Моделирование трансзвукового обтекания профиля крыла

Моделирование трансзвукового обтекания профиля крыла1. Цель работыЦель этой обучающей программы состоит в том, чтобы рассчитатьтурбулентное течение возле околозвукового крыла под отличным отнуля углом атаки. Вы будете использовать модель турбулентностиSpalart-Allmaras.Эта обучающая программа демонстрирует, как сделать следующее:• Модель сжимаемого потока (использующая уравнение идеального газадля плотности).• Постановка граничных условий для внешней аэродинамики.• Использование модели турбулентности Spalart-Allmaras.• Использование Полной Многосеточной инициализации (FMG), чтобыполучить лучшие начальные данные.• Получение решения с использованиемрешателя, основанного надавлении (pressure-based coupled solver) с псевдо нестационарнойопцией (pseudo transient option).• Использование мониторинга силы и поверхности для контролясходимости решения.2.

Описание проблемыПроблема рассматривает течение возле крыла под углом атаки α=4ºпри числе Маха свободного потока, равного 0.8.Поток является околозвуковым, и имеет довольно сильный скачок врайоне середины верхней стороны профиля. Длина профиля составляет1 м. Геометрия крыла показана на в рисунке 1Рис.13. Постановка задачи и решениеСледующие разделы описывают установку и шаги решения для этойобучающей программы:3.1. Подготовка3.2. Шаг 1: Сетка3.3. Шаг 2: Общие параметры настройки3.4. Шаг 3: Модели3.5. Шаг 4: Материалы3.6.

Шаг 5: Граничные условия3.7. Шаг 6: Условия работы3.8. Шаг 7: Решение3.9. Шаг 8: Постобработка3.1. Подготовка1. Создайте рабочую директорию для решения задачи2. Скопируйте в эту директорию файл airfoil.msh3. Запустите FLUENT Launcher в версии 2D.4. Активируйте Double Precision3.2. Шаг 1: Сетка1.

Считайте файл сетки airfoil.msh2. Проверьте качество сетки3. Изучите сетку (см.рис.2 и рис.3)Рис.2. Вся сеткаЧетырехсторонние ячейки использовались для этой простой геометрии,потому что они могут быть легко растянуты, чтобы учитывать различныеградиенты потока в различных направлениях. В данном случае градиенты,нормальные к стене крыла, намного больше, чем те, которые направленывдоль крыла. Следовательно, ячейки около поверхности обладают высокимисоотношениями сторон. Для конфигураций, для которых более труднопостроить сетку, может быть легче создать гибридную сетку, состоявшую изчетырехугольных и треугольных ячеек.Рис.3. Подробная сетка возле профиля крыла4.

Переупорядочьте сеткуЭто сделано, чтобы уменьшить ширину полосы номеров соседних узлов иускорить вычисления.Это особенно важно для задач, включающих 1 миллион или большеклеток. Метод, используемый, чтобы переупорядочить область, называетсяОбратный метод Cuthill-McKee.3.3. Шаг 2: Общие параметры настройки1. Установите настройки солвераОставьте выбранным по умолчанию Pressure-Based.

Это оптимальныйвыбор для аэродинамических течений со скачками.3.4. Шаг 3: Модели1. Выберите модель турбулентности Spalart-Allmaras.a. Выберите Spalart-Allmaras (1eqn) в списке Model.b. Выберите Strain/Vorticity-Based всписке Spalart-AllmarasProduction.c. Сохраните настройки по умолчанию в Model Constants группеконстант.d. Нажмите OK, чтобы закрыть диалоговое окно Viscous Model.3.5. Шаг 4: МатериалыМатериал по умолчанию - воздух, который является рабочей жидкостью вэтой проблеме. Настройки по умолчанию должны быть изменены, чтобыучесть сжимаемость и изменения термофизических свойств с температурой.1. Установите свойства для воздуха (air), материала жидкости поумолчаниюa.

Выберите идеальный газ (ideal-gas) из выпадающего списка Density.Уравнение энергии (Energy Equation) станет доступным.b. Выберите sutherland из выпадающего списка Viscosity, чтобы открытьдиалоговое окно Sutherland Law.Прокрутите выпадающий список Viscosity вниз, чтобы найти sutherland.i. Сохраните выбор по умолчанию Three Coefficient Method в спискеMethods.ii. Нажмите OK, чтобы закрыть диалоговое окно Sutherland Law.Закон Сазерленда для вязкости хорошо подходит для высокоскоростныхсжимаемых потоков.c. Нажмите Change/Create, чтобы сохранить эти настройки.d.

Закройте диалоговое окно Create/Edit Materials.В то время как Density и Viscosity были сделаны температурнозависимыми,Cp(теплоемкость)иThermalConductivity(Теплопроводность) оставили постоянными. Для высокоскоростныхсжимаемых потоков обычно рекомендуется тепловая зависимостьфизических свойств. Для простоты теплоемкость и теплопроводностьпредполагаются постоянными в этой обучающей программе.3.6. Шаг 5: Граничные условияЩелкните по вкладке Thermal и сохраните значение по умолчанию 300K для TemperatureНажмите OK, чтобы закрыть диалоговое окно Pressure Far-Field3.7.

Шаг 6: Условия работы1. Установите рабочее давление.Нажмите OK, чтобы закрыть диалоговое окно Operating Conditions.3.8. Шаг 7: Решение1. Установите параметры решения.a. Выберите Coupled из выпадающего списка Scheme в рамке группыPressure-Velocity Coupling.b. Сохраните выбор по умолчанию Least Squares Cell Based извыпадающего списка Gradient в Spatial Discretization рамке коробке группыc. Сохраните выбор по умолчанию Standard из выпадающего спискаPressure.d. Выберите Second Order Upwind ввыпадающем списке ModifiedTurbulent Viscosity.e. Активируйте Pseudo Transient2. Установите средства управления за решением.Установите настройки как на рисунке.3. Активизируйте построение графика невязки во время решенияУстановите настройки как на рисунке.4. Инициализируйте решение.a.

Сохраните выбор по умолчанию Hybrid Initialization в рамкегруппы Initialization Methods.b. Нажмите Initialize, чтобы инициализировать решение.c. Проведите Full Multigrid (FMG) инициализацию .Инициализация FMG часто облегчает более легкий запуск, где нетнеобходимости впостепенномуменьшении числа CFL (КурантФридрихс Леви), таким образом сокращая количество повторенийдля сходимости.i. Пресса < Enter > в консоли, чтобы получить командную строку(>).ii. Ввеведите текстовые команды и введите ответы как показано вкоробках. Примите значения по умолчанию нажимом < Enter >,когда никакой входной ответ не будет дан:5.

Сохраните задачу и файлы с данными (airfoil.cas.gz и airfoil.dat.gz).6. Начните вычисление, запрося 50 итераций.a. Введите 50 для числа итераций (Number of Iterations).b. Нажмите Calculate.7. Установите контрольные значения, которые используются, чтобывычислитькоэффициентыподъёмнойсилыилобовогосопротивленияКонтрольные значения используются, чтобы обезразмерить силы и моменты,действующие на крыло.Установите настройки как на рисунке.8. Задайте монитор силы, чтобы подготовить и написать коэффициентлобового сопротивления для крыла.Установите настройки как на рисунке.9.

Точно так же определите монитор для коэффициента подъемной силы.Установите настройки как на рисунке.10. Подобным образом определите монитор силы для коэффициентамомента11. Покажите заполненные контуры давления, наложенного на сетку, вподготовке к определению поверхностного монитора (Рисунок 4 и рисунок5).Установите настройки как на рисунке.a.

Активируйте Filled в рамке группы Options.b. Активируйте Draw Mesh, чтобы открыть диалоговое окно Mesh Display.i. Сохраните настройки по умолчанию.ii. Закройте диалоговое окно Mesh Display.c. Нажмите Display и закройте диалоговое окно Contours.Рис.4Скачок ясно видим на верхней поверхности крыла, где давлениеподскакивает к более высокой величине вниз по течению от более низкойобласти давления.d. Увеличивайте масштаб ударной волны, пока отдельные ячейки сетки,смежные с верхней поверхностью (главная стеной граница), не будутвидимы, как показано в рисунке 5.Рис.512.

Создайте поверхность непосредственно вниз по течению от ударнойволны.Установите настройки как на рисунке и нажмите Create.13. Активируйте вывод невязки во время вычисления.Установите настройки как на рисунке и нажмите OK.14. Определите поверхностный монитор для прослеживания величиныскорости в точке, созданной на предыдущем шаге.Установите настройки как на рисунке и нажмите OK.15. Сохраните задачу и файлы с данными (airfoil.cas.gz и airfoil.dat.gz).16. Продолжите вычисление для еще 200 итераций3.9. Шаг 8: Постобработка1.

Постройте график распределения y+ на крыле (рисунок 6).a. Отключите Node Values в рамке группы Options.b. Выберите Turbulence.... и Wall Yplus из выпадающего списка Y AxisFunction.c. Выберите wall-bottom и wall-top в списке выбора Surfaces.d. Нажмите Plot и закройте диалоговое окно Solution XY Plot.Рис.62. Покажите заполненные контуры Числа Маха (рисунок 7).a. Проверьте, что активизирован Filled в рамке группы Options.b. Выберите Velocity... и Mach Number в выпадающемо списке Contours.c. Нажмите Display и закройте диалоговое окно Contours.d. Увеличьте масштаб области вокруг крыла, как показано в рисунке 7Рис.73.

Постройте график распределения давления на крыле (рисунок 8).a. Активируйте Node Values.b. Выберите Pressure... и Pressure Coefficient из выпадающих списков YAxis Function.c. Нажмите Plot.Рис.8.