Граница pressure inlet. Почему получается неправильное число Маха?

[gebbels 1]

Добрый день, уважаемые специалисты.

Вопрос вот какой: используется граничное условие pressure inlet, а задан должен быть поток с конкретным числом Маха (24 Маха на высоте 80 км). Мне нужно именно это граничное условие, так как я хочу использовать модель реального газа.

В граничном условии pressure inlet следует задавать два параметра:

Gauge Total Pressure (правильно ли я понимаю, что это полное давление?)

Supersonic/Initial Gauge Pressure (правильно ли я понимаю, что это статическое давление?)

Провожу следующий расчёт:

ro = 0.000016 кг/м3

a = 281.12 м/с

P ст = 0.88628 Па

Т = 196.65К

Взято из стандартной атмосферы.

U = M*a = 24*281,12 = 6746.8 м/с

q = (ro*U*U)/2 = (0.000016*6746.8*6746.8)/2 =364 Па

P0 = q + P ст = 364 Па + 0.88628 Па = 364.88628 Па

Задаю:

Gauge Total Pressure = 364.88628 Па

Supersonic/Initial Gauge Pressure = 0.88628 Па

и получаю при расчёте М = 4.79 вместо ожидаемых 24. Что тут не так?

з.ы. На выходе задано давление Gauge Pressure = 0.88628 Па. Лимиты проверил.

[HFL 34]

Добрый день, уважаемые специалисты.

Вопрос вот какой: используется граничное условие pressure inlet, а задан должен быть поток с конкретным числом Маха (24 Маха на высоте 80 км). Мне нужно именно это граничное условие, так как я хочу использовать модель реального газа.

В граничном условии pressure inlet следует задавать два параметра:

Gauge Total Pressure (правильно ли я понимаю, что это полное давление?)

Supersonic/Initial Gauge Pressure (правильно ли я понимаю, что это статическое давление?)

Провожу следующий расчёт:

ro = 0.000016 кг/м3

a = 281.12 м/с

P ст = 0.88628 Па

Т = 196.65К

Взято из стандартной атмосферы.

U = M*a = 24*281,12 = 6746.8 м/с

q = (ro*U*U)/2 = (0.000016*6746.8*6746.8)/2 =364 Па

P0 = q + P ст = 364 Па + 0.88628 Па = 364.88628 Па

Задаю:

Gauge Total Pressure = 364.88628 Па

Supersonic/Initial Gauge Pressure = 0.88628 Па

и получаю при расчёте М = 4.79 вместо ожидаемых 24. Что тут не так?

з.ы. На выходе задано давление Gauge Pressure = 0.88628 Па. Лимиты проверил.

Неправильно посчитано давление торможения для сжимаемого потока.

hint:

[gebbels 1]

Неправильно посчитано давление торможения для сжимаемого потока.

hint:

Пересчитал по вашей формуле. Получилось:

0.88628*(1+(1.4-1)*0.5*24*24)^(1.4/(1.4-1)) = 14 989 681 Па

Когда ввёл это значение, то получилось M = 21.93324, но самое интересное, что при этом скорость равна 497.1006 м/с.

Почему я недобрал 2 Маха и как вообще может быть такой Мах при этой скорости? Если заявленная скорость звука на этой высоте 281.120 м/с. Так что вопрос пока остаётся открытым.

Изменено 5 октября 2012 пользователем gebbels

[HFL 34]

Пересчитал по вашей формуле. Получилось:

0.88628*(1+(1.4-1)*0.5*24*24)^(1.4/(1.4-1)) = 14 989 681 Па

Когда ввёл это значение, то получилось M = 21.93324, но самое интересное, что при этом скорость равна 497.1006 м/с.

Почему я недобрал 2 Маха и как вообще может быть такой Мах при этой скорости? Если заявленная скорость звука на этой высоте 281.120 м/с. Так что вопрос пока остаётся открытым.

Что то не так посчитали. Скорость будет иметь порядок нескольких км/сек

Проверьте температуру торможения

Изменено 5 октября 2012 пользователем HFL

[gebbels 1]

Что то не так посчитали. Скорость будет иметь порядок нескольких км/сек

Проверьте температуру торможения

Скорость должна быть около 6700м/с. Температура торможения это та что задаётся во вкладке termal в граничных условиях? Я её проверил, да и не может она так сильно повлиять.

[soklakov 1 475]

<noindex>Может поможет.</noindex>

[HFL 34]

Скорость должна быть около 6700м/с. Температура торможения это та что задаётся во вкладке termal в граничных условиях? Я её проверил, да и не может она так сильно повлиять.

Я в вашем расчёте не вижу её вычисления.

[gebbels 1]

Я в вашем расчёте не вижу её вычисления.

А зачем мне её вычислять? Это же очевидно 281.120 м/с * 24.0 = 6746.88

Проблема в том, что когда я вывожу поле числа Маха, то там 22 - 24 в зависимости от модели газа. А когда я тутже врубаю поле скорости, то там 490-600 м/с, что никак не соответствует этим Махам.

Изменено 5 октября 2012 пользователем gebbels

[HFL 34]

А зачем мне её вычислять? Это же очевидно 281.120 м/с * 24.0 = 6746.88

Проблема в том, что когда я вывожу поле числа Маха, то там 22 - 24 в зависимости от модели газа. А когда я тутже врубаю поле скорости, то там 490-600 м/с, что никак не соответствует этим Махам.

Я говорю о температуре торможения. У вас задано статическое давление, статическая температура и число Маха. Давление торможения мы вычислили а вот вычисления температуры торможения я у вас не вижу.

Изменено 5 октября 2012 пользователем HFL

[gebbels 1]

Я говорю о температуре торможения. У вас задано статическое давление, статическая температура и число Маха. Давление торможения мы вычислили а вот вычисления температуры торможения я у вас не вижу.

Извините, но я не совсем хорошо вас понимаю.

У меня есть задача. Полёт ЛА на заданной высоте с заданным числом Маха.

Я задаю полное давление, статическое давление и температуру во вкладке termal. Температуру беру из таблицы стандартной атмосферы, как и статическое давление. А куда я буду вводить температуру торможения, если даже вычислю её?

[HFL 34]

Извините, но я не совсем хорошо вас понимаю.

У меня есть задача. Полёт ЛА на заданной высоте с заданным числом Маха.

Я задаю полное давление, статическое давление и температуру во вкладке termal. Температуру беру из таблицы стандартной атмосферы, как и статическое давление. А куда я буду вводить температуру торможения, если даже вычислю её?

Понятия не имею куда она вводится в вашем пакете. Я просто чисто на глаз по вашим скоростям вижу что вы подставили вместо температуры торможения - статическую температуру. Для ваших уровней числа Маха опять же на глаз уровень температуры торможения будет ~20 000K

[Bonusfrag 104]

Вообще странно выглядит, что есть какое-то ограничение на использование ГУ при определенных моделях....

Понятия не имею куда она вводится в вашем пакете.

так ведь T*, T, P и P* связаны простым соотношением... поэтому в пакете полюбому задаются только три параметра из 4х.

Соответственно, обычно это Температура, Полное давление и Статическое давление.

А далее надо проверять - а модель-то вообще до какой температуры прописана в конкретном пакете?

UPD еще один момент - а что там с опорными данными? А то м.б. косяк в том, что не учтена относительность задания параметров в ГУ...

[HFL 34]

Вообще странно выглядит, что есть какое-то ограничение на использование ГУ при определенных моделях....

так ведь T*, T, P и P* связаны простым соотношением... поэтому в пакете полюбому задаются только три параметра из 4х.

Соответственно, обычно это Температура, Полное давление и Статическое давление.

А далее надо проверять - а модель-то вообще до какой температуры прописана в конкретном пакете?

Именно так. Задаются 3-параметра. Какие конкретно - определяется пакетом. Идеологически более правильно (но неудобно, особенно для задач внешней аэродинамики) задавать параметры торможения + число маха/относительная критическая скорость. Для модели реального газа есть тонкость в том что там термодинамические параметры (например удельная теплоёмкость при постоянном давлении) являются функциями как минимум температуры.

Изменено 6 октября 2012 пользователем HFL

[Gena00X 0]

Здравствуйте.

У меня такой вопрос: нужно посчитать сверхзвуковой воздухозаборник при М=6. Чтобы уменьшить число ячеек хочу задать pressure inlet поближе к входу в воздухозаборник. Но возникли сомнения, если задать слишком близко, думаю это может повлиять на результаты. Есть какие-то рекомендаци на эту тему? Про pressure far field читал, что граница должна быть достаточно далеко от расчитываемого объекта порядка десяти диаметров или как то так, может и  с pressure inlet подобная ситуация? 

Так же хотел уточнить: за воздухозаборником я ставлю pressure outlet сверху снизу и с боков тоже  pressure outlet (область прямоугольная) это верно, или на гранях которые вдоль по потоку лучше поставить что то другое? 

Так же если есть какие-либо советы, как можно повысить эффективность работы был бы очень признателен. У меня не очень мощный компьютер, на крупной сетке решение не сходится, на мелкой теоретически должно быть лучше, но очень медленно считает.

 

[karachun 2 038]

Если это в учебных целях то можно посчитать и на грубой сетке. Если нужен результат то надо делать наоборот - мельчить сетку и отодвигать границы до тех пор пока интегральные параметры (расход через воздухозаборник, средняя температура на выходе и пр.) не перестанут меняться, выйдут на асимптоту.

Если конструкция позволяет то можно применить симметрию или даже сделать двухмерную осесимметричную модель. Еще можно поработать с сеткой измельчать ее в зоне интереса, а на удалении можно загрубить без потери точности.