Validierung von Grundlagen: 2D NACA 0012 Schaufelblattvalidierung - Femto Engineering - Femto Engineering

Validierung von Grundlagen: 2D NACA 0012 Schaufelblattvalidierung

Mit Computational Fluid Dynamics (CFD) können wir viele verschiedene Fälle simulieren, von einphasigen internen oder externen Rohrströmungen bis hin zu komplizierten Fällen mit mehreren Phasen, Wärme, Strahlung und DEM-Partikel. In dieser Serie gehen wir auf einige Validierungsfälle zurück.

In diesem Artikel wird ein 2D-NACA 0012-Tragflächenfall validiert. Der Fall basiert auf dem von der NASA aufgestellten Validierungsfall [1][2]. Der Fall besteht aus einem NACA 0012-Tragflächenprofil in einem Fernfeldbereich und einer Mach 0,15-Strömung.

Geomeetrie und Mesh

Das NACA 0012-Tragflächenprofil wird nach folgender Gleichung definiert [1]:

 

y=-0.594689181[0.298222773√x-0.127125232x-0.357907906x^2+0.291984971x^3-0.105174606x^4 ]

 

Das Profil ist so definiert, dass die Profilsehne genau 1 m lang ist und bei x = 0 beginnt und bei x = 1 endet.

Um das Profil herum wird eine Fernfelddomäne gebildet, deren maximale Abmessungen alle 500 m betragen. Das Schaufelblatt befindet sich in der Mitte des Bereichs, ist aber aufgrund seiner Größe im Vergleich zum Bereich im unteren Bild nicht sichtbar.

In der Domäne wird ein unstrukturiertes Netz erstellt, das um das Tragflächenprofil herum und im Kielwasser des Tragflächenprofils verfeinert wird. Dem Profil werden Prismenschichten hinzugefügt, so dass das y+ an der Wand des Profils kleiner als 1 ist.

Figur 1: mesh und Bereich


Figur 2: mesh um das Profil

Einrichtung

Es wird eine kompressible Simulation mit dem RANS-Turbulenzmodell von Spalart-Allmaras durchgeführt, wobei das Fluid als ideales Gas modelliert wird. Die verwendeten Einstellungen sind im Folgenden zusammengefasst. Der Druck ist so gewählt, dass die Reynoldszahl genau 6 Millionen beträgt, mit einer Machzahl von 0,15 und einer Sehnenlänge von 1.

Variable

Wert

Einheit

Temperatur

300

K

Machzahl

0.15

Sehnenlänge

1

M

Reynoldszahl

6E6

Dynamische Viskosität

1.85E-5

Pa-s

Druck

183133

Pa

Ergebnisse

Die Ergebnisse werden mit den von C.L. Ladson [3][4] durchgeführten Experimenten am NACA 0012-Tragflügel und den von I.H. Abbott und A.E. von Doenhoff [5] durchgeführten Experimenten verglichen. Diese Versuche wurden bei einer Reynoldszahl von 6 Millionen durchgeführt. Bei den Experimenten von C.L. Ladson wurde eine Auslösung vorgenommen, d.h. die Strömung über dem Profil bewegt sich über einen Grat, um die Ablösung zu erzwingen. Die Ergebnisse werden auch mit den Experimenten von N. Gregory und C.L. O’Reilly [6] verglichen, die bei einer Reynoldszahl von 3 Millionen durchgeführt wurden und bei denen ebenfalls eine Ablösung erfolgte.

Figur 3: cl-cd-Plot

figur 4: cl-Winkel-Plot

Aus dem Diagramm Widerstand gegen Auftriebsbeiwert (Cd-Cl) und dem Diagramm Auftriebsbeiwert gegen Winkel (Cl-Winkel) lässt sich schließen, dass ein relativ guter Vergleich zwischen den experimentellen Ergebnissen und den Simulationen gezogen werden kann. In der Nähe des Trennungspunktes (Winkel 11˚) stimmen die mit der Simulation ermittelten Auftriebs- und Widerstandskräfte jedoch nicht mehr mit den experimentellen Ergebnissen überein.
Aus der Druckverteilung über dem Profil lässt sich jedoch schließen, dass die Druckverteilung bis zu einem Winkel von 15˚ einen guten Vergleich mit den experimentellen Ergebnissen liefert. Es ist zu beachten, dass für Winkel über 15˚ kein Vergleich durchgeführt wurde.

 

Figur 5: Druckverteilung über dem Tragflügel bei verschiedenen Winkeln

Schlussfolgerungen

Zusammenfassend lässt sich sagen, dass Simcenter StarCCM+ einen guten Vergleich zwischen den experimentellen Ergebnissen der Kräfte an einem NACA 0012-Tragflügel und den Simulationsergebnissen mit dem Spalart-Allmaras-Modell liefert.

Referenzen

[1] https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012_val.html
[2] https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012numerics_val.html
[3] Ladson, C. L., „Effects of Independent Variation of Mach and Reynolds Numbers on the Low-Speed Aerodynamic Characteristics of the NACA 0012 Airfoil Section,“ NASA TM 4074, October 1988
[4] Ladson, C. L., Hill, A. S., and Johnson, Jr., W. G., „Pressure Distributions from High Reynolds Number Transonic Tests of an NACA 0012 Airfoil in the Langley 0.3-Meter Transonic Cryogenic Tunnel,“ NASA TM 100526, December 1987
[5] Abbott, I. H. and von Doenhoff, A. E., „Theory of Wing Sections,“ Dover Publications, New York, 1959
[5] Gregory, N. and O’Reilly, C. L., „Low-Speed Aerodynamic Characteristics of NACA 0012 Aerofoil Sections, including the Effects of Upper-Surface Roughness Simulation Hoar Frost,“ R&M 3726, Jan 1970

Mai 23, 2022
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