lab1_2end

1. Гидроаэродинамика: исследование обтекания крыла

Летняя практика
Авторы: Тиханенкова Полина, Быстрова Вера,
Герцог Анастасия
Руководители: Яков Александрович Гатаулин,
Алексей Алексеевич Пожилов

2. Введение

Аэродинамика — это раздел механики сплошных сред, изучающий законы
движения воздушных потоков и механическое взаимодействие между газом и
обтекаемыми твердыми телами.

3. Введение: определяющие параметры

Re — число Рейнольдса – выражает соотношение инерционных и вязких сил
(определяет, является ли обтекание крыла ламинарным или турбулентным)
M — число Маха – выражает соотношение скорости к скорости звука
(определяет, является ли течение сжимаемым, будут ли скачки уплотнения на крыле)
α – угол атаки – угол между направлением вектора скорости
набегающего на тело потока и хордой крыла

4. Введение: подъемная сила и сила сопротивления

Коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления – зависят от Re, M и α
S – площадь под крылом
– скоростной напор
Позволяют определить критический, наивыгоднейший углы атаки и качество крыла K = CL/CD = tgθ
Например, на планере качество обычно около 30, а на дельтаплане — 10).
То есть с высоты в 1 километр спортивный планер сможет пролететь
приблизительно 30 км, а дельтаплан — 10.

5. Введение: методы

Исследования в аэродинамике
Теоретические
например,
формула Жуковского
для подъемной силы
Расчетные
Экспериментальные
Решение уравнений
приближенными методами
на компьютерах
Измерения

6. Цель и задачи расчетной работы

7. Постановка задачи

Крыло NACA-0012
Данный крыловой профиль симметричный, толщина профиля составляет 12% от хорды L.
Течение ламинарное
Среда несжимаемая
При таком маленьком Re такие исследования
могут быть полезны для понимания полета
насекомых (пчелы, мухи, стрекозы),
для создания микролетательных аппаратов,
для разработки и верификации
вычислительных кодов

8. Математическая модель

9. Вычислительная модель: геометрия

L – хорда профиля
Программа Ansys DesignModeler
Блок 1, поворачиваем для каждого расчета,
чтобы задавать разные углы атаки
вход
Граница
блоков
10L
12L
Блок 2, неподвижен
выход

10. Вычислительная модель: расчетная сетка

Программа Ansys Meshing
Сетка структурированная
N – число разбиений по
окружности (равномерное
распределение)
M – число разбиений по радиусу
(сгущение к крылу, k = 1.05)
Отличие по CD и СL грубой сетки от измельченной – 10%, базовой от измельченной – 3%

11. Вычислительная модель: вычислительный код

Программа Ansys CFX
Окно программы
Свойства жидкости
Интерфейс блоков
Метод
Входное граничное условие
Выходное граничное условие

12.

Вычислительная модель: процесс решения
Невязки уравнений

13. Вычислительная модель: постпроцессинг

Программа CFD-Post
визуализация
расчет сил и
коэффициентов сил
Сx
28.5
1
* 200*12 *1*1
2
0.285

14. Результаты: поле скорости, линии тока

Ускорение
Широкий след
узкий след
Торможение
перед крылом
Ускорение
Массированный отрыв
(длина зоны отрыва - 4L)
Нет отрыва

15. Результаты: поле давления

Область пониженного
давления
Область пониженного
давления
Область повышенного
давления

16. Результаты: коэффициенты сил

αнв=18°
Большое
сопротивление
Оранжевые
кривые –
литература
Синие кривые –
данный расчет
Малая
подъемная сила
Качество крыла K = 1.6

17. Выводы

• Качество крыла очень малое - 1,6. На таких числах Рейнольдса
(Re = 200) вязкость воздуха является доминирующей силой,
создает большое сопротивление. Стационарный полет почти
невозможен. Подъемной силы недостаточно, чтобы удерживать в
воздухе даже самый легкий объект. Основной способ получить
подъемную силу в этом режиме (как у насекомых) — это
движение с резкими изменениями угла атаки, вращением и т.д.
• Отличие результатов расчетов с литературными данными
незначительное — менее 5%. Расчет выполнен корректно.

18. Практическая часть: исследование крылового профиля

19. Трубка Пито

Трубка Пито — это базовый
измерительный прибор,
определяющий скорость и объемный
расход жидкостей и газов (включая
воздух). Принцип работы основан на
сравнении полного и статического
давления в потоке и расчете
скорости по уравнению Бернулли
ʋ = 20 м/с

20. Тензодатчик

21. Расчеты

Fd
Fl
5
10
4
3
5
2
0
-40
1
0
-40
-20
0
20
40
-20
-5
-10
0
20
40

22. Расчеты

1
0,5
0,8
0,4
0,6
Положительные 0,3
Ряд1
углы
Ряд2
Отрицательные 0,2
0,4
0,2
углы
0
0
10
20
30
40
0,1
0
0
10
20
30
40

23. Краевые эффекты

Концевые вихри

24. Работа в программе XFOIL для расчёта

Количество разбиений: 45
Количество разбиений: 100

25. График распределения давления по крылу

26. Распределение давления при различных углах атаки

Угол 0°
Угол 10°

27. С учетом краевых эффектов (итог)

0,45
0,4
0,35
0,3
0,25
0,2
0,15
0,1
0,05
0
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
0
10
20
30
0
10
20
30

28. Спасибо за внимание!