Аэродинамика. Аэроакустика. Часть 2

Сегодня мы продолжим обсуждать вопросы, связанные с численным моделированием задач внешней аэродинамики и аэроакустики в ANSYS. Я дополнительно прокомментирую некоторые моменты, о которых лишь вскользь упомянул в первой части этого мини-семинара.

Первое. Что такое средняя длина хорды (СДХ)? В традиционной литературе используется более корректный термин  — «средняя аэродинамическая хорда» (см. рис. ниже). Далее мы будем пользоваться также обозначением Сmac (Mean Aerodynamic Chord ).

хорда

Второе. Я указал требуемое количество элементов в пристеночной области, но ничего не сказал об общей размерности подобных задач, а также геометрии и размерах расчетной области. Если говорить о задаче нестационарной аэродинамики самолета (в конфигурации «фюзеляж+крыло+мотогондола»), то начинать расчет можно с сетки размерностью около 15-20 млн. ячеек. Далее следует увеличивать суммарное количество ячеек с коэффициентом 2,5-3,2. При этом следует учитывать, что с изменением объема сетки, будут изменяться параметры сетки и в пристеночной области. Т. е. с ростом суммарного количества ячеек значение y+ будет уменьшаться. Например, в требованиям к расчетной сетке для 1-го AIAA CFD High Lift Prediction Workshop (2009 г.) указано, что для Re = 4,3e6 и Сref = Cmac =1,00584 м (39,6 дюйма) шаг по высоте первой пристеночной ячейке задается следующей последовательностью: y+ ~ 1,0 -> dy = 0,00020 дюйма;  y+ ~ 2/3 -> dy = 0.00013 дюйма; y+ ~ 4/9 -> dy = 0.00009 дюйма; y+ ~ 8/27 dy = 0.00006 дюйма.

Если говорить о коэффициенте роста элементов, то рекомендуется использовать значения, не превышающие величины 1,25 (для любого типа сетки). На кромки крыла рекомендуется наносить от 6 до 20 ячеек. Шаг сетки по размаху крыла — 0,1% от величины полуразмаха крыла.

Теперь к вопросу о расположении входной границы (например, Farfield в Fluent). В упомянутом выше воркшопе поверхность Farfield располагалась на расстоянии ~100 Cref от планера.

Третье. Возвращаясь к теме выбора значения ШГВ, отмечу, что все приведенные значения относятся к варианту с условно точной сеткой, в которой y+ лежит в диапазоне от 0,4 до 0,5.

Четвертое. Где можно получить дополнительную информацию о  модельмодели турбулентности? Найти описание этой модели можно в стандартной  документации ANSYS или в статье (Transition Modeling for General CFD Applications in Aeronautics. R.B. Langtry and F.R. Menter), которую можно скачать здесь

.

Если говорить о калибровке данной модели, то обычно калибруются две эмпирические поправочные функции:  Fl и Re, соответственно. Первая контролирует длину области перехода. Вторая — это критическое число Рейнольдса, которая определяет начало роста перемежаемости в пограничном слое. Для тех, кто незнаком с этим термином, могу сказать, что под этим термином понимают локальное нарушение однородности турбулентности, когда активные области сосуществуют с условно ламинарными областями.

На этом все. В третьей части нашего мини-семинара мы поговорим о настройках решателей CFX и Fluent, методе LES, подсеточных моделях и пр.

С уважением, Денис Хитрых,

R&D Центр SimuLabs4D.

www.simulabs.ru

К вопросу моделирования нестационарного отрывного обтекания элементов летательных аппаратов в Fluent и CFX

Сегодня мы поговорим с вами о задачах внешней аэродинамики, аэроакустики, турбулентности и пр.

За последние несколько месяцев накопилось достаточно много вопросов, поэтому за один раз ответить на них сложно. Кроме того, с момента образования нового R&D Центра SimuLabs4D внутри нашей компании, на мои плечи легли дополнительные обязанности административного и технического характера, что вынуждает меня периодически брать паузы и неделями «выпадать» из медиа-пространства.

Я по-прежнему продолжу поддерживать этот CFD-блог, но рекомендую вам почаще заглядывать и на страницы нашего нового проекта simulabs.ru (который мы запустим в начале ноября 2015 года), где я вместе со своими коллегами буду регулярно делиться с вами информацией, касающейся вопросов автоматизации расчетных процессов, интеграции сторонних кодов (организации взаимодействия между кодами), новостей CAE-рынка и о наших собственных разработок.

Дозвуковое обтекание трехмерного крыла в условиях отрыва и ЛТП

Для начала рассмотрим задачу дозвукового обтекания трехмерного крыла. Поток газа – несжимаемый, внешние воздействия отсутствуют, число Рейнольдса >10e6. Угол атаки – различный.

Первый вопрос будет касаться выбора значения шага по времени (числа Куранта). Определим шаг по времени (ШГВ) как отношение средней длины хорды к скорости набегающего потока. Для ускорения расчета можно увеличить ШГВ в 10 раз, т. е. на порядок. Но решение будет крайне нестабильным, особенно в условиях отрывного течения, которое по своей природе является нестационарным.

Если использовать ШГВ=1, то характер невязок может носить «периодический» характер (с «периодом» 150-200 итераций) при отсутствии периодического режима течения газа.

Если уменьшить значение ШГВ на порядок, то сходимость задачи будет достигнута на 300-400 итерации (количество итераций – относительное, так как зависит от многих факторов). Но при этом необходимо будет использовать дополнительные внутренние итерации.

Наконец, если уменьшить ШГВ еще в 10 раз (или в 100 раз от базового значения, соответственно), то общее количество итераций до сходимости увеличится до 600-900, но при этом не потребуются дополнительные внутренние итерации.

Схематично процесс сходимости при различных значениях ШГВ показан на рисунке ниже.

ШГВ

Читать далее

Как определить положение центра давления в CFD-Post?

2015-08-10_11-21-53Сегодня немного поговорим об аэродинамике и дадим ответ на такой интересный вопрос: как определить положение центра давления в CFD-Post?

Для  начала решим вопрос с терминологией.

В аэродинамике центром давления называют точку пересечения равнодействующей аэродинамических сил R с хордой крыла. В более общем смысле, центр давления — это точка тела, в которой линия действия равнодействующей сил давления на тело окружающей среды пересекается с некоторой плоскостью, проведённой в теле.

Соответственно, это важный параметр в аэродинамике крыла, без которого мы не сможем добиться необходимого равновесия крыла в полете.

Отметим так же, что положение центра давления зависит от формы профиля и угла атаки.

С другой стороны, под центром давления мы можем понимать просто точку приложения сил давления на поверхности крыла. В этом случае мы можем ее вычислить, используя следующие выражения:

CPx = areaAve(X*Absolute Pressure)@surface/areaAve(Absolute Pressure)@surface
CPy = areaAve(Y*Absolute Pressure)@surface/areaAve(Absolute Pressure)@surface
CPz = areaAve(Z*Absolute Pressure)@surface/areaAve(Absolute Pressure)@surface

Для первого «классичсекого» варианта нам дополнительно потребуется определить величину аэродинамического момента T, действующего на крыло. Тогда выражения для вычисления положения центра давления можно записать в следующем виде:

TSURFx = torque_x()@surface - ( Y*force_z()@surface - Z*force_y()@surface)
TSURFy = torque_y()@surface - ( Z*force_x()@surface - X*force_z()@surface)
TSURFz = torque_z()@surface - ( X*force_y()@surface - Y*force_x()@surface)

Далее вам необходимо построить изоповерхность этой переменной со значением, близким к нулю. В результате вы получите цилиндр, ось которого совпадает с направлением действия равнодействующей аэродинамических сил.

Наконец, выведите на этой поверхности поле этой пользовательской переменной.

Удачного Вам моделирования!

С уважением, Денис Хитрых

Директор R&D Центра SimuLabs4D (Адаптация и разработка CAE программного обеспечения).

Оценка вычислительных ресурсов для LES-моделирования: прогноз NASA на 2030 год

Источник: www.nasa.gov

Источник: www.nasa.gov

Анализом практического применения LES моделей при решении инженерных задач занимались многие исследователи, начиная с  конца 1970-х годов. В первую очередь, это относится к WMLES моделям (Wall Modelled Large Eddy Simulation – метод моделирования крупных вихрей с пристенным RANS моделированием). В 1979 году Чепмен [1] предположил, что подобные модели будут использоваться в практических аэродинамических расчетах к середине 1990-х годов. К сожалению, этот прогноз оказался ошибочным, что можно объяснить неверной оценкой требуемых вычислительных ресурсов для LES-моделирования.

В 1997 году [2], а затем в 2000 г. [3] Спаларт и Стрелец сделали более реалистичный прогноз, отодвинув перспективы широкомасштабного использования LES методов в практических приложениях на 2045 год. Оценка авторов основывалась на реальном опыте использования LES и DES методов, накопленном к 2000 г., и учитывала умеренный темп роста производительности компьютеров.

В 2012 году Чои и Мойн [4] пересмотрели оценку ресурсов для реализации LES, предложенную в [1], в сторону ужесточения требований. Они уточнили, что для расчета турбулентности вдали от твердых стенок число требуемых ячеек сетки пропорционально ReL, а не ReL2/5, как предлагалось в [1].

Отметим, что все эти оценки игнорируют процессы во внутренней (пристенной) области пограничного слоя (в ламинарном подслое и переходной области).

В 2014 году специалисты NASA выпустили отчет в рамках программы Revolutionary Computational Aerosciences (RCA), которая направлена на изучение перспектив использования CFD технологий в крупномасштабных задачах с поддержкой высокопроизводительных вычислений (HPC). В рамках этого проекта проводились тестовые расчеты, в том числе и на основе LES метода. В частности, исследовалась нестационарная аэродинамика двумерного профиля NACA0012 с учетом ламинарно-турбулентного перехода. Далее мы расскажем об этой задаче более подробно.

Читать далее

Промо-ролик CADFEM Aero Suite

aerosuiteУважаемые коллеги и пользователи ANSYS.

По вашим многочисленным просьбам мы выкладываем для вас промо-ролик нашего бесплатного ACT-расширения CADFEM Aero Suite.

Размер файла составляет 78 Мб. В ближайшее время мы добавим комментарии на английском языке.

Будем рады ответить на любые ваши вопросы.

Для тех, кто использует в расчетной практике пакет XFoil, данное ACT-приложение также будет полезным. Мы интегрировали XFoil в нашу оболочку, и применяем его при экспресс-анализе аэродинамики дозвуковых профилей.

Видео доступно для скачивания по указанной ссылке  

.

С уважением, Денис Хитрых

ACT-расширение Advanced Enclosure официально доступно для скачивания на ANSYS Customer Portal

actУважаемые пользователи ANSYS. Начиная с 24 марта 2015 года вы можете официально скачать ACT-расширение Advanced Enclosure с Customer Portal ANSYS. Для этого вам необходимо перейти в раздел Application Library. Данное ACT-расширение поставляется вместе с документацией на английском языке, в которой содержится информация по его установке, функциональным возможностям и методике работы.

Еще раз хочу напомнить всем, что данное расширение предназначено для ANSYS DesignModeler и используется для создания и декомпозиции геометрии расчетного домена (области) в задаче внешней аэродинамики ЛА.

По всем вопросам по улучшению данного ACT-расширения обращайтесь в Московский офис компании КАДФЕМ.

С уважением, Марат Реймерс и Денис Хитрых.

Проблемы при генерации сетки в ICEM CFD в районе острых кромок

Довольно часто при генерации объемной сетки на основе тетраэдров в ICEM CFD мы получаем некачественное разбиение (разрешение сетки) в районе острых кромок или в местах пересечения поверхностей под острым углом.

При этом традиционный способ решения проблемы, на основе определения т. н. «Thin Cuts», не приносит желаемых результатов. Кромка «съедается» и остается «ломанной» (см. рисунок).

pic1

В этом случае рекомендуется изменить стратегию разбиения расчетной модели. Для начала перенесите проблемные поверхности в разные Parts. Возможно, что вы это уже сделали, когда определяли «Thin Cuts».

Далее выполните поверхностное разбиение отдельно для этих поверхностей. Используйте Patch Dependent метод, а для поверхностного разбиения используйте треугольники (All Tri).

После этого определите все необходимые настройки для объемного разбиения (глобальные/локальные размеры элементов, локальное измельчение (Density), параметры для генерации призм и пр.).

Перед разбиением на основе Octree метода не забудьте включить опцию  «Use Existing Mesh Parts».

pic2Это должно решить вашу проблему.

винт

На этом рисунке показан пример «грубого» поверхностного разбиения лопастей винта ЯК-55. Но даже при таких больших размерах поверхностных элементов и отключенных опциях Proximity/Curvature (при объемном разбиении), кромки «разрешаются» достаточно хорошо (без «изломов»). Используя локальную адаптацию и соответствующий размер поверхностных элементов, мы можем улучшить качество сетки и разрешение кромок лопасти.

С уважением, Денис Хитрых.