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#
※ 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
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=0.65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=0.96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
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
関連ページ#
- 圧縮性流体解析ソルバー Advance/FOCUS-i
- 産業分野:航空宇宙
- 産業分野:産業機械
- 解析分野:流体