Программа Расчета Профиля Крыла
Aerodiagra.ru Конструктор планеров, калькулятор параметров, центровки, коэффициентов. Feb 27, 2012 - Представляет из себя дальнейшее развитие популярной в среде авиамоделистов, проектировщиков и не только их, программы PROFILI 2.XX. Операция превращения описана в соответствующем.txt файле, отличия версии 2.19pro от обычной 2.19: версия pro не работает с полярами.
Расчет аэродинамических характеристик крыла с использованием программного комплекса ANSYS CFX Валерий Вождаев Создание летательного аппарата нового поколения невозможно без анализа его аэродинамических характеристик еще на ранних стадиях проектирования. От глубины исследования формы несущих поверхностей и обводов планера напрямую зависят летнотехнические характеристики разрабатываемого самолета. Развитие теоретических основ численных методик расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов можно разделить на несколько этапов:.
линейная теория (60е годы);. нелинейная теория полного потенциала скорости (70е годы);. уравнения Эйлера (80е годы);. уравнения Навье — Стокса, осредненные по Рейнольдсу (90е годы). Физику процесса обтекания тела произвольной формы потоком газа наилучшим образом отражают методики, основанные на решениях уравнений Навье — Стокса. С появлением программных средств, базирующихся на численных решениях уравнений Навье — Стокса, стало возможно получить расчетным путем ряд важных аэродинамических характеристик самолета, в частности вычислить максимальное значение коэффициента подъемной силы C y max.
При расчетах аэродинамических характеристик объектов сложной пространственной конфигурации с использованием такого подхода требуются большие объемы оперативной памяти компьютера, поскольку допустимые размеры расчетной сетки пропорциональны объему оперативной памяти компьютера. Рост возможностей вычислительной техники, наблюдаемый в последние годы, позволяет применять программы, основанные на численных решениях уравнений Навье — Стокса, для расчета характеристик обтекания таких объектов, как самолет. Одной из популярных коммерческих программ в этой области является ANSYS CFX (лицензия ЦАГИ № 501024). Валерий Вождаев К. Н., научный сотрудник Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н.Е. Жуковского. Окончил Московский авиационный институт по специальности «гидроаэродинамика».
Работает в направлении, связанном с многодисциплинарным проектированием летательных аппаратов на основе численных решений уравнений Навье — Стокса и метода конечных элементов. Использование CFX в области авиастроения является рациональным, поскольку пакет ANSYS, помимо аэродинамического модуля CFX, содержит ряд других вычислительных модулей (STRUCTURAL, FATIQUE и д.р.), что обеспечивает возможность совместного решения задач аэродинамики, аэроупругости и прочности. Рассмотрим особенности расчета обтекания прямого крыла бесконечного размаха с профилем GA(W)1. Этот профиль был создан известным американским аэродинамиком Уиткомбом для применения на дозвуковых скоростях полета. Комплекс ANSYS оснащен встроенными интерфейсами ряда основных CADпрограмм. Геометрическая модель, созданная в программе трехмерного графического моделирования, считывается любой из программ комплекса.
Твердотельная геометрическая модель отсека крыла, сохраненная в формате Parasolid, была импортирована в профессиональный сеточный генератор ANSYS ICEM, где методом Octree была построена неструктурированная расчетная сетка, состоящая из 3 млн объемных тетраэдрических элементов (рис. Вблизи поверхности крыла параметры Tetra Size Ratio и Height Ratio были равны 1.2. Максимальный размер элементов на передней кромке крыла составил 1 мм. Для обеспечения нужной точности решения и сходимости расчета элементы расчетной сетки имели Aspect Ratio более 0.3 и Min Angle более 20°.
Кроме того, необходимо, чтобы габаритные размеры расчетной области многократно превышали характерный размер исследуемого объекта. В данном случае использовалась прямоугольная расчетная область длиной 35 и высотой 30 м. Размах крыла равен 4 м, а хорда крыла — 3,3 м. Моделирование крыла бесконечного размаха осуществлялось путем задания в препроцессоре CFXPRE справа и слева от крыла граничных условий типа Symmetry. Типы граничных условий, используемых в данной задаче, показаны на рис.
Фрагмент расчетной области Рис. Схема обтекания отсека крыла при виде сверху В пристеночных областях при построении расчетной сетки для наилучшего моделирования пограничного слоя образованы слои призматических элементов (см. рис. При решении задачи обтекания крыла (где одной из расчетных величин является касательное напряжение) очень важно контролировать величину Y+. Значение Y+ характеризует относительную высоту первой ячейки пограничного слоя, которая задается в ICEM при построении призматических элементов.
После окончания вычислений в среде постпроцессора CFXPOST можно визуализировать Y+ на расчетной модели (рис. Распределение Y+ на модели крыла При использовании методик, основанных на численных решениях уравнений Навье — Стокса, качество полученного результата во многом зависит от выбора модели турбулентности. В программном комплексе ANSYS CFX реализовано достаточно большое число моделей турбулентности. Однако ни одна из них не является универсальной для всех существующих классов задач. Из многообразия моделей турбулентности, используемых при расчетах аэродинамических характеристик, можно выделить известные модели турбулентности k-ε и k-ω. Они являются двупараметрическими моделями турбулентности, которые базируются на рассмотрении кинетической энергии турбулентных пульсаций k.
В качестве второго уравнения применяют уравнение либо переноса скорости диссипации турбулентной энергии ε, либо удельной скорости диссипации энергии ω. Модель переноса касательных напряжений SST (двухслойная модель Ментера) использует модель k-ω в пристеночной области и преобразованную модель k-ε вдали от стенки. В новые версии программы CFX включен бетавариант модели турбулентности SpalartAllmaras (SA). Эта модель является однопараметрической, использующей одно дифференциальное уравнение переноса.
Расчеты с применением программного комплекса ANSYS CFX проводились на сервере с 8ядерным процессором Intel Xeon 2,83 ГГц и 16 Гбайт ОЗУ. Для получения стационарного решения в зависимости от типа модели турбулентности и угла атаки крыла потребовалось осуществить 4060 итераций. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки Вычисления проводились при числе Маха 0,2 и числе Рейнольдса 2,2Ѕ106. В препроцессоре ANSYS CFX отсутствует возможность напрямую задавать число Рейнольдса. В связи с этим число Рейнольдса вычислялось в CFXPRE по величине статического давления, соответствующего определенному коэффициенту кинематической вязкости.
В результате проведенных расчетов были получены величины сил и моментов, действующих на отсек крыла на заданных углах атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы Сy от угла атаки сравнивалась с аналогичными экспериментальными данными, полученными американскими специалистами NASA Венцем и Ситхарамом (SAE Paper 740365).
На линейном участке все рассмотренные модели турбулентности продемонстрировали удовлетворительное совпадение расчетных и экспериментальных данных. В зоне Сy max максимальное соответствие с экспериментальными данными показала модель турбулентности SST (рис. С использованием постпроцессора CFXPOST файл с результатами расчета позволяет визуализировать картину обтекания крыла. Линии тока и поле скоростей хорошо иллюстрируют отрывное течение, соответствующее углу атаки, при котором достигается Cy max крыла (рис.
Визуализация обтекания отсека крыла Таким образом, в результате выполненной работы показано, что при расчетах характеристик обтекания аэродинамических поверхностей использование модели турбулентности SST приводит к более высокому результату.
Возможно более точные расчеты? Вопрос не имеет смысла, так как невозможно изготовить параплан с точным профилем, да еще не изменяющимся в зависимости от режимов обтекания. Использование программ моделирования процессов обтекания и в большой авиации имеет смысл только для выявления тенденций изменения, а не получения абсолютных результатов. А уж о парапланах с их воздухозаборниками, имеющими острые кромки с радиусом закругления, соизмеримым с длиной свободного пробега молекулы воздуха, и говорить нечего. Для получения точных результатов для парапланерного профиля с воздухозаборниками нужно моделировать реальный воздух, а не идеальный газ.
А точности все равно не будет, так как реальный профиль будет очень сильно отличаться от заложенного в программу. 2 Другой софт для анализа применительно к профилю крыла с воздухозаборником. Возможно более точные расчеты? Они все считают примерно одинаково по точности. Суть в том, что во внешнем редакторе надо сначала создать трехмерную или двухмерную модель профиля в одном из распространенных стандартов. Потом эту модель нужно открыть в любом CFD пакете (общее название программ для расчета гидродинамики, куда входит и упомянутая FlowVision) и задать условия обдувки - ограничивающий объем пространства, одну стенку которого задать как дующую ветром со скоростью полета, заднюю как свободно пропускающую воздух, а боковые как не влияющие на поток. А также разрешение сетки, влияющей на точность (и время) расчета.
На выходе прога покажет гидродинамическую силу, с которой поток давит на тело (обычно по осям Fx, Fy, Fz). Если профиль был расположен под рабочим углом атаки к потоку, то Fy сразу можно трактовать как подъемную силу, а Fx как сопротивление. Также прога покажет момент Mx,My,Mz, из которого можно вручную найти точку на теле, где к телу была приложена равнодействующая сила. Это по сути будет центр давления на профиле. Аэродинамические коэффициенты Cy и Cx придется тоже высчитывать вручную по классической формуле Lift=Cy.p.S.V^2/2, так как нам теперь известны все переменные: Lift = Fy, а площадь крыла и скорость потока мы знаем из размером модели и условий продувки, которые сами задавали. Насчет точности. Самая большая проблема любого пакета по расчета аэродинамики это определение точки разделения потока.
Насколько я знаю, точно эта проблема до сих пор в мире не решена. Как было основной задачей лет 50 назад, когда ее находили совсем другими способами, так и осталась, но теперь уже в численных продувках. А это в первую очередь означает, что в таких пакетах сложно точно посчитать сопротивление профиля. Соответственно, точность определения Cx и аэродинамического качества оставляет желать лучшего. Точнее, результат нужно обязательно сверять с альтернативными методами, если требуется гарантия точности. Решается, как правило, уменьшением сетки и грамотным заданием граничных условий. А вот подъемная сила в этих прогах определяется нормально даже на низких разрешениях, получается что-то вроде отскакивания молекул от плоской пластинки, почти без учета обтекания профиля.
Поэтому грубые прикидочные расчеты по общей компоновке ЛА там работают отлично. На практике, каждый такой CFD пакет имеет так называемые валидационные примеры - стандартные модели, по которым известны данные из реальных продувок. Обычно это симметричный профиль NACA 0012 или что-то в этом роде.
Поэтому для более менее адекватной продувки надо просто смотреть прилагаемый к проге пример и использовать те же настройки разрешения сетки, расстояния от профиля до стенок ограничивающего объема и т.д., которые были в примере. Результат будет нормальным! Я пробовала, пыталась рассмотреть динамику потока, обтекающего крыло с заборником на разных углах атаки. Использовалась адаптивная сетка, до 2,5 см в ячейке, при хорде крыла 2,5 м Угол атаки 6,3 град для скорости 10,5 м/c.
Угол атаки 7,15 град для скорости 8,5 м/с с поджатыми клевантами. Пыталась довести сетку до 0,5см но у меня не хватило терпения, мой Core 2 Duo за 3 дня просчитал только 1сек. Процесса с сеткой 1см. Так как за это время могли еще не прекратиться переходные процессы, результат для себя посчитала не удовлетворительным. Вообщем жду появления персональных квантовых компьютеров. DesertEagle: Вот здесь К сожалению, для парашютного профиля с воздухозаборниками реальное качество на порядок (то есть в 10 раз) меньше, чем теоретическое.
Плюс стропы и пилот еще в полтора-два раза его снижают. Поэтому если на картинке Cl/Cd (оно же на основном экране обозначается как L/D) 120 единиц, то реально это не более 6.8 единиц. Аэродинамическое качество на разных углах атаки разное.
Обычно за основной полетный угол принимают либо угол с наибольшим аэродинамическим качеством, либо немного в сторону меньшего снижения (зависит от целей разработчика). Иными словами в QFLR5 вообще невозможно посчитать профиль с воздухозаборником? Получается что производители не считают а изготавливают гору прототипов и выбирают лучший по практике испытаний? Имхо, в прогах нужно продувать готовый элемент крыла из нескольких секций. Двухмерный случай слишком уж условен и далек от реальности.
Чисто для сравнения двух разных профилей можно конечно, но матрасность, швы и складки могут запросто нивелировать эту найденную разницу между двумя плоскими профилями. А целиком параплан продувать пока нет смысла., слишком ресурсоемкая задача. Я попробовал как-то запустить, но понял что бесполезно)). При грубой сетке это ничего не даст, а достаточно мелкую комп не тянет. Хотя было бы интересно сравнить результаты продувки всего параплана с известными данными из реального полета.
Заодно была бы понятна точность таких расчетов, без поправочных коэффициентов и пересчетов. (стропы эмулировались цилиндрами соотв. Диаметра, так что модель была почти честной, хоть и без арочности пока). Если же говорить о симуляции всего параплана, то сейчас видимо есть только одна более менее нормальная альтернатива - это проги с методом дискретных вихрей (VLM и панельные методы), лучшими представителями которых являются XFLR5 и FLZ Vortex.
Это аналитический метод, но учитывающий удлинение, арочность, индуктивной сопротивление, все что как раз важно для парапланов. Кроме того, они хорошо работают с низкими Re в парапланерном диапазоне. В обоих прогах есть возможность создать модель их формате. В XFLR5 для этого надо копать ее исходники, а в FLZ Vortex формат файлов и так ясен, достаточно открыть его в Блокноте. Правда в базовой версии метод VLM работает только со средней линией профиля, толщина как бы не учитывается (хотя в XFLR5 есть модификации, учитывающие). Поэтому для продувки отдельных профилей они плохо годятся, а вот для динамики всего купола, определения запасов устойчивости и возникающих на крыле моментов, очень даже неплохо!
По крайней мере те модельки самолетов и планеров, что я в них проверял, неплохо сошлись с реальными данными. Правда параплан продувать в них я не пробовал, поэтому о точности расчет для парапланов, ничего сказать не могу. Потратил пару месяцев, немного получилось продуть параплан 3D в XFLR5, не LLT и VLM, а именно 3D Panels. Правда нужно понормальному поставить на ухо профиль нулевой толщины, но прога не продувает так и пришлось пока ставить обычный, но думаю это решаемо, если поставить профиль например пару%, правда комп будет продувать очень долго, у меня он старый. Результат все равно полезный, но нужно учитывать, что нет строп и пилота, воздухозаборников и матрасности (эти поправки, можно потом добавить в расчеты, пересчитывая результат, можно в%) т.е.
Думаю поляры должны быть сдвинуты, пока еще думаю, куда, насколько и как, надо еще думать и продолжать расчеты. Некоторые поляры мне не нравятся, особенно Vz-Vx, Cl-Alpha, Cl-Cd (видимо маштаб по осям разный), еще читал, что прога может верх тормашками поляры перевернуть, надо поискать какие. Синие поляры - поляры скоростей; Красные поляры - поляры сил и моментов.
Не обращайте внимание, что они лежат друг на друге, можно было и по отдельности сделать, но это не важно, важно смысл. Они расположены на разных осях, так что если смотреть на поляры скоростей, то смотреть на синюю, а на красную в принцепи не надо смотреть.
Хотя на ней есть полезная вещь, можно поставить точку углов и видно будет, где на поляре расположен нужный нам угол атаки. Визуально удобно. Давления: Поляры скоростей: Поляры: Редактировалось: ПРАКТИК (20 Апр 2016), всего редактировалось 2 раз(а). Угол атаки можно поставить и другой, это я просто для наглядности поставил 0. Крыло продуто от -5 до 25 градусов. Можно выбирать любой угол атаки и смотреть, куда поставить воздухозаборник.
Там есть возможность увидеть разные сопротивления (давления и трения, индуктивное) и вихревые жгуты, где происходит разделение потока (стрелочки) я просто отключил их. Удалось поставить на ухо профиль 5% толщиной, на результат поляр практически не повлияло, ставить 0 толщины прога не позволяет вроде продуть. Можно пробовать ставить меньше 5% на уши. Крыло без воздухозаборников, прога их наверно не может поставить, как и стропы и пилота с подвеской, а может и можно как то импортировать парапланерную систему всю в XFLR5. Редактировалось: ПРАКТИК (05 Окт 2016), всего редактировалось 5 раз(а).
Одно крыло, разные профиля: Вообще-то на параплан можно ставить почти любой профиль из практически применяемых и разницы особой не будет. Видимая в FlowVision разница возникает из условности начальной линии измерения угла атаки. За нее принимается линия, соединяющая крайние переднюю и заднюю точку профилей. А если за нее принять линию нулевого Су, то все линии на ваших графиках практически совпадут. Правда на графике CD-CL ничего не изменится, но этот график показывает теоретическое аэродинамическое качество самого профиля без параплана более 100, а на практике для парапланерного крыла бесконечного размаха достижимо максимум 40. То есть расчетную разницу в аэродинамическом качестве профиля можно вообще не принимать во внимание.
Гораздо логичнее обратить внимание на минимизацию морщин на обшивке. У вас видимая разница аэродинамического качества параплана в целом получилась не из-за самих профилей, а из-за того, что вы включили в рассмотрение заведомо плохие (видно даже на глаз) профиля gnuLAB. То же самое касается и момента. Он пренебрежимо мал по сравнению с маятниковым моментом параплана и на рабочих углах атаки на него можно не обращать внимание. И даже на околонулевых углах атаки, когда маятниковый момент стремится к нулю, На момент профиля можно не обращать внимание, так как центр давления при переходе Су через ноль устремляется в бесконечность перед крылом и момент определен только математически, как произведение бесконечно большой на бесконечно малую величину. А на практике все решает жесткость и точность выполнения профиля.
В частности, ожидания того, что что согласно теории крылья с S-образным профилем вообще не должны складываться, как правило не оправдываются. Они складываются только немного реже, чем с обычными профилями. Это происходит потому, что при нулевом угле атаки парапланерное крыло теряет давление, жесткость и соответственно профиль. Продувки в FlowVision полезны только для того, чтобы понять те процессы, которые должны происходить с парапланерным крылом, но на практике не происходят. Редактировалось: ingener (05 Май 2016), всего редактировалось 1 раз.
Набранный из секций с данными 2d продувки получим суммарный результат и с помощью коэфициентов приблизить к параметрам летающего прототипа. А индуктивное сопротивление? При такой маленькой скорости полета оно очень велико, если не ошибаюсь, до 25-50% от всего сопротивления параплана. Его через 2d профили его очень сложно будет пересчитать, ведь будет зависеть от формы крыла в плане, стреловидности и т.д.
Но насчет полезности 2d продувки профиля с воздухозаборником, полностью согласен! Даже визуальная картинка о многом может рассказать, особенно если задать воздухопроницаемость ткани (некоторые пакеты вроде позволяют). Добиться размера и положения, чтобы не было обратного вытекания вохдуха через воздухозаборник. Да и с областью давления можно поиграть, постаравшись приблизить профиль с воздухозаборником к таковому без него. Но если честно, вряд ли из этого выйдет толк ). Характеристики ткани со временем плывут, воздухопроницаемость увеличивается, поэтому добиться постоянного результата не удастся. Имхо, самое интересное - это реализовать продувку параплана через VLM метод.
И написать макрос, который перебирал бы огромное количество вариантов с разным числом секций, арочностью, формой ушей и т.д. И нашел бы самый лучший вариант. Только подозреваю, что в итоге он просто выдаст симметричное эллипсовидное крыло с максимальным удлинением и минимальной арочностью. Я лично в полноценных продувках несколько разочарован.
Это отдельная сложная область знаний, можно всю жизнь посвятить ее изучению, а на парапланы просто не останется времени. Переписка с разработчиком выше как раз это характеризует.
Я тоже как-то общался с разработчиками таких пакетов, чертовски умные ребята (при всем кажущемся примитивизме, лежащем в основе таких пакетов), но до действительно хорошего соответствия реальности, у таких пакетов еще очень далеко. На практике сейчас простенькие программки типа XFLR5 обеспечивают достаточную точность продувки профилей, на основе которых можно делать летающие аппараты. Несколько крыльев (в основном, кайты), пошитые по XFLR5, все сразу полетели нормально без дополнительной настройки. Я специально следил за всеми проектами, которые рассчитывались перед пошивом по такой методике, так как самому было интересно, насколько точность расчет соответсвует реальности. Оказалось, что очень даже неплохо. Теперь почти уверен, что это можно смело использовать. Я имею ввиду базовые параметры, чтобы крыл просто полетел.
А тонкую настройку, чтобы полетел хорошо, в любом случае придется делать вручную на прототипах. Похоже что программные симуляции еще не достигли такого уровня, чтобы все это посчитать. И написать макрос, который перебирал бы огромное количество вариантов с разным числом секций, арочностью, формой ушей и т.д. И нашел бы самый лучший вариант.
Программа Расчета Профиля Крыла
Лучший вариант в смысле аэродинамического качества уже найден на практике с довольно высокой точностью. (Хотя с помощью простеньких макросов в Экселе я это сделал теоретически гораздо раньше. Да и другие конструкторы вероятно тоже перед тем как шить тоже что-то считали. Это не так уж и сложно. И игры с методом конечных элементов не так уж и нужны. Старые добрые методы масштабных аналогов и математической индукции гораздо проще и надежнее, хотя и не рисуют красивых наукообразных картинок на экране.) Это эллиптическое крыло с удлинением около 7,5 с малой арочностью. Таких крыльев уже много летает.
Дальнейшее увеличение удлинения ведет к снижению аэродинамического качества из-за роста длины строп при дальнейшем увеличении размаха. Возможно при использовании более тонких строп и более обтекаемых подвесок удлинение можно будет еще увеличить, но ненамного. Но с существующими стропами и подвесками оптимум найден. Для кайтов в связи с особенностями их стропления оптимальное удлинение несколько выше. FlowVision при расчете двумерного обтекания имеет свои косяки (по крайней мере в версии 2.5 и менее). А именно, считает она все равно трехмерное течение, даже если боковым стенкам рассчитываемого объема присваивается параметр 'Симметрия'.
В результате получается заниженное аэродинамическое качество профиля. Обходил я это, проводя вначале численный обсчет известного профиля, сравнивая расчетные и экспериментальные данные и получая из них поправочный коэффициент. Еще одна сложность - программа неоптимально строит адаптивную сетку на двухмерной модели. В результате приходилось строить сетку вручную. И после этого модель долго обсчитывалась, и выплывали веселости в виде протекания через стенку (на мультике в этой ветке такой эффект виден у носка профиля.
Стрелка движения потока мелькает сквозь оболочку). Но качественную картину программа обсчитывает хорошо. Я экспериментировал с различными формами и местами установки как воздухозаборников, так и сопловых щелевых элементов. Результаты с учетом поправочных коэффициентов меня удовлетворили. Считал также перепад давления на оболочке в районе носка для определения ее устойчивости. Очень хорошее впечатление произвела техподдержка. С Александром Щеляевым (alex@flowvision.ru) я много и плодотворно переписывался, он терпеливо вникал в мои проблемы.
Вам он, надеюсь, тоже сможет помочь. Сравнение продувок с численным экспериментом имеет свои тонкости. Вот что писал об этом Александр.
Программы Расчет Обтекания Профиля Крыла
Работа одесситов по несжимаемой жидкости. Суть моей претензии в том, что мы опять не видим условия проведения эксперимента - ни степени турбулизации на входе, ни степени турбулизации вблизи объекта. А какая у них задняя кромка в эксперименте? Острая, тупая или скругленная? А на сколько отличается форма изготовленного профиля от того, что на бумаге? А ведь это напрямую влияет и я видел работы, где все это приводится.
И это мы еще не говорим про разницу между двумерной и трехмерной постановкой задачи. Было бы интересно увидеть продувку данного профиля в другом пакете с такой же моделью турбулентности. Надеюсь скоро наши орлы завершат работу по новым граничным условиям, на основе экспериментальных профилей для членов уравнения турбулентности. А еще чуть попозже грядет большая доработка по следам работы с ребятами из ГосНИИАСа, где сидят товарищи давно занимающиеся турбулентностью. При расчете надо понимать, адекватны ли выбранные расчетные методы и коэффициенты их настройки поставленной задаче.
Для примера фрагмент моей с Александром 2009 года переписки. Юрий Швед: Александр, здравствуйте. К теме несовпадения данных расчета и эксперимента появились новые данные.
А именно: В моем случае, как Вы знаете, исследуется двумерное течение. Расчетная область вдоль течения имеет длину 42 метра. Скорость течения - 6 м/с. Согласно рекомендациям в Руководстве, для моего случая можно принять в неявной схеме фиксированный шаг 42/6/10=0,7 (кстати, там не разъяснено, почему задавать фиксированный шаг лучше, чем число КФЛ, и как определяются оптимальные пределы числа КФЛ, в том числе в неявном методе). Если принять данное число, то получаемые аэродинамические характеристики профиля оказываются наиболее низкими, при этом невязка и погрешность малы. Также оказываются малы и различия значений параметров на соседних итерациях. Выставив фиксированный шаг равным 0,2, я получил аэродинамическое качество профиля на несколько единиц выше и ближе к экспериментальному, при этом невязка и погрешность остались на столько же низкими, равно как и различия значений параметров на соседних итерациях.
Если же я задаю не фиксированный шаг, а число КФЛ в неявной схеме (КФЛ=1 и Макс.шаг=1), то невязка по давлению и погрешность становится больше, различия значений параметров на соседних итерациях существенно увеличиваются, но при этом результаты расчета показывают аэродинамическое качество профиля существенно выше и ближе к экспериментальному на исследуемом угле атаки (К=25 на 10 градусах). При этом во время расчета в графе 'Шаг по времени' отображается совсем мизерное число - 0.00011281. Может быть загвоздка связана с настройкой именно этих параметров? Уточните пожалуйста, какой выбор шагов наиболее приемлем в моем случае? Александр Щеляев: Вообще, разницы между Курантом и физическим шагом никакой нет, в принципе. Просто в первом случае Курант постоянный, а шаг интегрирования, рассчитываемый на его основе и на основе явного шага в области, может гулять от итерации к итерации.
Если задавать явным образом шаг интегрирования, то имеем постоянный итерационный параметр. Тут уж дело вкуса. Мы обычно привязываемся к Куранту, т.к. Это позволяет быстро оценить порядок шага интегрирования в тех задачах, где непонятная величина характерной длины пролета. Просто это удобно.
К вопросу о влиянии Куранта на ход решения, то советую поглядеть как себя ведет какая-нибудь характеристика по итерациям. Возможно, что когда мы шагаем с большим шагом, то искусственно размазываем решение и невязка падает. Если идем с малым шагом, то невязка может скакать, т.к. Мы более углубляемся в нестационарность процесса, но, вполне возможно, что вы видите еще неустановившееся решение. К вопросу о профилях. Не далее как вчера общался с ребятами из ФАЛТ МФТИ, что рядом с цагами сидят. Они еще раз подтвердили мой тезис, что при сравнении расчета с экспериментом, касаемо двухмерных задач, нужно очень и очень тщательно подходить к тому что это за эксперимент.
Они уже отправили в мусор большую часть атласов профилей. В качестве альтернативы можно работать с SolidWorks Flow Simulation. Ограничения последней по сравнению с FlowVision к нашим задачам не относятся. Витальевичи мы. Редактировалось: yuriy-shved (17 Фев 2013), всего редактировалось 4 раз(а). FloWorks в SW пробовал, дул целиком полкрыла, без воздухозаборников, была идея выяснить оптимальную форму в плане и крутки.
Во-первых, выяснилось, что нужен суперкомпьютер. Считалось сутками. Во-вторых, результаты в разы отличаются от выбора коэффициентов, значения которых взять неоткуда. То есть, подразумевается, что нужно их подбирать для точного соответствия, проводя при этом натурные замеры. Работа будет двойной.
Это оправданно в случае крупной серии или большой рентабельности. В-третьих, кое-что полезное все же выяснилось, по видимым линиям течения в 3D, а именно картина обтекания законцовок оказалась довольно необычной.
Несмотря на невысокое соответствие с реальностью, удалось сравнить модели с разной арочостью, сужением и круткой и сэкономить массу средств и времени на шитье нескольких прототипов (впрочем, один 'лишний' в результаты веры в истинность мегарасчетов, был все-таки пошит). Относительно воздухозаборников-на их острых кромках просчитать ничего невозможно: разве что сделать там сетку 0,01 мм, сравнимую с толщиной ткани.
Угол атаки 7.15 градусов крыло при таком отклонении клевант (Су около 2,2) соответствует скорости реального крыла 5,5 м/с, а не 8,5 м/с. Друзья, буду рад ответить непосредственно на все вопросы по моделированию в FlowVision. Предвосхищая многие вопросы сразу хочу расставить точки над Ы в вопросах моделирования обтекания такой неудобной для моделирования обтекания формы как крыло.
Во-первых, все зависит от числа Рейнольдса. Если это малые рейнольдсы порядка сотни тысяч, то мы попали. Придется мельчить сетку, ловить точку перехода, которая в общем случае может висеть уже в оторвавшемся от крыла потоке, а после турбулизации поток присоединяется обратно на крыло.
Ловить такие вещи можно, но это в некотором роде искусство расчетчика. Мы с ЦАГИ потратили 3 года на понимание этого эффекта в расчетах и работы по автоматизации этой кухни продолжаются. Во-вторых, все зависит от режима обтекания - отрывное или безотрывное. Если есть отрыв, то нужно мельчить сетку, чтобы точно предсказать точку отрыва, потому что точка отрыва есть точкой встречи двух потоков.
Один поток по направлению совпадает с набегающим, а второй после точки отрыва течет как-то по своему - в ту же сторону, но с сильными вторичными возмущениями или ему навстречу (в зависимости от глубина отрыва). Сила трения имеет разый характер до и после точки. В любом случае вывод для нас для всех печальный - расчет крыла это удел суперкомпьютерных вычислений. Нужно иметь от 20 до 60 млн расчетных ячеек на такие задачи. Если уважаемому сообществу нужно, то мы можем замутить расчетный проект, который будет общественно полезен для всех, а не для отдельных изготовителей паракрыльев.
Редактировалось: aschelyaev (23 Дек, 12:58), всего редактировалось 1 раз. Отрыв потока с самого начала в любом случае есть.
Потому что обтекание в любом случае начинается с острой кромки воздухозаборника. Это если не считать мелкие секции без воздухозаборников на концах крыла.
Но там такая точность исполнения профиля, что говорить о расчетах даже как-то неудобно. Да и швы для раскраски купола как правило выглядывают за пограничный слой. Слава богу, что турбулентное обтекание начинается сразу с острой кромки воздухозаборника и немного маскирует все швы. Но в любом случае начало турбулентного потока прямо с кромки воздухозаборника и само ее наличие вносит существенные отличия, которые выделяют парапланерное крыло среди всех остальных уже хорошо изученных профилей. Кроме того, принципиально тупая задняя кромка так же вносит немало отличий от обтекания обычных хорошо изученных профилей. Ну а ячеистость поверхности крыла вообще заставляет отказаться от рассмотрения двумерных моделей обтекания.
Так что на базе готовых программ говорить о сколько-нибудь полезном моделировании парапланерного крыла не стоит. Тут нужно все начинать сначала. Приспосабливать методы изучения обтекания трехмерных тел именно для расчетов создаваемой ими подъемной силы. Это огромная работа, требующая экспериментального отбора наиболее точных методов математического моделирования. Не думаю, что она когда-нибудь окупится, если ячеистое крыло не будет широко применяться в промышленных целях. Так что нам, парапланеристам, еще долго летать на начерченных по наитию, а не на выверенных математикой профилях.