SEMINARIO DE SIMULACIÓN PROPULSIÓN.

Transcripción

1 SEMINARIO DE SIMULACIÓN NUMÉRICA EN SISTEMAS DE PROPULSIÓN Juan Manuel Tizón Pulido

2 EJERCICIOS TUTORIZADOS Ejemplo 1: Mixing elbow (2D) Ejemplo 2: Sub/Supersonic circular bump Ejemplo 3: Supersonic circular bump Ejemplo 4: Onda de choque oblicua Ejemplo 5: Reflexión de ondas de choque Ejemplo 6: Scramjet Inlet Flow Ejemplo 7: Oblique shock wave leading edge interaccion Ejemplo 8: Cuerpo romo: Onda de choque de proa Ejemplo 9: Flujo interno: Tobera cónica Ejemplo 10: Flujo laminar: Flujo en un escalón Ejemplo 11: Transición ió laminar turbulento: l t Placa plana Ejemplo 12: No estacionario: Calle de torbellinos Ejemplo13: Flujo turbulento: Bordedeataque enescalónescalón

3 Recordatorio: Rtó Ratón en gambit

4 Ejemplo 1: Mixing i 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 EJECUCIÓN DEL SOLVER Leer la malla *.msh Seleccionar solver

5 Ejemplo 2: Subsonic circular bump (-2,2) (3,2) M=0.6 y (-2,0) (-0.5,0) (0.5,0) (3,0) Movimiento de un fluido compresible (por ejemplo, aire con peso molecular ~ 29) no viscoso (numero de Reynolds alto) que se suministra desde un deposito a una temperatura de 300 K y presión de 1 bar. Para comparacion y validación de resultados consultar: 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

6 Ejemplo2: Resultados CELDAS 1160 CELDAS 5192 CELDAS CELDAS CELDAS CONTORNOS DE NÚMERO DE MACH COEF FICIENTE DE PRE ESIONES EJE X

7 Ejemplo 2: Sensibilidad d a la malla celdas celdas 5192 celdas 1160 celdas VERTICAL SOBR RE EL "BUMP" (N) FUERZA celdas Primer orden Segundo orden Tercer orden MUSCL INVERSO DEL NUMERO DE CELDAS

8 Ejemplo 3: Supersonic circular bump (-1,1) 11) (2,1) (-1,0) M = (0,0) (1,0) (2,0) Movimiento de un fluido compresible (por ejemplo, aire con peso molecular ~ 29) no viscoso (numero de Reynolds alto) que se suministra desde un deposito a una temperatura de 300 K y presión de 1 bar. Para comparacion y validación de resultados consultar: 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

9 Ejemplo 4: Onda de choque oblicua Movimiento supersónico de un fluido compresible (γ = 1.4) no viscoso (número de Reynolds alto) sobre una cuña de angulo θ. 90 PROPIEDADES DE LAS ONDAS DE CHOQUE OBLICUAS M 1 Tareas: Seleccionar un punto de funcionamiento en el diagrama Trazar un dominio de cálculo adecuado Verificar la solución obtenida β Forzar la no existencia de solución disminuyendo el número de Mach de entrada θ AN NGULO DE LA ONDA DE CH HOQUE β (deg g) M 1 = 5 M 1 = 3 M 1 = 2 M 1 = γ = ANGULO DEFLECTADO θ (deg)

10 Ejemplo 5: Rfl Reflexión de ondas de choque Elaborar un ejercicio que ponga de manifiesto los fenómenos de reflxsion regular de ondas de choque oblicuas y la estructura que se forma en el caso de no existir esa solución con el análisis correspondiente. Tómense, un fluido compresible con γ = 1.4, no viscoso. M 1

11 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. VERIFICAR LOS RESULTADOS OBTENIDOS CON LA REFERENCIA: Kumar, A., Numerical Analysis of the Scramjet Inlet Flow Field Using Two-Dimensional Navier- Stokes Equations, AIAA Paper , 1981

12 Ejemplo 7: Oblique shock wave leading edge interaccion 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)

13 Ejemplo 7: Resultados experimentales THETA P/P

14 Ejemplo 8: Onda de choque de proa 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

15 Ejemplo 8 A/R P/P

16 Ejemplo 9: Tb Tobera cónica (0,2.5) R = 0.8 in ε = 6.6 (7.282,2.055) g M = 3.6 p p = exit c s 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

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

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

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

20 Ejemplo 11: Transición laminar turbulento

21 Ejemplo 12: Calle de torbellinos

22 Ejemplo 12: Calle de torbellinos Stokes regime Gradual build-up up of wake Laminar vortex shedding Partly turbulent boundary layer Turbulent vortex shedding C C D, p D, τ << 1 C C D, p D,ττ Separation of laminar boundary layer 1 C C C D, D, τ D p > 1 cst = Completely turbulent boundary layer Critical Reynolds number

23 Ejemplo 13: Borde de ataque en escalón

24 Ejemplo 13: Borde de ataque en escalón

25 Proyecto Final Calle de torbellinos Perfil aerodinámico especial Torbellinos de herradura Cascada de alabes de compresor Cascada de alabes de turbina Tobera contorneada: Tipo Rao

26 Torbellinos de herradura Proyecto Final