Моделирование вихревых структур в следе за профилем

[pic 1][pic 2]

Оценка         

Руководитель курсового

проектирования        

Члены комиссии        

Дата защиты        

ОТЧЕТ

о курсовой работе

по теме: Моделирование вихревых структур в следе за профилем

по дисциплине: Моделирование физических процессов в турбомашинах

Студент:                                

        (ФИО)        (Подпись)

Группа:                

Екатеринбург

2021

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ3

1. Построение профиля NACA 0012 и его упрощения4
2. Построение расчетной сетки6
3. Задание граничных условий7
4. Процедура моделирования CFD8
5. Результаты анализа и верификация по техническому отчету11

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ13

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы: Проблематика, связанная с обтеканием профилей, по-прежнему привлекает внимание аэродинамиков. Нестационарные вихревые поля являются источником акустических возмущений. В данной работе анализируется распространение крупномасштабных вихревых структур в ближнем турбулентном следе за профилем NACA 0012 при варьировании углом атаки от 0 до 15.[pic 3][pic 4]

Объект исследования: Профиль NACA 0012

Цель работы: Проанализировать вихревые структуры в следе за профилем NACA 0012 при варьировании углом атаки от 0 до 15. Провести верификацию по техническому отчету [2].[pic 5][pic 6]

Задачи для достижения цели данной работы:

• Анализ технического отчета и различной литературы по данной тематике;
• Построение профиля NACA 0012 по координатам точек;
• Построение расчетной сетки;
• Задание граничных условий;
• Провести анализ результатов расчетного исследования.

1. Построение профиля NACA 0012 и его упрощения

Профиль NACA 0012 является классическим симметричным профилем с аналитическим заданием координат точек верхней и нижней дужек контура (табл. 1).

Таблица 1

Координаты точек верхней и нижней дужек контура профиля NACA 0012 [4]

[pic 7]

Длина хорды выбирается в качестве линейного масштаба обезразмеривания. Решение задачи строится в поточной системе координат (x, y), имеющей начало в середине хорды, а ось x ориентирована по направлению невозмущенного потока.

Наклон хорды профиля по отношению к вектору скорости невозмущенного потока U задается углом атаки α.

Геометрия с круглым входом была сделана для того, чтобы не перестраивать сетку для каждого угла атаки. Изменение угла атаки задавалось в Setup  Velosity Inlet с помощью синуса и косинуса угла (компоненты Vx и Vy).[pic 8]

Задача обтекания несжимаемой вязкой жидкостью профиля NACA 0012 решается в расчетной плоскости, которая показана на рисунке 1.

В работе используется 2D-модель аэродинамического профиля NACA 0012. Длина хорды равна 1 м. Входное сечение находится на расстоянии 20 м от аэродинамического профиля, а выходное сечение удалено на 31 м. Границы объема отстоят на 20 м выше и ниже аэродинамического профиля, чтобы избежать влияния границ.

[pic 9]

Рисунок 1 – Построение геометрии профиля NACA и его расчетной области

Размеры:

[pic 10]

Расчетная область была разбита на 6 частей для упрощения построения сеточной модели (рис. 2).

[pic 11]

Рисунок 2 – Разбиение расчетной области на части

1. Построение расчетной сетки

Для деления объема на зоны используется блочный подход. Зона, расположенная ближе к аэродинамическому профилю, имеет высокую плотность сетки, полученную путем включения слоя сетки с очень маленьким размером ячеек. Чтобы смоделировать пограничной слой, следует определить значение параметра Y+ для ячеек у стенки аэродинамического профиля. Чтобы рассмотреть вязкий подслой в турбулентном пограничном слое, значение Y+ должно быть меньше 10.