Разработка методики расчета аэродинамических характеристик с помощью комплекса ANSYS CFX на примере (стр. 14 из 20)
Рис. 3.7. Координатная диаграмма
при α = 5º.По полученным площадям на диаграммах, вычисленным с помощью системы трехмерного твердотельного моделирования КОМПАС-3DV8 Plus, вычислим аэродинамические коэффициенты профиля.
1.Коэффициент нормальной силы от давления (3.5):
,2.Коэффициент продольной силы от давления (3.5):
3. Коэффициент силы лобового сопротивления от давления (3.7):
,4. Коэффициент подъемной силы от давления (3.7):
,5.Коэффициент силы сопротивления от трения (3.8):
6. Полный коэффициент лобового сопротивления (3.10):
Cх = Cхp + Cхf= 0,019+0,005 = 0,024,
7.Коэффициент суммарной аэродинамической силы (3.11):
8.Коэффициент момента (3.6):
9.Качество профиля (3.12):
10.Коэффициент центра давления (3.13):
3.2 Выполнение численного эксперимента
В данной части главы №3 описаны условия и результаты численного эксперимента с лабораторным профилем. Численный эксперимент выполнялся согласно методике описанной в главе №2.
3.2.1 Описание расчетной области и условии численного эксперимента
Опираясь на критерии, предъявляемые к расчетной области которые были описаны в главе №2, расчетная область для численного моделирования внешнего обтекания плоского лабораторного профиля примет вид (Рис. 3.8.). Так как профиль является симметричным, то создавалась только половина расчетной области с созданной в ней сеткой, с последующим зеркальным отображением и склеиванием созданной сетки в ANSYSCFX с помощью команды Mesh > 
TransformMeshAssembly.
Рис. 3.8. Общий вид расчетной области
Ширина расчетной области a = 0,096м.
Расчет аэродинамических коэффициентов выполнялся для следующих углов атаки α = 0º, 2 º, 5 º .Выбор малых углов атаки связан с тем, что при больших углах атаки возможно возникновение нестационарных течений сопровождающихся пульсациями аэродинамических сил а следовательно неопределенностью и самих аэродинамических коэффициентов. Расчет при угле атаки равном α = 0º проводился в целях контроля симметричности обтекания профиля, что характеризует также симметричность самой сетки.
Расчет выполнялся со следующими параметрами среды:
Наименование среды – Airat 25 C (Газ с постоянными свойствами)
В среду были внесены следующие параметры:
Температура окружающей среды: Т = 300 К;
Давление окружающей среды: p0 = 97,6 КPa.
Коэффициент динамической вязкости,
.Согласно формулам (2.6), (2.7) определим необходимое значение толщины первой пристеночной ячейки, приняв
:
; 
м.Принимаем толщину первой пристеночной ячейки равной
м.Параметры расчетной сетки и вид блочной топологии приведены в таблице 3.4 и на рис. 3.9. Расчетная сетка показана на рис. 3.10.
Рис. 3.9. Параметры ребер и вид блочной топологии
Таблица 3.4
Параметры ребер
| № | Nodes(количество узлов) | Spacing 1(Размер 1-ой ячейки) | Ratio 1(Коэф. Роста размера) | Spacing 2 (Размер 2-ой ячейки) | Ratio 2 (Коэф. Роста размера ) |
| 1 | 60 | - | - | - | - |
| 2 | 50 | - | - | - | - |
| 3 | 80 | 0,00024 | 1,05 | - | - |
| 4 | 40 | - | - | - | - |
| 5 | 80 | - | - | 1,2e-6 | 1,2 |
Рис. 3.10. Общий вид расчетной сетки
Параметры граничных условий такие же, как и в главе №2 с единственным отличие в том, что на граничном условии Inlet (Вход) при каждом расчете задавалась составляющие скорости, в зависимости от угла атаки (Таблица 3.5).
Таблица 3.5
Параметры задаваемой скорости на входе
| α | U, м/с | V, м/с | W, м/с |
| 0 | 36,4 | 0 | 0 |
| 2 | 36,378 | 1,27 | 0 |
| 5 | 36,261 | 3,172 | 0 |
3.2.2 Обработка данных полученных численным расчетом, вычисление АДХ
После выполненного численного эксперимента были получены следующие результаты (Таблица 3.6).
Таблица 3.6
Результаты выполненного численного эксперимента
| α |  , Н |  , Н |  , Н∙м |  , Н∙м |  , Н∙м |
| 0 | 0,156817 | 7,49∙10-5 | 2,74∙10-8 | 4,93∙10-6 | 4,95323∙10-6 |
| 2 | 0,105937 | 1,5706 | -0,00140107 | 0,0398469 | 0,03844583 |
| 5 | -0,15749 | 3,87151 | -0,00347983 | 0,0971254 | 0,09364557 |
где
– продольная составляющая аэродинамической силы действующей на профиль; – нормальная составляющая аэродинамической силы действующей на профиль, – момент от продольной составляющей аэродинамической силы относительно носка профиля; – момент от нормальной составляющей аэродинамической силы относительно носка профиля; – суммарный момент от аэродинамических сил относительно носка профиля равный 
.Также были получены диаграммы распределения коэффициента давления по поверхности профиля, описывающие характер обтекания Рис. 3.11, Рис. 3.12.
Рис. 3.11. Координатная диаграмма
.
Рис. 3.12. Координатная диаграмма
.Аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил определим по формулам:
(3.14)где
– характерная площадь крыла (площадь на виде сверху) равная 
м2.Коэффициент аэродинамического момента вычислим по следующей формуле.
. (3.15)Вычисление всех аэродинамических коэффициентов проводилось с помощью программы написанной в математическом редакторе Mathcad, version 11.0. (приложение 1). Результаты расчета сведены в таблицу 3.7.
Таблица 3.7.
Результат расчета АДК
| α,град |  |  |  |  |  |  |  |
| 0 | 0,0179 | 8,5405∙10-6 | 0,0179 | 8,5405∙10-6 | 4,7066∙10-6 | 0,5511 | 4,7763∙10-4 |
| 2 | 0,0121 | 0,1791 | 0,0183 | 0,1786 | 0,0365 | 0,2046 | 9,7454 |
| 5 | -0,018 | 0,4414 | 0,0206 | 0,4413 | 0,089 | 0,2016 | 21,4392 |
3.3 Анализ результатов физического и численного экспериментов
Из диаграммы
(рис. 3.11) видно, что при численном моделирований, расчет случая α = 0º была получена картина полностью симметричного обтекания (кривые диаграммы легли друг на друга) что говорит об обоснованности использования отраженной сетки. Но при неправильном моделировании даже при нулевом угле атаки на диаграмме можно получить две визуально просматривающиеся разошедшиеся кривые, что будет говорить о том, что при нулевом угле атаки есть подъемная сила!... Данный факт можно объяснить следующим образом. У данного профиля даже при нулевом угле атаки при скорости набегающего потока равной 36,4 м/с, происходит отрыв пограничного слоя в задней части профиля, и образуются два симметрично расположенных вихря (Рис. 3.13). И если профиль недостаточно мелко разбит в области задней части профиля, то моделирование двух вихрей будет вестись некорректно, что приведет к двум не симметричным вихрям, а следовательно и к не симметрии поля давлений вокруг профиля. Пересечение кривых при углах атаки равных 2º и 5º на диаграмме (рис. 3.11) численного эксперимента свидетельствует тоже об отрыве пограничного слоя в конце профиля.