Визуализация пограничного слоя в ANSYS CFD-Post

ShlirenВопросы, связанные с визуализацией вихревых структур, являются актуальными при численном моделировании течения турбулентных потоков, анализе переходных явлений и пр.

Для этого обычно используют градиенты основных или производных скалярных полей. Часто используется критерий Lambda 2 – это критерий вихревого усиления и Q-критерий – инвариант тензора градиентов скорости. Отметим, что в постпроцессоре CFD-Post эти критерии присутствуют по-умолчанию и доступны через закладку Vortex Core Region.

Для анализа сжимаемых течений (высокие числа Маха) «рисуют» численные шлирен-фотографии, подобные тем, что показаны на рисунке слева.

Сегодня мы не будем подробно рассматривать вопрос визуализации структуры турбулентного потока и подходы, которые при этом используются. Ограничимся только одним вопросом, связанным с визуализацией пограничного слоя в CFD-Post. Далее немного рассуждений общего характера.

Возмущения, которые вносятся в поток обтекаемым телом (например, профилем крыла), при числах Re >>1 локализуются в относительно тонких пристеночных слоях, что позволяет использовать при инженерных расчетах модель пограничного слоя конечной толщины delat. За пределами этого слоя течение можно считать невозмущенным. Соответственно, основное влияние вязкости сосредоточено в пределах пограничного слоя, где скорость потока по нормали к стенке монотонно изменяется от нуля на стенке (условие прилипания) до скорости невозмущенного течения.

При этом за толщины слоев delatпринимают значения координат y по нормали к стенке, при которых скорость, температура и пр. в них отличаются от соответствующих значений этих величин во внешнем потоке на 1% (см. рисунок ниже, на котором показана схема развития пограничного слоя).

Laminar boundary layer

Этим «удобным» допущением обычно и пользуются для визуализации пограничного слоя в ANSYS CFD-Post. Безусловно, в данный подход заложены определенные неточности, которые могут быть сняты при использовании интегральных характеристик толщин пограничных слоев (толщины вытеснения, толщины потери импульса и пр.).

Мы же откажемся от «классики» и воспользуемся методом, предложенным Kent P. Misegades из компании CEI, Inc. (2005 год).

Шаг 1.  Создадим с помощью CEL выражение для коэффициента полного давления cpt = (Total Pressure-Ptot0)/dynPressure. Здесь Plot0 = areaAve(Total Pressure)@pressure_far_field и dynPressure = 0.5*areaAve(Density)@pressure_far_field * (areaAve(Velocity)@pressure_far_field )^2. Для особо любознательных, pressure_far_field — это название краевой поверхности в Fluent, на которой задано соответствующее граничное условие.

Шаг 2. Дальше на основе этого выражения (cpt) необходимо создать новую переменную cptvis (название выбрано произвольно).

Шаг 3. Создаем изоповерхность, соответствующую значению cptvis=-0.05.

Шаг 4. Это заключительный шаг. Изоповерхность необходимо раскрасить переменной Boundary Normal Distance (для Fluent).

BL_95

aero_bl

На этом всё!
С уважением, Денис П. Хитрых.