Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM

Transcripción

1 CASOS PRACTICOS

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3 Ejemplo 1: Mixing ELBOW (2D) MALLADO DEL DOMINIO Seleccionar el solver Crear una malla de fondo Crear los vértices Crear lados (curvos y rectos).... Mallar el modelo Implementar tipo de condiciones de contorno Salvar y exportar la malla EJECUCIÓN DEL SOLVER Leer la malla *.msh Seleccionar solver

4 Ejemplo 2: Subsonic circular bump (-2,2) 22) (3,2) M=0.6 y (-2,0) (-0.5,0) (0.5,0) (3,0) GAMM Workshop, Numerical Methods for the Computation of Inviscid Transonic Flows with Shock Waves, Notes on Numerical Fluid Mechanics, vol. 3, Vieweg, Braunschweig, Germany, 1981

5 Ejemplo2: Bump CELDAS 1160 CELDAS 5192 CELDAS CELDAS CELDAS CONTORNOS DE NÚMERO DE MACH COEF FICIENTE DE PRE ESIONES EJE X

6 18000 Ejemplo 2: Bump celdas celdas 5192 celdas 1160 celdas FUER RZA VERTICAL SO OBRE EL "BUMP " (N) Primer orden Segundo orden 2000 Tercer orden MUSCL 234 celdas INVERSO DEL NUMERO DE CELDAS

7 Ejemplo 3: Supersonic circular bump (-1,1) 11) (2,1) M = (-1,0) (0,0) (1,0) (2,0) GAMM Workshop, Numerical Methods for the Computation of Inviscid Transonic Flows with Shock Waves, Notes on Numerical Fluid Mechanics, vol. 3, Vieweg, Braunschweig, Germany, 1981

8 Ejemplo 4: Onda de choque oblicua M 1 ONDA DE CHO OQUE β (deg) M 1 = 2 M 1 =3 M 1 = 5 M 1 = β θ AN NGULO DE LA γ = ANGULO DEFLECTADO θ (deg)

9 Ejemplo 5: Reflexión de Mach

10 Ejemplo 6: Scramjet Inlet Flow w M = T = 300 K P = Pa w º w 0.2 w º w 1.1 w w w w w = 0.15 m. Kumar, A., Numerical Analysis of the Scramjet Inlet Flow Field Using Two-Dimensional Navier- Stokes Equations, AIAA Paper , 1981

11 Ejemplo 7: Interacción onda de choque borde de ataque circular M o = 8.03 p o ρ o y x (-3,-6) (0,6) (0,1.5) y M o = α = 12.5º p = p o ρ = ρ o (-3,-0.513) (0,-1.5) x Stewart, J. R., Thareja, R. R., Wieting, A. R. and Morgan K., Application of Finite Element and Remeshing Technique to Schock Interference on a Cylindrical Leading Edge, AIAA Paper , 1988 (-3,-6) (0,-6)

12 Ejemplo 7: Resultados experimentales THETA P/P P/P 0 2 INTERACCIÓN ONDA DE CHOQUE BORDE DE ATAQUE (DISTRIBUCION DE PRESIONES SOBRE EL CILINDRO) ANGULO (deg)

13 Ejemplo 8: Blunt Body M o = 2.94 axilsimétrico Viviand and Ghazzi, Numerical Solution of the Compresible N-S Equations at High Reynolds Number with Application to the Blunt Body Problem, Lec. Not. Phy. Vol. 59, 1976

14 Ejemplo 8 DISTRIBUCIÓN DE PRESIONES SOBRE LA SUPERFICIE DE LA ESFERA A/R P/P P/P LONGITU DE ARCO / RADIO

15 Ejemplo 9: Tobera cónica (0,2.5) R = 0.8 in ε = 6.6 g M = 3.6 p p = exit c s (7.282,2.055) R = 0.8 (1.7,0.315) (2.554,1.3) ~20 nodos ~15 nodos R g = 0.5 Δs min = º ~100 nodos ~30 nodos (0,0) (1.8,0) (2.554,0) (2.9,0) (7.282,0) Loth et al. Formation of Shocks within Axisymetric Nozzles, AIAA Journal, Jan. 1992, pp

16 Ejemplo 9 x(in) Mach axis RO DE MA CH NÚME x(in) Mach wall RESULTADOS EXPERIMENTALES (Tobera cónica) EJE PARED DISTANCIA A LO LARGO DEL EJE (in)

17 Ejemplo 10: Flujo en un escalón V H 2H x r x r H laminar ρ VH Re= μ Re H ρ = 1 Kg/m 3 μ = Kg/m-s H = 0.01 m.

18 Ejemplo 11: Transición laminar-turbulento V H 2H x r 10 H Re = x ρ Vx μ ρ = 1 Kg/m 3 μ = Kg/m-s H = 0.01 m.

19 Ejemplo 11: Transición laminar-turbulento