PROFILE (1051094)

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

Расчет обтекания профиля NACA0012 турбулентным

сжимаемым потоком

Наименования продуктов ANSYS, в которых данный пример может быть выполнен	ANSYS/Multiphysics 5.4 ANSYS/FLOTRAN 5.4	Автор: Дмитрий Фокин, Инженер CAD-FEM GmbH: тел. (8432) 38-75-25, e-mail dfokin@ksu.ru
Дисциплина	Механика жидкости и газа
Тип анализа	Расчет обтекания профиля NACA0012 турбулентным сжимаемым потоком Re=5.6е7, М=0.3, АОА=5гр.
Демонстрируются	Работа с макро файлами, демонстрация построения сложной конечно элементной сетки.

Размерность задачи: 2009 узлов и 1960 элементов

Пошаговое описание процедуры решения

1. Создайте на диске рабочую директорию и скопируйте в нее прилагаемые файлы PROFILE, VEL, PRE, CP, содержащие макро. Запустите ANSYS.

2. Запуск макро

Utility MenuRead Input From Выберите файл PROFILEOK

Макро PROFILE в автоматическом режиме

1. Генерирует координаты профиля NACA0012;

2. Строит расчетную О-образную область, состоящую из характерных подобластей;

3. Генерирует конечно-элементную сетку;

4. Определяет свойства среды

давление набегающего потока – 101350 Па, плотность – 1.205 кг\м3, динамическая вязкость – 1.79е5кг\м\с, температура –293 К.

5. Задает граничные условия на профиле и внешней границе расчетной области

скорость набегающего потока – 100м\с, угол атаки – 5 градусов;

6. Запускает расчет течения;

7. Рассчитывает интегральные силовые характеристики, коэффициенты подъемной силы CL, сопротивления CD, момента CM;

8. Определяет распределение коэффициента давления на профиле;

9 . Генерирует кнопки на панели инструментов для просмотра поля скоростей, давлений, распределения коэффициента давления на профиле.

П
осле выполнения указанной последовательности экран выглядит примерно так. Закройте желтое окно Solution is done.

3. Для просмотра поля скоростей нажмите кнопку VELOCITY на панели инструментов.

4. Для просмотра поля скоростей в непосредственной близости профиля используйте панель Utility MenuPan Zoom RotateBox Zoom.

Выберите мышкой интересующую вас часть области течения и нажмите ОК.

5. Для просмотра поля давлений нажмите на панели инструментов кнопку PRESSURE

Поле скоростей Поле давлений

6. Для просмотра распределения коэффициента давления на профиле нажмите кнопку CPX на панели инструментов.

7. Выход из программы

Utility MenuFileExitQuit NoSaveOK

Приложения

===============================================================================================================

Файл PROFILE

!*******************************************

!

! Flow calculation over NACA0012 airfoil

! 15.04.97

!*******************************************

fini

/clear

/uis,msgpop,3

/nerr,5,20

/graphics,full

/triad,ltop

/plopts,minm,off

/delete,flow,rfl

/delete,flow,db

/delete,flow,dbg

/delete,flow,pfl

/delete,flow,rsw

/delete,flow,dbg

/filename,flow

*abbr,calculation

*abbr,quit

*abbr,cpx,*use,cp

*abbr,velocity,*use,vel

*abbr,pressure,*use,pre

*ABBR,QUIT,Fnc_/EXIT

!Data input

N=101

N0=(N+1)/2

*dim,XP,array,N

*dim,YP,array,N

a=(N-1)/2

*do,i,1,N,1

XP(i)=(i-(N+1)/2)/a

XP(i)=XP(i)*XP(i)

YP(i)=0.2969*sqrt(XP(i))-0.1260*XP(i)-0.3516*XP(i)*XP(i)

YP(i)=YP(i)+0.2843*XP(i)*XP(i)*XP(i)-0.1015*XP(i)*XP(i)*XP(i)*XP(i)

YP(i)=YP(i)*0.012/0.02

*IF,I,GE,N0,THEN

YP(i)=-YP(i)

*ENDIF

*enddo

YP(1)=0

YP(N)=0

vel=100

pre=101350

rho=1.205

nu0=1.7900e-05

alfa=5

lc=1

/prep7

!generate solid model

thick=0.10*lc ! Average airfoil thickness

xte=lc*0.90-lc*0.25

xle=lc*0.10-lc*0.25

boun_th=0.12*lc ! Thickness of the firs area aroun the profile

seco_tr=0.3*lc ! Thickness of the second area around the profile

doma_le=5*lc ! Domain length

k,1,xle,thick+boun_th

k,2,xle,thick+boun_th+seco_tr

k,3,xle,-thick-boun_th

k,4,xle,-thick-boun_th-seco_tr

k,5,-0.25*lc-boun_th,0

k,6,-0.25*lc-boun_th-seco_tr,0

k,7,0.25,0*lc

k,8,0.75*lc+2*boun_th,0

k,9,xte,thick+boun_th

k,10,xte,-thick-boun_th

k,11,0.75*lc+2*boun_th,thick+boun_th

k,12,0.75*lc+2*boun_th,-thick-boun_th

k,13,0.75*lc+2*boun_th+seco_tr,0

k,14,0.75*lc,thick+boun_th+seco_tr

k,15,0.75*lc,-thick-boun_th-seco_tr

k,16,0.9*(0.75*lc+2*boun_th+seco_tr),0.85*(thick+boun_th+seco_tr)

k,17,0.9*(0.75*lc+2*boun_th+seco_tr),0.85*(-thick-boun_th-seco_tr)

bspline,5,1,,,,,0,-1,0,1,0,0

bspline,5,3,,,,,0,1,0,1,0,0

bspline,6,2,,,,,0,-1,0,1,0,0

bspline,6,4,,,,,0,1,0,1,0,0

circle,7,doma_le,,0,360,6

circle,7,1.6*lc,,0,360,6

bspline,14,16,13,,,,-1,0,0,0,-1,0

bspline,15,17,13,,,,-1,0,0,0,1,0

L, 26, 1

L, 28, 3

L, 29, 15

L, 25, 14

L, 24, 13

L, 27, 6

LPTN,19,3

LPTN,20,4

l,2,14

l,4,15

l,1,9

l,3,10

l,9,11

l,10,12

l,11,8

l,12,8

l,14,9

l,15,10

l,13,8

l,6,5

l,21,27

l,20,26

l,19,25

l,18,24

l,23,29

l,22,28

LCOMB,4,26 ,0

LCOMB,19,20,0

LDIV,17, , ,2,0

LDIV,18, , ,2,0

l,2,11

l,4,12

!First layer

al,1,25,27,40

al,31,37,4,25

al,33,47,17,37

al,39,20,47,35

al,48,26,39,36

al,18,48,34,38

al,19,38,32,3

al,29,3,2,40

!second layer

al,24,27,28,13

al,4,22,12,28

al,17,20,23,11,22

al,21,16,23,18,26

al,15,21,19,30

al,14,30,29,24

!Outer layer

al,41,13,42,7

al,12,43,6,42

al,44,5,43,11

al,45,10,44,16

al,9,45,15,46

al,8,46,14,41

!Solid model near the airfoil

*do,k,1,n-1,1

k,31+k,XP(k)-0.25*lc,YP(k)

*enddo

flst,3,n0,3

*do,k,1,n0,1

fitem,3,31+k

*enddo

bspln, ,p51X,,,,,,,,0,-1

flst,3,n-n0+1,3

*do,k,n0,n-1,1

fitem,3,31+k

*enddo

fitem,3,32

bspln,,p51X,,,,,0,1,,,

ldiv,49,0.1,34

ldiv,51,0.85,35

ldiv,50,0.9,36

ldiv,50,0.15,37

!l,5,132

l,5,82

l,1,35

l,9,34

l,32,8

l,36,10

l,37,3

!Meshing paramters

n1=10 ! Trans. 1st level (Boundary layer)

f1=0.1

n2=9 ! Long. Leading edge

f2=1

n3=24 ! Long. Midle chord

f3=1

n4=10 ! Long. Trailing edge and near wake

f4=1

n5=5 ! Trans. 2nd level

f5=3

n6=5 ! Trans. 3rd level (transition area

f6=0.35

n7=5 ! Trans. 4th level (far flowfield)

f7=0.25

n8=3 ! Long. Trailing edge

f8=0.5

n9=n4-n8 ! Long. Near wake region

f9=0.5

n2r=5 ! Long. Reduction leading edge

f2r=1

n3r=5 ! Long. Reduction midle chord

f3r=1

n4r=5 ! Long. Reduction trailing edge

f4r=1

lsel,s,,,20,26,6

lsel,a,,,35,36

lesize,all,,,n1,f1+0.2,1

alls

lesize,1,,,n2,f2

lesize,27,,,n2,1

lesize,2,,,n2,f2

lesize,29,,,n2,1

lesize,4,,,n3,f3+0.5

lesize,31,,,n3,f3

lesize,32,,,n3,f3

lesize,19,,,n3,f3+0.5

lesize,33,,,n4,f4

lesize,34,,,n4,f4

lesize,37,,,n5,1/f5,1

lesize,38,,,n5,1/f5,1

lesize,39,,,n5,1/f5,1

lesize,40,,,n5,1/f5,1

lesize,47,,,n5,1/f5,1

lesize,48,,,n5,1/f5,1

lesize,25,,,n5,f5,1

lesize,3,,,n5,f5,1

lesize,21,,,n6,f6,1

lesize,22,,,n6,f6,1

lesize,23,,,n6,f6+0.1,1

lesize,24,,,n6,f6,1

lesize,28,,,n6,f6,1

lesize,30,,,n6,f6,1

lsel,s,,,41,46

lesize,all,,,n7,f7,1

alls

lesize,13,,,n2r,f2r

lesize,14,,,n2r,f2r

lesize,7,,,n2r,f2r

lesize,8,,,n2r,f2r

lesize,12,,,n3r,f3r

lesize,15,,,n3r,f3r

lesize,6,,,n3r,f3r

lesize,9,,,n3r,f3r

lesize,11,,,n4r,f4r

lesize,16,,,n4r,f4r

lesize,5,,,n4r,f4r

lesize,10,,,n4r,f4r

lesize,55,,,n1,f1

lesize,56,,,n1,f1

lesize,57,,,n1,f1

lesize,59,,,n1,1/f1

lesize,60,,,n1,1/f1

lesize,52,,,n2,f2

lesize,52,,,n2,f2

lesize,51,,,n3,f3

lesize,54,,,n3,f3

!lesize,49,,,n8,1/f8

!lesize,53,,,n8,f8

lesize,49,,,n8,f8

lesize,53,,,n8,1/f8

lesize,58,,,n9,1/f9

lccat,49,58

lccat,53,58

al,55,52,56,1

al,56,51,57,31

al,57,49,58,35,33

al,53,58,36,34,59

al,54,59,32,60

al,50,60,2,55

et,1,141

esha,2

amesh,1

amesh,2

amesh,3

amesh,4

amesh,5

amesh,6

amesh,7

amesh,8

ESHAPE,3,0

MOPT,QUAD,1

amesh,9

amesh,10

amesh,11

amesh,12

amesh,13

amesh,14

amesh,15

amesh,16

amesh,17

amesh,18

amesh,19

amesh,20

esha,3,0

amesh,21

amesh,22

!amesh,23

amap,23,34,9,11,8

!amesh,24

amap,24,36,10,12,8

amesh,25

amesh,26

alls

lsel,s,,,49,54,1

nsll,s,1

cm,wall,node

lsel,s,,,49

lsel,a,,,51

lsel,a,,,52

nsll,s,1

Ъcm,w_up,node

lsel,s,,,53

lsel,a,,,54

lsel,a,,,50

nsll,s,1

cm,w_do,node

lsel,s,,,5,10

nsll,s,1

cm,ext,node

alls

!set up the problem

!Preliminary calculations

pi=3.1415

kk=0.07091 !turbulent coefficient at infinity !!!!!!

cpheat=1004.76 !specific for constant pressure

gam=1.4

ep=0.09*kk*kk/0.01/nu0 !ep at infinity

r0=287.052 !universal gas constatnt

tem=pre/rho/r0 !temperature at infinity

temp0=tem+vel*vel/2/cpheat !statgnation temperature

a0=sqrt(gam*r0*tem) !sonic velocity

mach=vel/a0 !Mach number

re=vel*lc/nu0 !Reynolds number

!problem set-up

/solu

fldata1,solu,tran,0

fldata1,solu,flow,1

fldata1,solu,temp,0

fldata1,solu,turb,1

fldata1,solu,comp,1

fldata12,prop,dens,1

fldata7,prot,dens,gas

fldata8,nomi,dens,rho

fldata9,cof1,dens,tem

fldata10,cof2,dens,pre

fldata11,cof3,dens,0

fldata13,vary,dens,0

fldata12,prop,visc,1

fldata7,prot,visc,gas

fldata8,nomi,visc,nu0

fldata9,cof1,visc,tem

fldata10,cof2,visc,0

fldata11,cof3,visc,0

fldata12,prop,cond,1

fldata7,prot,cond,gas

fldata8,nomi,cond,-1

fldata9,cof1,cond,0

fldata10,cof2,cond,0

fldata11,cof3,cond,0

!fldata7,prot,spht,constant

!fldata8,nomi,spht,cpheat

fldata2,iter,exec,300

fldata2,iter,over,100

fldata2,iter,appe,0

fldata3,term,pres,1e-5

fldata3,term,temp,1e-5

fldata5,outp,sumf,0

fldata5,outp,ptot,1

fldata5,outp,ttot,1

fldata5,outp,hflu,0

fldata5,outp,hflm,0

fldata5,outp,strm,1

fldata5,outp,pcoe,1

fldata5,outp,mach,1

fldata5,outp,yplu,1

fldata5,outp,tauw,1

fldata15,pres,refe,pre

fldata14,temp,nomi,tem

fldata14,temp,ttot,temp0

Характеристики

Тип файла документ

Документы такого типа открываются такими программами, как Microsoft Office Word на компьютерах Windows, Apple Pages на компьютерах Mac, Open Office - бесплатная альтернатива на различных платформах, в том числе Linux. Наиболее простым и современным решением будут Google документы, так как открываются онлайн без скачивания прямо в браузере на любой платформе. Существуют российские качественные аналоги, например от Яндекса.

Будьте внимательны на мобильных устройствах, так как там используются упрощённый функционал даже в официальном приложении от Microsoft, поэтому для просмотра скачивайте PDF-версию. А если нужно редактировать файл, то используйте оригинальный файл.

Файлы такого типа обычно разбиты на страницы, а текст может быть форматированным (жирный, курсив, выбор шрифта, таблицы и т.п.), а также в него можно добавлять изображения. Формат идеально подходит для рефератов, докладов и РПЗ курсовых проектов, которые необходимо распечатать. Кстати перед печатью также сохраняйте файл в PDF, так как принтер может начудить со шрифтами.

Список файлов учебной работы