Name: پروژه شبیه سازی جریان حول ایرفویل ناکا 4415 در زوایای حمله مختلف در نرم افزار انسیس فلوئنت( Ansys Fluent)
SKU: 9900
Price: 1100000 IRT
Availability: InStock

توضیحات

پروژه شبیه سازی جریان حول ایرفویل ناکا 4415 در زوایای حمله مختلف در نرم افزار انسیس فلوئنت( Ansys Fluent)

دینامیک سیالات محاسباتی (CFD):

دینامیک سیالات محاسباتی(CFD) یکی از بزرگترین زمینه هایی است که مکانیک قدیم را به علوم رایانه و توانمندی های نوین محاسباتی آن در نیمه دوم قرن بیستم و در سدة جدید میلادی وصل می کند. دینامیک سیالات محاسباتی علم پیش بینی جریان سیال، انتقال حرارت، انتقال جرم، واکنش های شیمیایی و پدیده های وابسته به آن به وسیلة حل معادلات ریاضی که قوانین فیزیکی را بیان می کنند، با استفاده از یک فرآیند عددی است. این معادلات شامل پایستاری جرم، مومنتوم، انرژی، ذرات و غیره است. در این روش با تبدیل معادلات دیفرانسیل پاره ای حاکم بر سیالات به معادلات جبری، امکان حل عددی این معادلات فراهم می شود. با تقسیم ناحیه موردنظر برای تحلیل به المان های کوچکتر و اعمال شرایط مرزی برای گره های مرزی با اعمال تقریب هایی، یک دستگاه معادلات خطی به دست می آید که با حل این دستگاه معادلات جبری، میدان سرعت، فشار و دما در ناحیه موردنظر بدست می آید. با استفاده از نتایج بدست آمده از حل معادلات می توان و برآیند نیروهای وارد بر سطوح، و ضریب انتقال حرارت و غیره را محاسبه نمود.اکنون روش دینامیک سیالات محاسباتی جای خود را در کنار روش های آزمایشگاهی و تحلیلی برای تحلیل مسائل سیالات باز کرده است و استفاده از این روش ها برای انجام تحلیل های مهندسی امری عادی شده است. درواقع تحلیل های دینامیک سیالات محاسباتی مکمل آزمایش ها و تجربیات بوده و مجموع تلاش ها و هزینه های موردنیاز در آزمایشگاه را کاهش می دهد. دینامیک سیالات محاسباتی به صورت گسترده در زمینه های مختلف صنعتی مرتبط با سیالات، انتقال حرارت و انتقال مواد به کمک سیال بکار گرفته می شود. از جمله این موارد می توان به صنعت کشتی سازی، صنعت خودروسازی، صنایع هوافضا و بسیاری موارد گسترده صنعتی دیگر اشاره کرد که دانش دینامیک سیالات محاسباتی به عنوان گره گشای مسائل صنعتی مرتبط تبدیل شده است. علی رغم اینکه قدمت دینامیک سیالات محاسباتی در دنیا چندان زیاد نیست، این شاخه از علم در ایران و در سال های اخیر، رشد بسیار خوبی داشته است.

تاریخچه CFD :

سرگذشت پیدایش و گسترش دینامیک محاسباتی سیالات را نمی توان جدای از تاریخ اختراع، رواج و تکامل کامپیوترهای ارقامی نقل نمود. تاحدود انتهای جنگ جهانی دوم، بیشتر شیوه های مربوط به حل مسائل دینامیک سیالات از طبیعتی تحلیلی یا تجربی برخوردار بودند. همچون تمامی نوآوری های برجسته علمی، در این مورد هم اشاره به زمان دقیق آغاز دینامیک محاسباتی سیالات نامیسر است. در اغلب موارد، نخستین کار با اهمیت در این رشته را به ریچاردسون نسبت می دهند که در سال ۱۹۱۰ محاسبات مربوط به نحوه پخش تنش، در یک سد ساخته شده از مصالح ساختمانی را به انجام رسانید. در این کار ریچاردسون از روشی تازه موسوم به رهاسازی برای حل معادله لاپلاس استفاده نمود. او در این شیوه حل عددی، داده های فراهم آمده از مرحله پیشین تکرار را برای تازه سازی تمامی مقادیر مجهول در گام جدید به کار گرفت. از سال های ۱۹۶۰ به بعد صنعت هوافضا روش های دینامیک سیالات محاسباتی را در طراحی، تحقیق، توسعه و ساخت موتورهای هواپیما و جت به کار گرفته است.

روش های عددی مورد استفاده در CFD:

روش های عددی مورد استفاده در دینامیک سیالات محاسباتی عبارت است از:

۱- روش المان محدود؛

۲- روش حجم محدود؛

٣- روش تفاضل محدود؛

4-روش های طیفی.

در بین این روش ها، روش حجم محدود دارای کاربرد بیشتری می باشد و بیشتر نرم افزارهای تجاری، مانند نرم افزار انسیس فلوئنت در زمینه دینامیک سیالات محاسباتی نیز بر مبنای این روش بسط و توسعه یافته اند.

مراحل برنامه CFD:

۱) مدلسازی هندسه مسئله

۲) تولید شبکه مناسب برای حل

۳) انتخاب معادلات مناسب جهت حل

۴) تعریف شرایط مرزی

۵) گسسته سازی معادلات حل

۶) اجرای برنامه کامپیوتری

7) نتایج آماری و نموداری.

ایرفویل

عملاً چهار نیرو بر هواپیما وارد می شود: ١- نیروی رانش(thrust)، ۲- نیروی مقاومت پسا(drag)، ٣- نیروی برآ (lift)، ۴- نیروی وزن (جاذبه) (gravity).

1-نیروی رانش: نیرویی است که در جهت حرکت هواپیما و توسط موتور هواپیما تولید می شود.

2- نیروی مقاومت(پسا) در جهت خلاف حرکت هواپیما ایجاد می شود و نتیجه حرکت هواپیما در داخل سیال است.

٣- نیروی برآ در جهت بالابردن هواپیما بکاررفته و نتیجة حرکت بال هواپیما درون سیال است.

۴- نیروی وزن یا جاذبه برخلاف جهت نیروی برا بوده و نتیجه اثر جاذبه زمین بر روی هر شیء است.

نیروی رانش نسبت مستقیمی با نیروی مقاومت (پسا) دارد هرچه هواپیما نیروی رانش و سرعت بیشتری داشته باشد نیروی مقاومت بیشتری خواهد داشت. برای به وجود آوردن نیروی برآ لازم است که سطوح پروازی طوری طراحی شود که ضمن داشتن حداقل مقاومت در مقابل جریان هوا نیروی برای کافی جهت بلند شدن از سطح زمین را نیز داشته باشد. بدین منظور ایرفویل بال هواپیما طراحی شد که سطح بالایی آن بیشتر از سطح زیرین آن می باشد. باتوجه به این طراحی و خواص چسبندگی سیالات، باد نسبی که در لبه حمله شکافته می شود، سرعت بیشتری نسبت به سطح زیرین آن دارد و با توجه به قانون برنولی (فشار کمتر سرعت بیشتر از این رابطه نیروی برا تشکیل می شود . ۹۰ درصد از نیروی برای به وجود آمده، از فشار کم سطح روی بال می باشد. یکی از راه های افزایش نیروی برآ افزایش زاویه حمله می باشد. در این حالت جهت برخورد باد نسبی به لبه حمله بال تغییر پیدا کرده و درواقع بادی که از روی بال عبور کرده همچنان مسافت بیشتری را طی می کند در نتیجه سرعت بالاتر بر روی بال و فشار استاتیک کمتر که نهایتا برآ بیشتری تولید می شود.

اگر بال افقی با یک صفحه عمودی به موازات خطی که از دماغه تا دم هواپیما امتداد یافته برش داده شود، مقطع حاصل را ایرفویل می نامند. نیروی لیفت تولید شده و خصوصیات آئرودینامیکی ایرفویل بستگی زیادی به هندسه آن دارد. بررسی های انجام شده توسط ناسا (NASA) به دلیل جدایی اثرات انحناء و توزیع ضخامت منظم تر بودند. در نتیجه شاخص NACA به طور منحصر به فردی مقاطع زیادی را تعیین کرد. طبقه بندی متنوعی از مقاطع بال چهار رقمی، پنج رقمی و سری شش NACA (ناکا) وجود دارد.

شکل نمونه شکلی از ایرفویل.

با تغییر زاویه محور ایرفویل نسبت به جریان هوا وضعیت فشار اطراف ایرفویل عوض می شود و مقدار نیروی آئرودینامیکی و جهت آن عوض میشود زاویه های مثبت باعث ایجاد نیروی مثبت و زوایای منفی باعث نیروی منفی می شود.

شکل اثر زاویه ایرفویل بر روی فشار.

با تجزیه این نیروها در راستای جریان دو نیرو به دست می آید: نیروی عمود بر جریان نیروی برا (بالابر یا لیفت) و به نیروی مقاوم خلاف جریان پسا (درگ) تبدیل می شود.

شکل اثرات تجزیه نیروی آئرودینامیکی.

شکل قسمت های مختلف یک ایرفویل.

لبه حمله(leading edge) به مکانی در جلوی ایرفویل گفته می شود که بیشترین انحنا را دارد. لبه انتهایی(trailing edge) یا لبه فرار نیز به مکانی در انتهای ایرفویل گفته می شود که بیشترین انحنا را دارد. وتر(chord) به خطی گفته می شود که لبه حمله ایرفویل را به صورت مستقیم به لبه فرار آن وصل می کند، طول وتر معمولا به عنوان یک مشخصه مهم ایرفویل به کار می رود. خط انحنا (camber line) مکان هندسی نقاطی است که فاصله عمودی آنها از خط وسط دقیقا در وسط بین سطح بالا و پایین ایرفویل قرار گرفته اند. حداکثر ضخامت و مکان آن نیز که از پارامترهای مهم تعیین هندسه ایرفویل هستند که معمولا به صورت درصدی از طول وتر بیان می شوند.

ایرفویل های NACA به دسته ای از ایرفویل ها گفته می شود که توسط سازمان هوافضای آمریکا گسترش پیدا کرده اند. شکل این ایرفویل ها به واسطه یکسری عدد که به دنبال لغت ناکا می آیند توصیف می شود، این کدهای عددی درون معادله هایی قرار می گیرند که سطح مقطع ایرفویل را به دقت تولید می کنند. بر اساس تعداد همین عددها ایرفویل ناکا به سری های چهار رقمی، پنج رقمی، شش و تقسیم می شوند.

در اوایل دهه ۱۹۳۰، کمیته ملی مشورتی هوانوردی (ناکا) – نام پیشین ناسا-با استفاده از شکل ایرفویل هایی که به شکل منطقی و روش مند ساخته شده بودند، به انجام آزمایش هایی مشخص مبادرت ورزید. امروزه، کاربرد بسیاری از این ایرفویل های ناکا متداول شده است. شکل همه ایرفویل های استاندارد ناکا، با تعریف شكل خط خمیدگی میانگین، و سپس تعیین توزیع ضخامت متقارن مشخصی در پیرامون آن به دست می آید. ناکا شکل های مختلف ایرفویل ها را با روشی منطقی شماره گذاری کرده است. نخستین گروه ایرفویل های ناکا، که در دهه ۱۹۳۰ به وجود آمدند، مجموعه چهار رقمی، همانند NACA2412 بود. در اینجا، نخستین رقم، بیانگر خمیدگی بیشینه بر حسب درصد طول وتر، و دومین رقم، بیانگر محل خمیدگی بیشینه در راستای وتر واز لبه حمله بر حسب دهم طول وتر است؛ دو رقم آخر، ضخامت بیشینه را بر حسب درصد وتر به دست می دهند. برای ایرفویل NACA2412 خمیدگی بیشینه، 0.02c است که در فاصله 0.4c از لبه حمله قرار دارد، و ضخامت بیشینه آن 0.12c است. معمولا این عددها را بر حسب درصد طول وتر بیان می کنند، مثلاً ۲ درصد خمیدگی در ۴۰ درصد طول وتر، با ۱۲ درصد ضخامت. ایرفویل بدون خمیدگی را، که خط خمیدگی و خط وتر آن بر یکدیگر منطبق اند، ایرفویل متقارن می نامند. شکل ایرفویل متقارن، در بالا و پایین خط وتر یکسان است.

سری های چهاررقمی:

مقاطع بال چهار رقمی ناکا پروفیل بال را با پارامترهای زیر تعریف می کنند:

رقم اول حداکثر انحنای بال (Camber) را به صورت درصدی از طول وتر بال (Chord) مشخص می کند.

۲-رقم دوم فاصله ماکزیمم انحنا از لبه حمله ایرفویل را به صورت دهگانی و نسبتی از طول وتر توصیف می کند.

۳-دو رقم باقیمانده مقدار حداکثر ضخامت ایرفویل را برحسب درصدی از طول وتر بیان می کنند.

برای مثال اغلب ناکا ۲۴۱۲ دارای ماکزیمم انحنای ۲٪ طول وتر است که در فاصله ۴۰ % (0.4) طول وتر از لبه حمله قرار گرفته و حداکثر ضخامت آن ۱۲٪ وتر می باشد. ماکزیمم ضخامت سری ۴ رقمی به طور پیش فرض در فاصله ۳۰٪ طول و تر از لبه حمله قرار می گیرد. ایرفویل ناکا ۰۰۱۲ یک ایرفویل متقارن است، رقم ۰۰ نشان دهنده این هستند که این ایرفویل هیچ انحنایی ندارد و دارای حداکثر ضخامتی برابر ۱۲٪ طول وتر خود می باشد.

نیروها و ضرائب آئرودینامیکی:

نیروهای آیرودینامیکی هر جسم با هر شکل دلخواه وقتی که در مسیر جریان سیال قرار گیرد، از طرف سیال به آن نیرو و گشتاورهایی وارد میشود. این نیروها ناشی از تغییر در میدان سرعت و در نتیجه آن تغییر در توزیع فشار حول جسم و همچنین نیروهای برشی ناشی از ویسکوزیته سیال در ناحیه نزدیک به دیواره ها هستند. یک هواپیما نیز هنگامی که درون هوای محیط اطراف خود به حرکت در می آید از طرف جریان هوا مقدار مشخصی نیرو به آن وارد می شود که به آن نیروی آئرودینامیکی کل گفته می شود. این نیرو را می توان به دو مؤلفه تقسیم کرد که یکی نیروی لیفت یا برآ و دیگری نیروی درگ یا پسا نامیده می شود.

نیروی لیفت یا برآ: معرفی از نیروی آئرودینامیکی کل که عمود بر جریان می باشد.

نیروی درگ یا پسا: معرفی از نیروی آئرودینامیکی کل که به موازات جریان و در جهت خلاف حرکت می باشد. نیروی وزن، نیرویی که در اثر گرانش زمین به هواپیما وارد میشود و جهت آن از مرکز جرم هواپیما به سمت مرکز زمین است.

نیروی پیشران: نیروی پیشران یا تراست نیروی است که توسط موتور هواپیما تولید میشود و در جهت محور موتور می باشد.

ضرایب آئرودینامیکی:

معمولا برای آن که مقایسه و تحلیل نیروهای مرتبط بایک سطح تولید کننده لیفت آسان تر باشد از یک سری ضریب بیبعد برای این منظور استفاده میشود که به آنها ضرایب آیرودینامیکی گفته می شود.

ضریب لیفت(lift):

ضریب برآیا لیفت که معمولا به صورت C_L نشان داده می شود، یک عدد بی بعد است که نیروی لیفت تولید شده توسط یک جسم را به فشار دینامیک جریان سیال دوردست و مساحت مشخصه آن جسم مربوط می سازد. این جسم تولید کننده لیفت می تواند یک مقطع بال دو بعدی و با یک هواپیما به طور کامل باشد. هنگامی که ضریب لیفت برای مشخص کردن خصوصیات یک ایرفویل دو بعدی به کار میرود مقدار مساحت ایرفویل با توجه به طول وتر آن تعریف می شود. رابطه ضریب لیفت به صورت زیر است:

که در آن L مقدار نیروی تولید شده، ρچگالی سیال، U سرعت جریان و A مساحت سطح خیس شده توسط جریان که از حاصلضرب وتر در طول بال به دست می آید، می باشند. اگر ضریب لیفت به عنوان یک مشخصه از یک شکل خاص ایرفویل به کار رود به آن ضریب لیفت مقطعه گفته می شود. معمولا رایج است که برای یک مقطع ایرفویل مشخص ضریب لیفت آن را بر حسب زاویه حمله به صورت نمودارهایی رسم می کنند تا مطالعه و استخراج داده ها از آن راحت تر صورت گیرد. ضریب لیفت ثابت نیست و تابعی از عدد رینولدز، جهت جریان و اندازه آن می باشد.

ضریب درگ(Drag):

ضریب پسا یا درگ معمولا به صورت C_D نشان داده می شود، یک ضریب بی بعد برای مشخص کردن مقدار مقاومت یک جسم در مقابل جریان سیال اطرافش می باشد. هرچه ضریب درگ جسمی کوچکتر باشد، مقاومت آن در مقابل جریان کمتر است و در نتیجه عبور جریان از اطراف آن آسانتر است. رابطه ضریب درگ به صورت زیر است:

که در آن D مقدار نیروی درگ است و A سطح مقطعی از جسم است که به طور عمود خطوط جریان را قطع می کند. برای مثال این مقدار برای یک ایرفویل از حاصل ضرب ضخامت بال در طول آن به دست می آید.

نیروی درگ انواع مختلفی دارد. اما برای هر جسمی اثرات درگ شامل دو بخش متفاوت است: یکی درگ اصطکاک سطحی که ناشی از تنش های برشی لزج و اثرات زبری سطح است، و دیگری درگ شکلی با درگ فشاری که ناشی از اثر مستقیم فشار استاتیکی که به طور عمود بر جسم وارد می شود، می باشد. از طرفی ضریب درگ برای یک سطح تولید کننده لیفت همانند ایرفویل شامل اثرات القایی نیروی لیفت نیز می باشد، که به آن درگ القایی گفته می شود. همچنین برای یک سازه مانند یک هواپیما قسمت های مختلف آن بر روی یکدیگر اثراتی دارند که به آن درگ تداخلی گفته می شود. معمولا برای یک مقطع خاص مانند ایرفویل خاص اثرات بخش های مختلف درگ از یکدیگر تفکیک نشد و اثرات به صورت یک ضریب بر حسب زاویه حمله و یا بر حسب ضریب لیفت در نمودارهامنظم می شود. درگ نیز ثابت نیست و تابعی از عدد رینولدز، جهت جریان، موقعیت جسم و اندازه آن می باشد.

ضریب فشار:

ضریب فشار که معمولا با C_P نشان داده می شود، یک ضریب بی بعد است که فشار نسبی در یک میدان جریان را توصیف می کند. هر نقطه در میدان جریان مقدار ضریب فشار منحصر به فردی دارد. در بسیاری از حالات آیرودینامیک و هیدرودینامیک مقدار فشار در یک نقطه نزدیک به جسم از ابعاد آن مستقل است. بنابراین میتوان از اطلاعات به دست آمده از توزیع فشار حول یک مدل پیش بینی مقدار فشار در همان نقطه از جسم واقعی با اطمینان استفاده کرد. برای یک سیال تراکم ناپذیر مانند آب ياهوا در سرعت های پایین ضریب فشار به صورت زیر تعریف می شود:

که در آن P_∞ و _∞ ρ و _∞ V به ترتیب فشار، چگالی و سرعت جریان آزاد هستند و P نیز مقدار فشار در نزدیکی جسم است.

واماندگی(stall) و جدایش(separation):

شکل ضرایب لیفت و درگ بر حسب زاویه حمله و پدیده واماندگی در یک ایرفویل.

در شکل فوق ضرایب لیفت و درگ در زوایای حمله مختلف برای یک ایرفویل نشان داده شده است. با نگاهی دقیق تر به این شکل متوجه می شویم که با افزایش زاویه حمله برای ایرفویل ضریب لیفت نیز تقریبا به صورت خطی افزایش می یابد تا این که در زاویه حمله خاص، لیفت به حداکثر مقدار خود رسیده و سپس به طور ناگهانی این روند تغییر کرده و مقدار لیفت شروع به کاهش می کند.

در همین حال مقدار ضریب درگ بعد از این زاویه حمله نیز به صورت چشمگیری افزایش می یابد. این روندی است که برای تمامی ایرفویل ها در هرعدد رینولدزی با تفاوت در زاویه ای که مقدار حداکثر لیفت در آن به دست می آید، اتفاق می افتد. علت این پدیده، جدایش می باشد و به زاویه حمله۔ ای که مقدار حداکثر لیفت اتفاق می افتد، زاويه واماندگی، زاویه استال یا زاویه حمله بحرانی گفته می شود. هنگامی که یک حرکت نسبی بین جسم و سیال وجود دارد، جریان سیال حول جسم را می توان به دو ناحیه تقسیم کرد، یکی ناحیه ای که در آن اثرات تنشهای برشی و نیروهای لزج چشمگیر است و دیگری ناحیه ای که در آن این اثرات قابل صرف نظر کردن است. ناحيهای دارای اثرات اصطکاکی در نزدیکی جسم بوده و به عنوان لایه مرزی شناخته میشود. قسمت اصطکاکی نیروی درگ در این لایه تولید میشود و مقدار این نیرو به خصوصیات لایه مرزی و عدد رینولدز بستگی دارد. برای مثال لایه مرزی آرام نسبت به لایه مرزی و عدد رینولدز بستگی دارد. برای مثال لایه مرزی آرام نسبت به لایه مرزی آشفته نیروهای اصطکاکی کمتری تولید می کند.

شرح پروژه:

در این پروژه شبیه سازی جریان حول ایرفویل ناکا 4415 در زوایای حمله مختلف در نرم افزار انسیس فلوئنت ANSYS FLUENT انجام شده است.

هندسه مسئله:

هندسه مسئله در نرم افزار انسیس Ansys SpaceClaim ترسیم شده است.

شبکه و مش بندی:

برحسب هندسه مسئله، می توان از شبکه بندی های گوناگونی استفاده کرد. یکی از مسائل مهم در روش های عددی، ایجاد شبکه مناسب است. عدم انتخاب صحیح شبکه منجر به نتایج نامطلوبی شده و در بعضی موارد موجب ناپایداری و یا محدودشدن همگرایی حل عددی می شود. از دو روش جبری و حل معادلات دیفرانسیل جزئی، در تولید شبکه با سازمان استفاده می شود. روش جبری ساده ترین روش است. بزرگترین حسن این روش، سرعت تولید شبکه است. همچنین کنترل فواصل شبکه در نقاط لازم توسط این روش ساده تر است، اما هموار نمودن شبکه و عدم اعوجاج این نوع شبکه بندی در هندسه های پیچیده دشوار است. در روش حل معادلات دیفرانسیل، برای محاسبه نقاط، یک دستگاه معادلات دیفرانسیل جزئی حل می شود. همواری شبکه در این روش بهتر از روش جبری است و برای هندسه های پیچیده کارایی بیشتری دارد. معمولاً برای تحلیل جریان اطراف ایرفویل ها از شبکه های مختلفی از نوع C، O و یا H استفاده می شود. در این پروژه از نرم افزار انسیس مشینگ(ANSYS Meshing) به منظور شبکه بندی هندسه استفاده شده است.