marcolaudisio
Guest
hallo, alle!
ich bin neu im forum und mit einer aerodynamischen analyse des rumpfmotors uav.
wir fügten dem motor einen metallring (eine sekunde, schon gab es eine) hinzu, um die auswirkungen mit dem boden während der erholung auf dem boden des flugzeugs zu erraten. ich möchte die erhöhung des aerodynamischen widerstandes durch den zweiten ring schätzen.
ich arbeite normalerweise nicht mit cfd, ich beschreibe, was ich tue, ich möchte meinungen, wer mehr weiß als ich.
ich werde versuchen, klar zu sein und nicht zu prolisso:
- ich habe das modell 3d in gambit gestrickt, unstrukturierte maschen, 400k-tett-elemente (ich habe verschiedene tests gemacht und dies scheint die schwelle "vernünftig" für nicht mit fließenden ausführungen von mehr als einer stunde, meine arbeit pc ist nichts als...), der rumpf ist etwa zwei meter lang, ich legte es in ein steuervolumen von 21x8x3 metern; der rumpf befindet sich etwa 5 meter vom beginn des volumens, so dass es frei länge hat das volumen ist der unterschied zwischen dem volumen 21x8x3 erstellt in gambit und dem volumen des uav importiert aus iges.
die qualität der maschen ist anständig (ich glaube) auf 400k hat nur 114 elemente mit skewfaktor > 0,75
- die gesichter, die das volumen i begrenzen, wie folgt definiert:
oberflächen von rumpf-motor-achse --> wand
symmetriefläche (i geformt nur die hälfte des axiems) --> simmetrie
obere fläche, untere und parallel zur symmetrie --> wand
suerfice of "entry" des volumens ---> geschwindigkeitseinlass
die oberfläche von "exit" ---->outflow
hier ist mein erster zweifel. zuerst hatte ich ihnen statt abfluss, druckauslass, aber ich realisierte, nach einigen simulationen, dass das volumen nicht "lang" genug ist, um sicherzustellen, dass, stromabwärts, sie haben umgebungsdruck. .
für den rest nutze ich die spalart allmaras-methode, druckbasierte analyse und ich definieren in eingabe die intensität der turbulenz (derzeit habe ich mit 5% versucht, aus der formel kommt ein 2%, aber ich sehe es mehr als einen freien fluss als einen fluss in einem testraum; wir sind bei 65 m/s und am ende mein kontrollvolumen, mit den wandbedingungen, die ich ihm gab, ist wie ein immenser raum einer galerie, nein? vielleicht irrte ich mich. )
ich versuchte, die analyse auch mit der k-epsilon-methode durchzuführen, aber es gibt ein problem, weil es immer viele zellen gibt, in denen fließend gezwungen ist, die turbulente viskosität auf den grenzwert zu begrenzen (ich verließ die 10^5, die von "standard" steht). .ich denke, dass ich mehr elemente in das modell setzen sollte, um diesen fehler nicht zu haben, aber die wahrheit ist, dass ich nicht weiß, wie ich mit den parametern der methode spielen (ich würde die standard verlassen)
mit den entsprechenden referenzwerten finde ich den cd.ok... aber die nettokraft, von der ich die cd auswerfe, muss ich es an allen wänden meiner soliden montage berechnen? ich meine, ich habe die oberflächen des rumpfes, des motors und zwei ringe zusammengefügt, die den motor umgeben, im selben bereich (wand) und es ist an dieser wand, die den widerstand berechnet.
auf den 3 außenflächen des volumens, die auch wand sind, habe ich oberflächliche rauhigkeit gleich null auferlegt, während für die oberflächen des uavs wir auf 10e-6 stehen.
abschließend finde ich meine cd und meine gesamtstärke, aber ich bin mindestens 3 mal darunter, was die daten des letzten fluges mir sagen.... es scheint, dass der motor nach der installation des zweiten rings nicht auf den üblichen schub gelangt, auch es scheint, dass es einen verlust von 60 n hat.... der unterschied, in bezug auf aerodynamischen widerstand, zwischen den beiden konfigurationen (1 ring vs 2 ringe), die ich nur fließend analysierte, beträgt.
ersten dank für die aufmerksamkeit, jeder kommentar und beratung wird gut angenommen! !
gute arbeit!!!
marsch
ich bin neu im forum und mit einer aerodynamischen analyse des rumpfmotors uav.
wir fügten dem motor einen metallring (eine sekunde, schon gab es eine) hinzu, um die auswirkungen mit dem boden während der erholung auf dem boden des flugzeugs zu erraten. ich möchte die erhöhung des aerodynamischen widerstandes durch den zweiten ring schätzen.
ich arbeite normalerweise nicht mit cfd, ich beschreibe, was ich tue, ich möchte meinungen, wer mehr weiß als ich.
ich werde versuchen, klar zu sein und nicht zu prolisso:
- ich habe das modell 3d in gambit gestrickt, unstrukturierte maschen, 400k-tett-elemente (ich habe verschiedene tests gemacht und dies scheint die schwelle "vernünftig" für nicht mit fließenden ausführungen von mehr als einer stunde, meine arbeit pc ist nichts als...), der rumpf ist etwa zwei meter lang, ich legte es in ein steuervolumen von 21x8x3 metern; der rumpf befindet sich etwa 5 meter vom beginn des volumens, so dass es frei länge hat das volumen ist der unterschied zwischen dem volumen 21x8x3 erstellt in gambit und dem volumen des uav importiert aus iges.
die qualität der maschen ist anständig (ich glaube) auf 400k hat nur 114 elemente mit skewfaktor > 0,75
- die gesichter, die das volumen i begrenzen, wie folgt definiert:
oberflächen von rumpf-motor-achse --> wand
symmetriefläche (i geformt nur die hälfte des axiems) --> simmetrie
obere fläche, untere und parallel zur symmetrie --> wand
suerfice of "entry" des volumens ---> geschwindigkeitseinlass
die oberfläche von "exit" ---->outflow
hier ist mein erster zweifel. zuerst hatte ich ihnen statt abfluss, druckauslass, aber ich realisierte, nach einigen simulationen, dass das volumen nicht "lang" genug ist, um sicherzustellen, dass, stromabwärts, sie haben umgebungsdruck. .
für den rest nutze ich die spalart allmaras-methode, druckbasierte analyse und ich definieren in eingabe die intensität der turbulenz (derzeit habe ich mit 5% versucht, aus der formel kommt ein 2%, aber ich sehe es mehr als einen freien fluss als einen fluss in einem testraum; wir sind bei 65 m/s und am ende mein kontrollvolumen, mit den wandbedingungen, die ich ihm gab, ist wie ein immenser raum einer galerie, nein? vielleicht irrte ich mich. )
ich versuchte, die analyse auch mit der k-epsilon-methode durchzuführen, aber es gibt ein problem, weil es immer viele zellen gibt, in denen fließend gezwungen ist, die turbulente viskosität auf den grenzwert zu begrenzen (ich verließ die 10^5, die von "standard" steht). .ich denke, dass ich mehr elemente in das modell setzen sollte, um diesen fehler nicht zu haben, aber die wahrheit ist, dass ich nicht weiß, wie ich mit den parametern der methode spielen (ich würde die standard verlassen)
mit den entsprechenden referenzwerten finde ich den cd.ok... aber die nettokraft, von der ich die cd auswerfe, muss ich es an allen wänden meiner soliden montage berechnen? ich meine, ich habe die oberflächen des rumpfes, des motors und zwei ringe zusammengefügt, die den motor umgeben, im selben bereich (wand) und es ist an dieser wand, die den widerstand berechnet.
auf den 3 außenflächen des volumens, die auch wand sind, habe ich oberflächliche rauhigkeit gleich null auferlegt, während für die oberflächen des uavs wir auf 10e-6 stehen.
abschließend finde ich meine cd und meine gesamtstärke, aber ich bin mindestens 3 mal darunter, was die daten des letzten fluges mir sagen.... es scheint, dass der motor nach der installation des zweiten rings nicht auf den üblichen schub gelangt, auch es scheint, dass es einen verlust von 60 n hat.... der unterschied, in bezug auf aerodynamischen widerstand, zwischen den beiden konfigurationen (1 ring vs 2 ringe), die ich nur fließend analysierte, beträgt.
ersten dank für die aufmerksamkeit, jeder kommentar und beratung wird gut angenommen! !
gute arbeit!!!
marsch
