external_aero_applications

© 2011 ANSYS, Inc. December 18, 2011 1

Использование продуктов ANSYS CFD для задач внешней аэродинамики

Антон Ляскин, к.т.н., доц., филиал CADFEM-CIS в ПФО

[email protected]

../Aero_Solution_Main.ppt

../ACT_IV_Aerospace/Additional Aeronautics Literature.ppt

Aero_Applications.ppt

© 2010 ANSYS, Inc., ЗАО «КАДФЕМ Си-Ай-Эс». Все права сохранены. 2

Partners





Конструкция

Пространство

салона

Закрылки

ВСУ

Авионика

Гидравлика

и

пневматика

Мотогон

дола

Крыло

Двигатель

Шасси

Примеры приложений







Передовые технологии

Высокоточное моделирование

• Передовое ПО:

– ANSYS FLUENT , ANSYS ICEM CFD, ANSYS CFX

• Современные модели

• Проверенное качество

– Валидация результатов

– Сертификация процесса разработки по ISO 9001

• Обеспечение превосходства

SAS Simulation of the flow over a FA-5 Fighter Aircraft

Courtesy EADS Germany GmbH - Military Air Systems

DESIDER EU Project





Крыло

• Внешняя аэродинамика

– Передовые модели

турбулентности и ламинарно-

турбулентного перехода

– Лучшие в отрасли методы

построения сетки

• Аэроупругость

– Задачи с односторонней и

двусторонней связью

• Система антиобледенения

• Топливные баки

Courtesy EADS Germany GmbH –

Military Air Systems DESIDER Project





Профиль RAE 2822

Грубая Средняя Мелкая

Элементов 28,925 116,887 471,726

Узлов 58,480 235,040 946,000

Max. Aspect Ratio 523 1,410 5,965

Min. Grid Angle 46.0 51.3 52.7

Avg. Y+ 34.5 6.6 0.6





Профиль RAE 2822:

Коэффициент давления

• Схема дискретизации 2го порядка

• Для всех сеток критерий сходимости, RMAX = 10-5 -1.5

-1.0

-0.5

0.0

0.5

1.0

1.5

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0

x/c [-]

CP

[-]

Experiment alpha = 3.19°

Coarse Grid

Medium Grid

Fine Grid





Профиль RAE 2822:

Коэффициент давления

• Fine Grid, RMAX = 10-5 -1.5

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1

x/c [-]

CP

[-]

CFX alpha = 2.82°

CFX alpha = 3.19°

Experiment alpha = 3.19°

Геометрический угол атаки αgeom =

3.19° в трубе

→ Расчет для безграничного

потока на эффективном угле

атаки

Поправка на интерференцию со

стенками трубы

[AGARDograph No. 109]

→ αeff = 2.82 °





Результаты

• Сводка погрешностей:

– Погрешность итерационного метода (остаточные

невязки) (0.2 %)

– Погрешность дискретизации (1.6 %)

– Систематическая погрешность (20 %)

• Коррекция угла атаки

– αgeom = 3.19° → αeff = 2.82°

• Расчетные значения аэродинамических к-тов

– Хорошее согласование с экспериментом (ΔCD=7%,

ΔCL=0.4%)

• Заниженный пик разрежения (x/c 0.04)

– В эксперименте турбулизаторы на x/c 0.03





ЛА с КОС: Малые дозвуковые

скорости

• M = 0.118, 0° < α < 45°

Part of this work was supported by research grants from the European

Union under the FLOMANIA project G4RD-CT2001-00613.

• Эксперимент для валидации модели

турбулентности

• Эксперименты TU München

(Breitsamter)





Отрыв

AIAA Drag Prediction Workshop

2003

Отрыв





Трансзвуковое обтекание

крыла DLR F-5

Shock Induced

Laminar Separation Turbulent

Reattachment

Inlet Mach number = 0.82

Reynolds number = 1 500 000

Contour plot of Skin Friction

Тестирование модели ламинарно-турбулентного перехода





Flying Wing Model

• M = 0.118, -5° < α < 25°

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

0 5 10 15 20 25

Cxa,C

ya

Cya

Cxa

Cxa exp

Cya exp

Расчет CAD-FEM GmbH, Москва,

эксперимент ЦАГИ





Закрылки и устройства

управления подъемной силой

• АДХ

– Су, Сх

• Нестационарные процессы

– Выпуск и уборка

– Аэроупругость

• Акустика

McDonnell Douglas 30P-30N 3-Element Flap





Механизированный профиль с

ламинарно-турбулентным переходом

Slat transition:

CFX = -0.056

Exp.= -0.057

Error: 0.1 %

Tu Contour Re = 9 million

Mach = 0.2

C = 0.5588 m

AoA = 8°

Exp. hot film

transition

location

measured

as f(x/c)

Main upper transition:

CFX = 0.068

Exp. = 0.057

Error: 1.1 %

Main lower transition:

CFX = 0.587

Exp. = 0.526

Error: 6.1 %

Flap transition:

CFX = 0.909

Exp. = 0.931

Error: 2.2 %

McDonnell Douglas 30P-30N 3-Element Flap





Фюзеляж вертолета Eurocopter с

ламинарно-турбулентным переходом

Полностью

турбулентный

расчет

Красный:

Рециркуляци

онные зоны

Ламинарный

погранслой

Расчет с

моделью

перехода

Переход





Профиль Aerospatial A с ламинарно-

турбулентным переходом





• Область с повышенными требованиями к точности моделируется с помощью вихреразрешающих методов

• В ограниченной области используется LES или Wall-Modelled WMLES

• Нужна связь LES и RANS зон через интерфейс

• Зона LES треует соответствующего разрешения по пространству и времени

Embedded/Zonal Large Eddy

Simulation (ELES, ZFLES)

LES zone Rest: RANS zone





Сопряженное зональное

моделирование

ZONE 1

RANS Model LES Model

Стенка

Стенка

ZONE 2

Нужны алгоритмы перехода между двумя

принципиально разными моделями на

интерфейсах 1 → 2 и 2 → 3

Подобласть LES встроена в область с RANS или SAS

моделью

ZONE 3

RANS Model

Синтетическая турбулентность генерируется при переходе от RANS к LES





Zonal LES: ANSYS-CFX

• Порядок работы

– (U)RANS решение

– Выделение LES-зоны kRANS





Zonal LES

kRANS kLES



– Выделение LES-зоны

– Источниковый член

уравнения k внутри

LES-зоны:

C (kLES kRANS)





Zonal LES: Model description

Активируется

одновременно

kRANS



– Выделение LES-зоны

– Источниковый член

уравнения k внутри

LES-зоны:

C (kLES kRANS)

Источники импульса на

RANS-LES интерфейсе

порождают пульсации





CFX R14

• Zonal LES с

принудительной

турбулизацией

– LES-зона задается CEL

A mixing layer with resolved turbulence using SAS initiated

by the forcing model





Гиперзвук

• M = 7.27, α = 2.8°

• С учетом/без учета

лучистого теплообмена





Высокоскоростное обтекание

цилиндрического снаряда

• Carbuncle fix обеспечивает

устойчивость решения

Схема High Resolution with carbuncle fix

• Carbuncle fix использует

индикатор скачка






цилиндрического снаряда

• Синяя – upwind; Красная – high resolution; Штрих - теоретическое

положение скачка

• Положение скачка предсказывается точно, «смаз» на 6-7 узлов





Вход в атмосферу

• M = 2.6, 0° < α < 8°

Нормальная сила

Момент






тела с иглой Осватича

• M = 4.5, 0° < α < 20°

P. Gnemmi, J. Srulijes, K. Roussel, K. Runne, ″Flowfiled around Spike-Tipped Bodies for High

Attack angles at Mach 4.5″, AIAA J. of Spacecraft and Rockets, Vol.40, N°5, pp.622-631





Дальнобойный вращающийся

артиллерийский снаряд

C. Berner, V. Fleck, A. Dupuis, ″Experimental and Computational Analysis of a Long Range

Spinning Artillery Shell with Lifting Surfaces″, 20th International Symposium on Ballistics,

Orlando, FLA, 23-27 September 2002

Вращающаяся область

“frozen rotor” interface

Неподвижная область





• Линии тока на 50%

хорды килей

• M=0.6, α=7°, δ=4°

ω=0 rad/s ω = 1000 rad/s

Дальнобойный вращающийся

артиллерийский снаряд





Non-circular cross-

sections

Wrap around fins

Grid fins

Снаряды различных

конфигураций





Пенетраторы, формируемые

взрывом

• 4.0 < M < 6.0, 0° < α < 6°

TRUNCATED (F5)

SIDE VIEW OF EFP F7

TRUNCATED (F4)

ASYMMETRIC (F6)

ASYMMETRIC (F7)

Asymmetric Shape Effec ts

C. Berner, V. Fleck, ″Pleat and Asymmetry Effects on the Aerodynamics of Explosively Formed

Penentrators″, 18th International Symposium on Ballistics, San Antonio, TX, 15-19

November 1999





ANSYS CFD – Передовые

технологии моделирования

• Динамические сетки (деформируемые,

перестраиваемые) – CFX[+ICEM CFD], Fluent

• Adjoint Solver - Fluent

• Mesh Morpher + Optimizer - Fluent

• Immersed Solid Method - CFX





FLUENT – Динамические сетки

Перестройка сетки

решателем

• Поле давления для

M = 0.8

• При отделении ПН

придается как

вертикальный, так и

горизонтальный

импульс. Затем ПН

сносится потоком

• Используется 6DOF-

решатель





FLUENT – Динамические сетки

Предварительный просмотр перестройки сетки





CFX – Динамические сетки с

перестройкой в ICEM CFD





FLUENT - Adjoint Solver

• Adjoint Solver

– Предоставляет информацию,

которую невозможно получить

другим путем

– Вычисляет частные

производные инженерного

параметра по входным

величинам

– Пока доступны инженерные

параметры

• Подъемная сила

• Сопротивление

• Перепад давления

Adjoint Solver:

Чувствительность

сопротивления к

форме

Adjoint Solver:

Чувствительность

прижимной силы к

форме





Adjoint Solver –

Чувствительность к форме

Чувствительность к форме: Чувствительность выбранного

параметра к изменению положения граничных узлов

mesh

nnxwDrag .)(

Коэффициенты чувствительности:

Вектора на граничных поверхностях

Перемещения узлов

Визуализация чувствительности

• Скалярная или векторная

• Позволяет выявлять

чувствительные области

• Где и куда надо перемещать

узлы для наибольшего изменения

выбранного параметра.

• Поле коэффициентов зависит от

поля течения и выбранного

параметра.

Drag sensitivity for NACA0012





Adjoint Solver – Оптимизация

Поток

Можно использовать для

оптимизации!

• Чувствительность подъемной

силы к форме

• Морфинг сетки

• Чувствительность к форме →

чувствительность к положению

контрольных точек





Adjoint Solver – Адаптация сетки

Адаптация сетки на основе

сопряженного решения

• В областях с наибольшей

чувствительностью – наибольшее

влияние погрешности дискретизации

• Можно адаптировать сетку в этих

местах!

Исходная сетка

Адаптированная сетка

Сопряженное решение

Чувствительность сопротивления





Fluent – Mesh Morpher

• Использует систему контрольных точек,

перемещение которых деформирует сетку






• Деформация рассчитывается из перемещения

контрольных точек






• Возможна последовательность деформаций






• Можно задавать число контрольных точек





Fluent – Optimizer

• Безградиентные методы

– Используются только значения целевой функции

• Алгоритмы

– Compass • Шаги на восток, запад, север, юг (в пространстве проектных

переменных). Смещаемся в наилучшую из точек. Если улучшения нет – уменьшаем шаг вдвое.

– Powell

– Rosenbrock • Аппроксимация градиентов

– Simplex

– Torczon • Улучшенный симплекс-метод. Медленная сходимость.





CFX – Immersed Solid

• Способ моделирования

движущегося тела без

перестройки сетки

• Сетка для газа охватывает

всю область

• На нее накладывается

сетка для твердого тела

• Решатель находит узлы

сетки для газа, попавшие

внутрь твердого тела

• Скорость газа в этих

областях приравнивается к

скорости тела • Область тела

– Качество сетки не играет роли

• Область газа

– Возможна сетка любого типа

– Для узлов внутри тела (immersed solid, IMS) V = Vsolid





Сравнение подходов

• Immersed Solid Method

– Неподвижная сетка для газа

– Подвижная сетка для тела

– Для перекрывающихся узлов

V = Vsolid

– Проблемы с разрешением пограничного слоя (но см. след. слайд!)

• Mesh resolved method

– Граница тела разрешается сеткой для газа

– Движение тела порождает деформации сетки

– Для граничных узлов на поверхности тела V = Vsolid

– Можно построить хорошую сетку в погранслое





CFX – Immersed Solid

• Новая модель для погранслоя

(R14)

• Находятся «наружные» узлы в

сетке для газа, ближайшие к

поверхности и задается

постоянство касательные

напряжений (ламинарный

погранслой) или

масштабируемая функция

стенки (турбулентный

погранслой) для вычисления

источниковых членов

Boundary-fitted mesh

Immersed Solid (default)

Immersed Solid with Boundary

Model





Спасибо за внимание!




external_aero_applications

Documents

ansys cfd

ansys fluent

ansyscfx urans

ansys cfx iso

ansys icem cfd

rans model rans

cfx alpha

rans zone