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翼周りの3次元定常RANS解析#

計算手法と気流条件のまとめ#

計算手法と気流条件のまとめ

※ 参考URL: 3D ONERA M6 Wing Validation for Turbulence Model Numerical Analysis - SA-neg Model Results

計算に用いた計算格子#

  • Hexa/Prizm系の複合格子を使用
  • 翼端にはPrizm格子を適用

計算に用いた計算格子

計算に用いた計算格子

表面圧力分布の可視化例#

  • 翼の付け根のほうでは衝撃波による圧力上昇が2回生じる
  • 翼端のほうでは衝撃波による圧力上昇が1回生じる
  • Λ型の衝撃波が形成されているのが見てとれる
  • 計算時間は弊社PC環境で約5時間(1,075,200要素で1万ステップ程度の時間進行の場合)

表面圧力分布の可視化例

表面圧力分布の実験との比較検証例#

η=0.2における圧力分布の場合#

  • スパン方向における翼端位置をη=1として正規化 ➡ η=0.2における圧力分布で比較
  • 翼の付け根のほうでは衝撃波により圧力上昇が2回生じる
  • 実験値は参考URL1を参照している

η=0.2における圧力分布の場合

η=0.65における圧力分布の場合#

  • スパン方向における翼端位置をη=1として正規化 ➡ η=0.65における圧力分布で比較
  • 翼の付け根のほうでは衝撃波により圧力上昇が2回生じる
  • 実験値は参考URL1を参照している

η=0.65における圧力分布の場合

η=0.96における圧力分布の場合#

  • スパン方向における翼端位置をη=1として正規化 ➡ η=0.96における圧力分布で比較
  • 翼端のほうでは衝撃波による圧力上昇が1回生じる
  • 実験値は参考URL1を参照している

η=0.96における圧力分布の場合

揚力係数の比較検証#

  • 実験の揚力係数はCL=0.258
  • FineメッシュでCL=0.2693
    • 誤差4%程度
η=0.96における圧力分布の場合
要素数と揚力係数
η=0.96における圧力分布の場合
揚力係数

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