個虛擬的風洞，方便我們來設置邊界條件。最後，輸出飛行器表面、計算域邊界框和圓柱旋轉域等不同邊界的獨立STL格式文件。
TCFD設置
TCFD是專門設計出來對旋轉機械進行仿真分析的，這些旋轉機械通常又包含著多種部件，其中的一個或者幾個是旋轉部件，其餘為靜止部件，它們之間需要彼此相連。模擬一個帶螺旋槳推進器的飛機就是類似的情形，在TCFD中則可以較為方便的設置這些不同的區域及之間的連接。
整個計算域被劃分成兩個部件——由機身和邊界框組成的靜止域、以及包含了螺旋槳的圓柱旋轉域。本案採用穩態模擬，旋轉域採用MRF方法，其中離心力的源項會被添加到MRF區域（圓柱體）內的動量方程中。
基本設置：
● 旋轉機械類型：螺旋槳推進器
● 穩態模擬計算
● 包含可壓縮及不可壓流動
● k-ω SST湍流模型
飛機空氣動力學中最重要的參數之一是攻角（AoA）。在此次仿真中，它通過設定不同來流邊界條件來給定。
進口和出口邊界條件在邊界框的“前後”壁面上定義，並且分屬於以下類型：
● 進口：固定速度
☆ 給定速度矢量，以及湍動能強度和湍流耗散率
☆ 速度矢量以笛卡爾分量的方式設置，從而決定相應的攻角數值
● 出口：固定壓力
☆ 給定出口反壓
其他邊界條件的定義：
● 計算域的左、右、上、下壁面：translationAMI
☆ 這些壁面通過Arbitrary Mesh Interface (AMI) 類型的週期性邊界相連
● 機身部分：壁面
● 推進器旋轉域：進/出/自由交界面
通過OpenFOAM的snappyHexMesh功能自動生成網格。用戶可以自行定義網格加密程度以獲取質量更好的網格。
即使網格質量較好，計算也有發散的可能。這可能是由初始條件的設定引起的，此時可以進行一些預先的計算（比如只求解其中某個方程）；TCFD能夠將其他的仿真結果設為初場，所以，我們可以先通過OpenFOAM的potentialFoam（速度勢求解器，可用於粗略預測速度場）進行初步計算，然後以它的結果作為初場進行計算。
後處理
TCFD有自帶的後處理模塊，能自動計算所需的參數，如效率、扭矩、流量、軸向力和力矩係數，所有的數據以及殘差收斂的情況都集成在html形式的報告裡。同時，TCFD中可以進行進一步的可視化後處理。
試驗數據對比
在本節中，我們將結果與幾次飛行和風洞試驗數據進行比較。必須注意的是，仿真模擬和實際試驗數據的比較往往是有問題的，因為很難去完全模擬實際的試驗條件。比如在仿真中，戰鬥機模型都進行了簡化，同樣的，風洞模型也進行了簡化；散熱器入口，出口和化油器入口等也都被設置為了普通的壁面。
飛機在空間的位置及迎角等，只有在初始CAD建模時才能夠進行調整，而在風洞試驗中它可能會隨著控制舵的力矩發生變化。另外螺旋槳的傾角，在某個工況的模擬過程中它是一個常數保持不變，但是在實際飛行過程中，它會隨著飛行速度和發動機的轉速發生變化。另一個困難是計算域的大小和邊界條件，這都會影響最終的結果並可能增加一些不確定性。
因此，為了獲得更有可比性的結果，仿真中定義的攻角必須與試驗報告中定義的攻角一致；我們必須在試驗報告中找到儘量詳細的模型信息，從而保證模擬和實際攻角的一致。
當考慮了以上這些因素之後，我們才能夠更加準確的認識仿真數據與試驗數據之間的關係。
測試案例1——噴火式戰鬥機Mk VIII試驗記錄
當初的飛行試驗報告中包含了噴火式戰鬥機Mk VIII的飛行試驗數據，其中包含升力係數隨攻角變化的曲線。在這裡，計算數據不能直接同試驗數據進行比較，是因為測量的升力係數並不真實，必須根據位置進行修正。報告提供了修正後的數值。
TCFD設置明細：
● 飛行速度：90m/s（324km/h）
● 不可壓流動
● 攻角範圍：0~8°
● 螺旋槳轉速：1145RPM
● 網格數：630萬
● 空氣的物性參數：默認
● 相對壓力：1atm
● 相對密度：1.2kg/m3
● 動力粘性係數：1.8*10-5Pa·S
測試案例2——四種單引擎戰鬥機模型的高速風洞試驗
在當年的一篇文章中，介紹了Spitfire Mk I的風洞試驗，這個機型它與Spitfire Mk VIII略微不同，但是氣動性能是很接近的。這份報告包含了大量圖表，展示了大量的氣動參數和他們之間的關聯性。我們將其中的兩個參數，低速下升力係數隨攻角的變化和高速下升力係數隨攻角及馬赫數的變化和模擬結果做了對比。
為了與風洞模型相對應，模型必須進一步簡化，省略了螺旋槳，計算域只包含一個部件，因為沒有旋轉部件，計算類型選擇Stator.
另外風洞試驗中對真實模型進行了6:1的縮放，所以對STEP的模型也需要縮放，並且重新設定邊界條件，使馬赫數和雷諾數同真實模型匹配。
TCFD設置明細：
網格數：550萬
子案例1——低速下的升力係數
● 不可壓流動
● 雷諾數：2*10^6
● 攻角範圍：-1~5°
● 飛行速度：82m/s（295km/h）
子案例2——高速下的升力係數
● 可壓流動
● 馬赫數：0.4~0.838
● 雷諾數：1*10^6
● 攻角範圍：-1~10°
● 飛行速度：137~262m/s（493~943km/h）
總結
本文展示了通過TCFD對Supermarine公司噴火式戰鬥機的CFD模擬分析過程，並且展示了TCFD在處理外流場上的性能。將仿真數據與該機型在二次世界大戰前後的幾個風洞試驗和飛行測量數據進行了比較。CFD結果與測量結果之間的比較顯示出了很好的一致性。後續還可以繼續進行進一步的研究，例如：網格無關性，瞬態模擬，其他湍流模型或邊界層的影響等。
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