Определение Cx и Сy для профиля крыла

[a_schelyaev 367]

Попробуй пузырь не только по погранслою сетку измельчить, а в области отрыва над профилем.

Это позволит более точно предсказать углы набегания потока в обратной зоне обратно на профиль и сдвинет точку отрыва.

Следующий вариант, чтобы проверить играет ли учет точки перехода и ламинарного участка на профиле, это разрезать профиль на две поверхности в зоне предполагаемой точки перехода. На носике задать стенку с проскальзыванием, а на второй половине обычную стенку.

[dmiantosha 11]

Попробуй пузырь

 

 

А что за пузырь? =)

[Bonusfrag 104]

 

Попробуй пузырь

 

 

А что за пузырь? =)

 

пузырь = отрывная зона

 

разрешить зону отрыва, чтоб поточнее был обратный поток

[kol 12]

 

 

Попробуй пузырь

 

 

А что за пузырь? =)

 

пузырь = отрывная зона

 

разрешить зону отрыва, чтоб поточнее был обратный поток

 

Уточнение: пузырь это начальная точка отрыва зарождение вихря т.е. сам вихрь, а классический отрыв происходит ниже по потоку (видно по скачку CP) и является следствием пузыря. Пузыри бывают и полезные а вот отрывы нет. :) Это если опираться на лит. по моей ссылке.

В итоге.. изначально у меня была сетка в 0.7 млн. элементов, теперь пересчитал на 2 млн, если сделать Mesh Adaptaion, лучше не становится, то есть по секте я уже уперся...

 

Стало действительно лучше, но особенно после срыва потока ошибка 50%, что нельзя назвать удачным совпадением... 

 

Остались еще у кого мысли по этому поводу? Что попробовать?

 

p-2-new.jpg

Турбулентность потока в этих опытных данных есть? знаете как её задать в CFD? Для исследования всего после отрыва нужно точнее определиться с турбулентностью - это разумеется моя точка зрения. 

Крыло окрашенно по CP:

[kol 12]

 

А как там материалы скачать - пароль требует и логин?

Если еще не нашел, то вот точки для "профиля А":

#          AIRFOIL GEOMETRY  DSMA661(MODEL A)
#    J      X/C      Y0/C    PHI(DEG)      Y0/C     PHI(DEG)
#                    UPPER SURFACE         LOWER SURFACE
variables="index","x/c","y/c_upper","phi_upper","y/c_lower","phi_lower"
     1    0.000     0.00000   90.00       0.00000    90.00
     2    0.002     0.00739   59.29      -0.00919   124.75
     3    0.005     0.01030   45.00      -0.01037   142.77
     4    0.010     0.01501   33.50      -0.01478   151.22
     5    0.025     0.02253   21.92      -0.01935   167.58
     6    0.050     0.03076   15.74      -0.02330   172.74
     7    0.100     0.04212   10.37      -0.02866   174.59
     8    0.150     0.04979    7.37      -0.03310   175.27
     9    0.200     0.05534    5.35      -0.03677   176.41
    10    0.250     0.05929    3.78      -0.09390   177.87
    11    0.300     0.06205    2.58      -0.04037   179.71
    12    0.350     0.06379    1.36      -0.03985   181.44
    13    0.400     0.06436   -0.10      -0.03799   182.72
    14    0.413     0.06378   -1.42      -0.03568   183.36
    15    0.450     0.06360   -1.62      -0.03527   183.42
    16    0.493     0.06195   -2.72      -0.03259   183.66
    17    0.500     0.06161   -2.89      -0.03214   183.68
    18    0.550     0.05860   -3.99      -0.02888   183.77
    19    0.593     0.05524   -4.93      -0.02603   183.80
    20    0.600     0.05463   -5.07      -0.02557   183.80
    21    0.650     0.04973   -6.10      -0.02225   183.78
    22    0.693     0.04483   -6.90      -0.01943   183.74
    23    0.700     0.04397   -7.01      -0.01897   183.73
    24    0.750     0.03745   -7.83      -0.01573   183.69
    25    0.793     0.03132   -8.37      -0.01298   183.65
    26    0.800     0.03028   -8.43      -0.01253   183.65
    27    0.843     0.02383   -8.60      -0.00980   183.62
    28    0.850     0.02277   -8.60      -0.00936   183.62
    29    0.893     0.01626   -8.61      -0.00664   183.61
    30    0.900     0.01520   -8.61      -0.00620   183.60
    31    0.918     0.01248   -8.61      -0.00507   183.57
    32    0.940     0.00916   -8.54      -0.00372   183.45
    33    0.950     0.00766   -8.46      -0.00313   183.36
    34    0.970     0.00473   -8.23      -0.00200   183.10
    35    0.975     0.00400   -8.18      -0.00173   183.04
    36    0.990     0.00188   -7.91      -0.00096   182.73 
    37    1.000     0.00051   -7.68      -0.00051   182.50 

Источник

 

Там даже сетки есть )

 

@@kol, спасибо.

 

"В 1995 году в США была завершена программа «Ускоренная стратегическая вычислительная инициатива» (ASCI) для получения результатов по достоверности численного моделирования и прототипирования. Данная программа является важным элементом при переходе от экспериментальных исследований к численным кспериментам в ходе анализа эксплуатационных качеств, надежности, безопасности и инженерных расчетов в области ядерного вооружения." - не прошло и пол года...

[metalist93 30]

Нет тебе CCL точно не дам :) но отвечу

 

AOA =   1.49[deg] – если это угол атаки

Так задаём скорость на входе если профиль в плоскости XY:

            Ux    =    Uinf*cos(AOA)

            Uy    =    Uinf*sin(AOA)

Далее так задаём силу:

Fy=force_y()@Airfoil

 Fx=force_x()@Airfoil

            Lift =cos(AOA)*Fy-sin(AOA)*Fx

            Drag =cos(AOA)*Fx +sin(AOA)*Fy

Остальное аналогично.

 

Чёт я подумал что и для подвижного домена будет работать без изменений :)

 

Похоже это я тупанул... тут угол атаки это угол поворота домена тогда выеживаться с косинусами синусами не надо :)

а угол атаки как вы задавали: поворотом домена или деформацией сетки?

[kol 12]

а угол атаки как вы задавали: поворотом домена или деформацией сетки?

 

"Uinf*cos(AOA)" -  AOA это угол атаки т.е. углом обдува который вытекает из формулы задания скорости потока, а скорость в домене задаётся по трём составляющим.

 

 

[metalist93 30]

Uinf

 а что эта функция обозначает? это я так понял скорость потока на входде

Изменено 29 июня 2015 пользователем metalist93

[metalist93 30]

"Uinf*cos(AOA)" -  AOA это угол атаки т.е. углом обдува который вытекает из формулы задания скорости потока, а скорость в домене задаётся по трём составляющим.

а где вводится число Re?

[metalist93 30]

"Uinf*cos(AOA)" -  AOA это угол атаки т.е. углом обдува который вытекает из формулы задания скорости потока, а скорость в домене задаётся по трём составляющим.

у меня не не наблюдается физичность расчета - из за чего это может быть?

[kol 12]

а где вводится число Re?

В программе нигде... его нужно посчитать для вводимых данных и оно должно совпадать с заданным (в основном Re задается а остальное считается от него). В примерах это есть....

у меня не не наблюдается физичность расчета - из за чего это может быть?

Ну для меня на первый взгляд достаточно физично. Возмите известный профиль с полярой и посчитайте его по экспериментальным данным.

Но для углов 25 будет врать :) я не стану вдаваться в подробности тк сам не доконца разобрался... просто развитый турбулентный поток мне посчитать не удалось с точностью хотя бы 80%... Есть на эту тему крутейшая вещь -  HiLiftPW1 ! Изучайте :)

[metalist93 30]

Ну для меня на первый взгляд достаточно физично

 

ну а что тут физичное , посмтрите на Сx  они же на порядок выше, я не знаю как это исправить

Есть на эту тему крутейшая вещь -  HiLiftPW1

 

сдается есть видео на данную тему 

Возмите известный профиль с полярой и посчитайте его по экспериментальным данным.

в таблице явно видно что Су стремится на увеличение хотя критический угол давно прошел - это ведь в корне не верно

[kol 12]

 

ну а что тут физичное , посмтрите на Сx  они же на порядок выше, я не знаю как это исправить

 

 

 

сдается есть видео на данную тему 

 

 

в таблице явно видно что Су стремится на увеличение хотя критический угол давно прошел - это ведь в корне не верно

 

Ну а я бы не стал говорить что в "кроне"... подьёмная сила будет (может) увеличиваться вплоть до 45, а провал на 10 (критический угол) на самом деле сложно поймать и соответственно оценить....ну и собственно на этом угле максимально качество а не собственно сама подъемная сила :)

Ну и профиля а вашего не видел:)

Есть не только видео но и огромный объем материала исследований как CFD так и практический

PS

за ранее извиняюсь что ссылаюсь на азбучные вещи

[metalist93 30]

разве не должны образовыватся  на задней кромке винглета вихри, как настроить отображение вихревого следа, считал на SST модели

Изменено 2 июля 2015 пользователем metalist93

[kol 12]

разве не должны образовыватся  на задней кромке винглета вихри, как настроить отображение вихревого следа, считал на SST модели

При расчете в нестационаре... в SST думаю нет. Поробуйте получить след за бесконечным цилиндром - будет понятнее дальше.

Из моего личного опыта - если Re меньше 1миллиона то точность катастрофически падает :) скажем на 200 вообще чепуха получается, так что авиомодели посчитать не получается...Это я к тому - для чего вы профиль выбираете.

[metalist93 30]

При расчете в нестационаре... в SST думаю нет. Поробуйте получить след за бесконечным цилиндром - будет понятнее дальше.

Из моего личного опыта - если Re меньше 1миллиона то точность катастрофически падает :) скажем на 200 вообще чепуха получается, так что авиомодели посчитать не получается...Это я к тому - для чего вы профиль выбираете.

ну вот хорда в районе 200 мм , турбулизации потока не наблюдается

[metalist93 30]

При расчете в нестационаре... в SST думаю нет. Поробуйте получить след за бесконечным цилиндром - будет понятнее дальше.

Из моего личного опыта - если Re меньше 1миллиона то точность катастрофически падает :) скажем на 200 вообще чепуха получается, так что авиомодели посчитать не получается...Это я к тому - для чего вы профиль выбираете.

 у меня все равно чипуха получается при расчете аэродинамических коеф 

Вот все что я прописал

[metalist93 30]

При расчете в нестационаре... в SST думаю нет. Поробуйте получить след за бесконечным цилиндром - будет понятнее дальше.

Из моего личного опыта - если Re меньше 1миллиона то точность катастрофически падает :) скажем на 200 вообще чепуха получается, так что авиомодели посчитать не получается...Это я к тому - для чего вы профиль выбираете.

у меня завышенные сильно коеф, в чем может быть причина

[kol 12]

у меня завышенные сильно коеф, в чем может быть причина

У вас судя по картинке часть крыла конечного размаха считается... как я говорил мне не удалось выполнить подобный расчет с приемлемой точностью... так что увы - в данном случае на собственном опыте не могу вам подсказать.

Получалось достаточно точно посчитать только плоскую задачу. т.е. для крыла бесконечного размаха. При этом сетка весила порядка 100Мб и расход ОЗУ ~16Гбайт. Соответственно я подумал что для трехмерной задачи мощьности ПК не  достаточно. Нужно спрашивать у тех кто пытался (решал) такие задачи успешно - это скорее всего на кластерах или Супер компах :)

Удачи.

PS

Откуда у вас данные с которыми сравниваете? может условия эксперимента и вашей модели не совпадают...

[metalist93 30]

 

Откуда у вас данные с которыми сравниваете? может условия эксперимента и вашей модели не совпадают...

брал с справочника профилей данные по которым сравниваюсь

Получалось достаточно точно посчитать только плоскую задачу. т.е. для крыла бесконечного размаха. При этом сетка весила порядка 100Мб и расход ОЗУ ~16Гбайт.

сетка у вас структурированная? где строили? какое расстояние к верхней/нижней поверхности? в инлету и аутлету 

У вас судя по картинке часть крыла конечного размаха считается... как я говорил мне не удалось выполнить подобный расчет с приемлемой точностью... так что увы - в данном случае на собственном опыте не могу вам подсказать.

считаю в CFX, сетка шириной 1 ячейку, в расчете крыло бесконечного удлинения а в эксперименте  удлинение 5, приходится дополнительно пересчитывать эксперимент для бесконечного крыла