Программа аэродинамический расчет дымовой трубы: Программа аэродинамического расчета дымовой трубы – ARDP. Версия 0.9 — Расчет дымовой трубы — Программы для газоснабжения — Каталог файлов

Содержание

Расчет дымовой трубы — Программы для газоснабжения — Каталог файлов

Расчет годовой потребности [1]

«Программа расчета тепловых нагрузок и годового количества тепла»

Расчет гидравлических потерь [1]

Расчет гидравлических потерь газопровода

Перевод единиц давления [1]

Перевод единиц давления из разных систем счисления

Расчет коэффициента сжимаемости [1]

Расчет коэффициента сжимаемости согласно ГОСТ 8.563.2-97

Расчет объема газопровода [1]

Расчет объема газопровода

Программа для коррекции показаний [1]

Программа для коррекции показаний газовых счетчиков

Выбор узла учета газа [1]

Программа позволяющая в считанные секунды подобрать необходимые комплектующие для узла учета газа.

Программа расчета потерь газа [1]

Программа для расчета потерь газа на технологические нужды согласно РД 153-39.4-079-01. ВЕРСИЯ 1.0

расчет перепада давления на счетчик [1]

Программа для расчета нормируемых перепадов давления на различных типах газовых счетчиках.

Определение мощности котла [1]

Определение мощности котла и объема бойлера

Расчет расхода краски. [1]

Программа для расчета расхода краски. Версия 1.2

Программа «ГазСмета» [1]

Сметная программа — «ГазСмета», для определения стоимости проектирования систем газоснабжения.

Расчет на прочность [1]

Расчет на прочность стального газопровода

Расчет газового коллектора [1]

Программа для расчета газового коллектора

Расчет расстояния между опорами [1]

Расчет расстояния между опорами газопровода

Расчет погрешностей узла учета газа [1]

Программа для расчета погрешностей узла учета газа согласно правилам ПР 50.2.019-2006

Категории взрывоопасности помещений [1]

Программа для определения категорий взрывоопасности помещений согласно НПБ 105-95 «Определение категорий помещений и зданий по взрывопожарной и пожарной опасности».

Расчет жалюзийной решетки. [1]

Программа для расчета сечения жалюзийной (вентиляционной) решетки для помещения котельной — RGR Версия 1.0

IQ тест для проектировщиков [1]

IQ тест для проектировщиков систем газоснабжения.

Термины [1]

Англо русский словарь строительных терминов

Расчет дымовой трубы [1]

Аэродинамический расчет дымовой трубы

Разное [2]

Аэродинамический расчет дымовой трубы котельной — нормативный метод ( пример ) | Программа ARDP

Ключевое назначение локальных и центральных котельных установок — выработка тепловой энергии, которая необходима для обогрева зданий. Одной из важнейших технических задач, решаемых при обустройстве упомянутого оборудования является вывод продуктов сгорания. Для этой цели конструируют дымоотводящий канал.

Чтобы справиться с этой целью эффективно нужно произвести аэродинамический расчет дымовой трубы. В этой статье вы узнаете основные моменты, которые нужно знать для решения рассматриваемой задачи.

Виды дымоотводов

На сегодняшний день используется несколько разновидностей газоходных каналов.

Наиболее популярными являются:

Из кирпичей

  1. Самонесущие. Их делают из сэндвич труб, которые закрепляют к основанию анкерными болтами. Они характеризуются высокой прочностью. Поэтому способны выдерживать достаточно сильные нагрузки.
  2. Мачтовые. Устойчивая конструкция. Характеризуется надежной защитой от процессов коррозии благодаря наличию огнеупорной эмали и теплоизоляции. Такие конструкции допустимо использовать даже в сейсмоопасных зонах.
  3. Околофасадные. Крепятся к фасаду домов и построек. Состоят из рамы с газоотводящими каналами. В некоторых случаях изготовляются без рамы. В таком случае применяют сэндвич трубы и анкерные болты.
  4. Фермовые. Изготавливаются как из одной, так и из нескольких каналов. Ферма закрепляется к анкерной корзине, которую монтируют в основании. Этот вариант также может быть использован в сейсмоопасных условиях. Для защиты от коррозийных процессов применяют краску и грунтовку.
  5. Колонный. Производится из внутреннего канала, сделанного из нержавеющей стали и внешней оболочки.

Каждый вариант имеет свои преимущества и недостатки. При обустройстве дымоотводящей системы нужно подбирать наиболее оптимальный вариант.

Расчет газоходного канала котельной

Для решения задачи нужно действовать по определенному алгоритму.

Процедура выглядит следующим образом:

  1. Сначала решают, где будет размещен дымоход, и какого типа он будет.
  2. Далее выполняют расчет высоты газоотводящей конструкции, учитывая вид тяги и объемы используемого для работы котельной топлива.
  3. Выполняется расчет необходимых показателей прочности и износостойкости канала.
  4. Определяют минимальную пропускную способность трубы. Это нужно для расчета нагрузок, которые сможет выдержать отопительное оборудования. При решении этой задачи важно точно знать показатели ветровых нагрузок и уровня тяги.
  5. На завершающем этапе составляется чертеж дымоходной трубы с учетом всех важных технических нюансов.

На крыше

Если котельная будет работать на естественной тяги, нужно произвести аэродинамические расчеты. Они также помогут определить скорость распространения продуктов горения. На этот параметр оказывает влияние скорость перемещения воздушных масс, а также рельеф местности и температура газообразных выбросов.

Помните, что коэффициент загрязнения дымоотводящего канала может составлять до 30%. На высоту конструкции оказывает серьезнейшее влияние мощность используемого отопительного оборудования.

Полезная документация

Все вычисления выполняются на основании одного документа — СНиП ІІ-35-76 (Скачать: для Украина, для России). Обратите внимание, что паспорт на дымоотводящий канал должен включать в себе все технические характеристики на изделие и другую полезную информацию. Выдается данная документация перед самым вводом газохода в эксплуатацию.

Помните, что ремонтные работы, необходимые для восстановления функционирования газохода, являются одними из самых опасных. К ним нужно относиться предельно внимательно и осторожно.

Сэндвичное изделие

Существуют определенный нормативы, ограничивающие концентрацию выбросов. Прежде всего речь идет о таких веществах, как зола, сернистый газ и окислы азота. Вокруг котельной должна быть санитарная зона радиусом двести метров. Причем эта норма актуально только в тех случаях, когда выбросы очищаются от золы и твердых элементов. Для выполнения очистки применяют специальные фильтры и золоуловители.

При обустройстве котельных не имеет значение тип топлива, на котором будет работать отопительная установка. Ключевые требования при монтаже данных систем связаны с уровнем тяги, высокой пропускной способности и 100% соблюдении принятых экологических норм.

Смотреть видео:




АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ высоты и диаметра металлической дымовой трубы для замены сборной железобетонной дымовой трубы Н=45,0м Ду=2,1м (инв.

5. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ОХРАНЕ ВОЗДУШНОГО БАССЕЙНА

5. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ОХРАНЕ ВОЗДУШНОГО БАССЕЙНА
5. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ОХРАНЕ ВОЗДУШНОГО БАССЕЙНА 5.1. Исходные данные для проектирования Настоящий подраздел «Охрана воздушного бассейна района расположения объекта от загрязнения» выполнен на основании Постановления

Подробнее

The Tyumen state architecturally-building university

The Tyumen state architecturally-building university
Выделение химических веществ при производстве строительных конструкций Митриковская Ю.А., Полещук И.Н., Пимнева Л.А. Тюменский государственный архитектурно-строительный университет Тюмень, Россия Allocation

Подробнее

Д. С. Ушаков ООО «Карат РСК», г. Пермь

Д. С. Ушаков ООО «Карат РСК», г. Пермь
Д. С. Ушаков ООО «Карат РСК», г. Пермь С целью сокращения негативного воздействия на окружающую среду, обеспечения требований ТЗ, снижения выбросов в атмосферу вредных загрязняющих веществ оксив азота

Подробнее

ОХРАНА ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ

ОХРАНА ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ
ОХРАНА ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ Структура доклада Цели составления раздела «Охрана окружающей среды» Методика расчета выбросов вредных веществ в атмосферу при сжигании газа (ссылка на нормативные документы) Исходные

Подробнее

База нормативной документации:

База нормативной документации:
ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО НАУЧНОИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ И ПРОЕКТНЫЙ ИНСТИТУТ ЦЕМЕНТНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ ГИПРОЦЕМЕНТ УТВЕРЖДАЮ: Зам. Председателя Госстроя РФ Л.С. Баринова 2003 г. МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ

Подробнее

РУКОВОДСТВО по эксплуатации

РУКОВОДСТВО по эксплуатации
РУКОВОДСТВО по эксплуатации Програмного комплекса ЭкоЛаб Для студентов Содержание Руководство по эксплуатации программного комплекса ЭкоЛаб для студентов О программном комплексе ЭкоЛаб… 2 Начало работы

Подробнее

РАСЧЁТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРЫ

РАСЧЁТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРЫ
инистерство образования Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Томский государственный архитектурно-строительный университет»

Подробнее

Ultratherm / / / / / /

Ultratherm / / / / / /
НАИМЕНОВАНИЕ 600 750 850 1000 1200 1350 1500 1750 2000 Номинальная теплопроизводительность квт 600 750 850 1000 1200 1350 1500 1750 2000 Диапазон номинальной теплопроизводительности* квт 501-600 601-750

Подробнее

ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТЕПЕНИ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРЫ

ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТЕПЕНИ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРЫ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Кафедра химии и инженерной экологии в строительстве ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТЕПЕНИ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРЫ Методические

Подробнее

АВТОРЕФЕРАТ БАКАЛАВРСКОЙ РАБОТЫ

АВТОРЕФЕРАТ БАКАЛАВРСКОЙ РАБОТЫ
Министерство образования и науки Российской Федерации ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «САРАТОВСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

Подробнее

База нормативной документации:

База нормативной документации:
ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО НАУЧНОИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ И ПРОЕКТНЫЙ ИНСТИТУТ ЦЕМЕНТНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ «ГИПРОЦЕМЕНТ» Утверждаю Зам. Председателя Госстроя РФ Л.С. Баринова 2003 г. ОТРАСЛЕВАЯ МЕТОДИКА УЧЕТА

Подробнее

119

119
118 Приложение А 119 120 121 122 Приложение Б 123 Приложение В 124 125 126 127 Приложение Г 128 Приложение Д 129 130 Приложение Е 131 132 Приложение Ж 133 134 Приложение З 135 136 137 138 139 Приложение

Подробнее

Гигиена атмосферного воздуха

Гигиена атмосферного воздуха
Гигиена атмосферного воздуха В 2009г. продолжалось наблюдение за динамикой загрязнения атмосферного воздуха в г. Могилеве на 5 стационарных постах ГУ «Могилевский областной центр по гидрометеорологии и

Подробнее

Гигиена атмосферного воздуха
Приложение 2 УПРЗА ЭКОЛОГ, версия 3.00 Copyright 1990-2007 ФИРМА «ИНТЕГРАЛ» Предприятие номер 3; Автосервис Город 42-10 Затонская 36 Адрес предприятия:, Ул. Затонская 46 Разработчик Елисеев Е.В Отрасль

Подробнее

МОДУЛЬНЫЕ КОТЛЫ ACS 200/230/300

МОДУЛЬНЫЕ КОТЛЫ ACS 200/230/300
МОДУЛЬНЫЕ КОТЛЫ ACS 200/230/300 Линейка котлов ACS 200, ACS 230 и ACS 300 современная версия модульных котлов выпуск которых в России осуществляется более 10 лет. ACS 200/230/300 водотрубные модульные,

Подробнее

Отчет по МК от г

Отчет по МК от г
Отчет по МК 0156300025715000002-0173755-01 от 31.03.2015 г «Проведение инструментальных замеров атмосферного воздуха на четырех магистралях г. Перми» Директор В. В. Макаров Начальник лаборатории М. А.

Подробнее

Объем выбросов (в тыс. тонн)

Объем выбросов (в тыс. тонн)
ВЛИЯНИЕ ЗАГРЯЗНЕНИЯ АТМОСФЕРНОГО ВОЗДУХА НА НАСЕЛЕНИЕ ГОРОДА АЛМАТЫ.ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА. Загрязнение атмосферного воздуха на сегодняшний день является одной из актуальных проблем крупных и промышленных

Подробнее

Энтальпия уходящих газов таблица

Энтальпия уходящих газов таблица
Энтальпия уходящих газов таблица >>> Энтальпия уходящих газов таблица Энтальпия уходящих газов таблица Объемная доля трехатомных газов табл. Котельные установки с паровыми и водогрейными котлами их компоновка

Подробнее

ЭОЛ 2000[h] (Windows версия)

ЭОЛ 2000[h] (Windows версия)
Copyright(C) ООО «Софт фонд» г. Киев Тел. (044)99 3 7 Факс (044)483 0 2 ПАТ «ІВП «ВНІПІТРАНСГАЗ», Лицензия 1042176 ЭОЛ 2000[h] (Windows версия) Автоматизированная система расчета рассеивания выбросов вредных

Подробнее

Аэродинамический расчет дымовой трубы: калькуляция оптимальных показателей

Содержание статьи

Дымовая труба — неотъемлемая часть частного дома или сельскохозяйственной постройки с камином или нагревательным котлом на твердом топливе. Аэродинамический расчет дымовой трубы и планирование ее размеров — обязательный этап создания проекта строительных. Грамотный расчет не только обеспечит конструкции надежность и долговечность, но и создаст условия для оптимального функционирования отопительной системы.

Актуальность расчета параметров дымовой трубы

Высота трубы и ее диаметр, как и материалы, из которых она сооружена, напрямую влияют на работоспособность конструкции. Высота трубы и ее проходимость стимулируют тягу, обеспечивающую хорошее горение и теплоотдачу. Ошибки конструкции, возводимой на десятилетия, повлекут массу негативных последствий:

  • оседание сажи и золы на внутренних поверхностях;
  • постепенное уменьшение диаметра трубы, приводящее к уменьшению тяги и попаданию угарных газов внутрь помещения;
  • увеличение риска возгорания скопившихся смол и деформации или разрушения трубы из-за такого перепада температуры;
  • повышение пожароопасности.

Конструкция печной трубы

Ошибки в расчетах прочности фундамента конструкции могут повлечь ее обрушение даже из-за порывов ветра. Расчет фундамента дымовой трубы и ее аэродинамических свойств при отсутствии навыков лучше доверить специалисту, так как эта задача в малоэтажном строительстве является одной из самых сложных.

Практический расчет параметров дымоотвода

При проектировании труб котельных и частных домов с печным отоплении в расчет берется ряд показателей:

  • метеорологические и климатические особенности конкретной географической точки;
  • рельеф местности и тип грунта непосредственно под постройкой;
  • сейсмическая активность региона;
  • ветровые и снеговые нормы и критические показатели;
  • тип кладки самой печи и материал, использующийся в строительстве трубы;
  • вид предполагаемого топлива, его теплоотдачу и температуру газов выводимых системой.

Эти данные, заложенные в расчет дымовых труб, дают возможность получить:

  • данные для вычисления допустимой массы трубы и материала, из которого она может быть выполнена;
  • оптимальные цифры диаметра;
  • показатели необходимой высоты сооружения.

Конструкционные особенности дымоотводов

Для создания проекта строительства дымовыводящей трубы в частном доме печники используют сокращенную формулы вычислений.

Расчет диаметра

Основной показатель, являющийся фундаментальным для расчетов, — теплоотдача печи или котла. Она напрямую зависит от типа сжигаемого топлива и его количества, выжигаемого за промежуток времени. Эта характеристика в обязательном порядке указывается в паспорте печи, если она была приобретена у сертифицированного производителя. При самостоятельной кладке основания печи задача усложняется самостоятельным вычислением этих показателей. При типовой конструкции необходимый диаметр трубы можно вычислить последующей схеме:

  1. Вычисление объема проходящих через воздухоотвод газов: Vг = B∙V∙(1+t/273)/3600, в м³/сек;
  2. Вычисление площади сечения прямоугольной, например кирпичной, трубы: F = π∙d²/4, в м²;
  3. Калькуляция диаметра трубы круглой формы: dт = √4∙B∙V∙(1+t/273)/π∙ω∙3600.

Для наглядности можно рассмотреть пример расчета дымовой трубы для типового котла со стандартными показателями:

  • температура выводимой среды у основания трубы 150/200º;
  • скорость передвижения газов внутри дымоотвода 2 метра в секунду;
  • требования СНиП предусматривают высоту не менее 5 м от опоры колосника.
  • напор газов в естественном состоянии примерно 4 Па.

Таблица размеров сэндвич трубы для дымохода

Детальная калькуляция будет выглядеть таким образом:

  1. Условно взятый для расчетов тип топлива — дрова с влажностью 20%, сгорающие со скоростью 10 кг в час. V, то есть объем поступающих газов, составляет 10 м³/кг;
  2. Температура среды на выходе с колосника составляет 150º;
  3. По формуле проводимости Vг = (10∙10∙1.55)/3600 получаем первый показатель 0.043 м³/сек;
  4. Необходимый диаметр при допустимой скорости 2 м/сек ищем формулой d² = (4∙0.043)/3,14∙2, получаем коэффициент 0,027.
  5. Исходя из формулы dт = √4∙0.34∙0.043∙(1+150/273)/3.14∙10∙3600 для данной круглой металлической трубы достаточно будет диаметра в 0.165 м. Он обеспечит нормальное функционирование конструкции.

Вычисление показателя самотяги

Перед монтажом конструкции необходимо проверить, насколько качественной будет тяга в возводимой трубе. Для частного малоэтажного строительства применяются следующие формулы:

  1. Учитываем закладываемые ранее показатели объема сжигаемого за час топлива Q =10∙3300∙1.16 и получаем мощность 38.28 кВт;
  2. Полученный ранее показатель теплопроводности в 0,34 калькулируем с метражом и теплопотерями 0.34:0.196=1,73º;
  3. Так как из общей длины в 5 метров 2 занимает сама печь, то в формулу расчета потери тепла закладывается только 3 метра: 150-(1.73∙3)=144,8º;
  4. Взяв за основу показатели плотности при нулевой температуре 1.2932 а при полученных 144,8º соответственно 0.8452, получаем цифру естественного напора газов в 1,34 ммН2О. Такая тяга обеспечит хорошее горение дров.

Правильная порядовка при строительстве печи гарантирует хорошую тягу

Расчет высоты печной трубы

Хорошую тягу обеспечит только труба с оптимальной высотой: слишком низкая конструкция, как и слишком высокая, в которой газы остывают при прохождении по дымоотводу, качественную работу печи обеспечить не может.

  1. Длина трубы от основания до верха не должна составлять менее 5 метров, это требование закреплено в стандарте как профилактика возгораний.
  2. Дымоход на плоской кровле должен превышать ее высоту на 0,5 метра.
  3. Труба, которая располагается на удалении не более 1,5 м от конька, должна его превышать на 0,5 м. В этом случае обязательно необходимо провести расчет дымовой трубы на устойчивость и дополнительно закрепить конструкцию растяжками, берущими на себя нагрузку порывов ветра.
  4. Труба, удаленная от конька не далее 3 метров, должна совпадать с ним по высоте.

Примеры расчета высоты печной трубы

Коэффициентом, на который предлагают ориентироваться профессионалы, является угол в 10 градусов между плоскостью конька и срезом верхней точки трубы.

Кладка печей, как и все сопутствующие работы, — сложный процесс, требующий опыта и теоретической подкованности. Каждый из показателей имеет свое значение, влияние на продуктивность работы теплосистемы и безопасность. При отсутствии навыков эту часть работ стоит доверить профессионалам.

Видео-совет по определению высоты печной трубы

Понравилась статья? Поделитесь ей:

DRAG AERODYNAMIC HYDRODYNAMIC расчет коэффициента сопротивления Cd

Силу сопротивления можно рассчитать по формуле:

с формулой сопротивления:

p — плотность жидкости кг / м3

S передняя поверхность или площадь крыла м²

v относительная скорость * жидкости, м / с

* независимо от того, движется ли жидкость, объект или и то и другое, мы учитываем скорость относительно друг друга.,

Cd и Cl (коэффициент сопротивления и подъемной силы), измеренные экспериментально, находятся в базе данных, где величина дисков всегда указывается как функция числа Рейнольдса, которое включает кинематическую вязкость жидкости.

Существуют методы математического определения Cd Cl, позволяющие получить интересную информацию. Коэффициенты сопротивления и подъемной силы часто представлены графиками, называемыми полярными.

(в своем редакторе профиля mecaflux интегрирует Xfoil для определения профилей подъемной силы и сопротивления)

Сила сопротивления выражается в Ньютонах. Это сила, препятствующая движению или замедляющая корабль.

CD позволяет нам экстраполировать сопротивление прогрессу на серию геометрически схожих профилей.

При изучении сопротивления в воде мы говорим о вязком сопротивлении: Rv , а формула для вычисления коэффициента вязкого сопротивления связана с числом Рейнольдса Re и берет название коэффициента вязкого сопротивления: Cv

Rv = Cv. (Re. K / L) .

шероховатость (K)

В морской гидродинамике иногда используется метод двойных моделей для определения вязкого сопротивления.

Со стандартом MECAFLUX

Деталь расчета сопротивления и подъемной силы интерфейса в стандарте MECAFLUX

см .: пример внешних потоков

.

Создание аэродинамических нагрузок | Ручные вычисления против аэроупругости

В сообществе аэрокосмической техники существует целая дисциплина, посвященная пониманию динамики системы и созданию нагрузок (движущих, инерционных, аэродинамических и т. Д.).

В небольших компаниях инженерам часто приходится носить несколько головных уборов, и границы между классическим анализом напряжения и анализом нагрузок и динамики начинают стираться.

Несколько наших инженеров здесь, в Structural Design and Analysis (SDA), работали с местным жителем, который взял на себя задачу построить биплан Fokker D-VII с нуля, и хотели узнать, сколько веса он мог бы сэкономить, если бы он использовал алюминиевый лонжерон для основных крыльев вместо оригинального деревянного лонжерона.

Нашим инженерам пришлось разработать модель конечных элементов (FEM) и провести анализ основных нагрузок и динамики для определения загружений для транспортного средства.


Создание аэродинамических нагрузок является относительно простым делом для самолетов с более традиционной конструкцией.

Как правило, комбинация двухмерной аэродинамической теории, а также поправки для крыльев с конечным размахом используются для создания нагрузок на ранних этапах этапа проектирования. Эти нагрузки затем прикладываются к конструкции в районе четверти хорды крыла.

Fokker — это биплан, что означает наличие интерференционных эффектов между верхним и нижним крылом, которыми нельзя пренебрегать и которые необходимо учитывать при определении нагрузок самолета.

Цель этого тематического исследования — показать, что для решения этой проблемы генерации нагрузок можно использовать различные подходы, и что «лучший» подход для инженера зависит от его технических знаний, имеющихся ресурсов (времени и / или денег). , и желаемая точность результатов.

Для расчета аэродинамической нагрузки на биплан Fokker D-VII были выбраны три различных метода, которые перечислены в порядке возрастания требуемых технических знаний и точности:

Три разных метода:

  1. Первый предполагает, что каждое крыло действует отдельно друг от друга.

Этот тип решения лучше всего подходит для энтузиастов авиалайнеров или инженеров, не имеющих большого опыта в теоретической аэродинамике.

  1. Второй метод применяет поправки для учета взаимодействия между верхним и нижним крылом.

Этот тип решения лучше всего подходит для инженера со степенью бакалавра аэрокосмической техники.

  1. Третий метод реализует Static Aeroelastic SOL 144 NX Nastran для создания нагрузок.

Это решение требует минимальных усилий со стороны пользователя, поскольку нагрузки рассчитываются внутри Nx Nastran, но лучше всего подходит для инженеров, по крайней мере, с MS в области аэрокосмической техники.

В этой статье сравнивается эффективность трех методов, а также рассматривается точность их соответствующих результатов.


Метод 1

Первым шагом в вычислении аэродинамических нагрузок на самолет является получение данных профиля. На Fokker D-VII используется модифицированный профиль Goettigen GOE 418 для верхнего крыла. Точки данных аэродинамического профиля были импортированы в XFOIL, популярный 2D-код потенциального потока с открытым исходным кодом, а коэффициенты подъемной силы были извлечены для различных углов атаки (AOA). Аэродинамический профиль масштабируется до единичной хорды и строится в XFOIL. он имеет толщину 15% и изгиб 6%. Форма аэродинамического профиля показана ниже.

Используя данные XFOIL, строится график подъемной полярности. Линия тренда добавляется к данным для оценки наклона кривой подъемной силы для аэродинамического профиля из Cl, α = 0,095 / °, а AOA нулевой подъемной силы составляет -8 градусов. Это значение будет использоваться для расчета подъемной силы на крыльях.

Для расчета подъемной силы на верхнем и нижнем крыльях используется простая аппроксимация из теории подъемной линии Прандтля, которая связывает трехмерный коэффициент подъемной силы с наклоном кривой подъемной силы в 2D, соотношением сторон (AR) и AOA.Нижнее крыло Fokker D-VII имеет угол наклона 1 градус, а верхнее крыло не имеет угла атаки.

Уравнение подъемной силы затем использовалось для расчета подъемной силы на крыльях.

Баланс моментов проводится для расчета того, какое усилие оперения необходимо для уравновешивания самолета.


Сумма нагрузок равна 5 394,32 фунта или 4,31 г. Поскольку это вариант нагрузки 4,0 г, подъемную силу на крыльях необходимо уменьшить.По мере уменьшения подъемной силы на крыльях изменяется момент тангажа, который, в свою очередь, изменяет требуемую силу оперения для балансировки самолета.

Поиск цели

Excel использовался для уменьшения нагрузки на крыло и балансировки самолета таким образом, чтобы общая подъемная сила (включая хвост) была равна 4,0 g. Окончательные нагрузки показаны ниже.

Эти окончательные нагрузки применяются к location хорды крыльев. К верхнему и нижнему крылу приложено прямоугольное распределение подъемной силы по размаху.


Метод 2

Имея два крыла, подверженных одному и тому же потоку, каждое крыло взаимодействует с другим. Фактически каждое крыло будет взаимодействовать с вихревой системой другого таким образом, что подъемная сила верхнего крыла будет увеличиваться, а подъемная сила нижнего крыла уменьшится, что обозначается ΔC L U и ΔC L L соответственно. ,

В следующем методе используется теория простого биплана, подробно описанная в техническом отчете NACA No.458, Относительная нагрузка на крылья биплана [1]. Показано, что значения ΔC L следуют линейной зависимости от всего транспортного средства C L в следующем виде:
Где K 1 и K 2 — константы, относящиеся к зазору крыла, смещению, наклону. , свес и толщина крыла. Изменение подъемной силы нижнего крыла связано с изменением подъемной силы верхнего крыла соотношением площадей крыла.

Методы нахождения значений K 1 и K 2 основаны на графическом подходе с использованием биплоскостных соотношений зазора к хорде, смещения к хорде, максимальной толщины к хорде, процентного вылета и декаляжа.

Окончательный коэффициент подъемной силы для верхнего и нижнего крыльев определяется путем добавления поправки к коэффициенту подъемной силы транспортного средства.

Конфигурация биплана Fokker D-VII показана в таблице ниже. Эти значения используются для расчета коэффициентов подъемной силы верхнего и нижнего крыла.

Используя эти значения и метод, описанный в отчете NACA 458, следующие значения вычисляются для K 1 и K 2 :

Максимальный вес Fokker D-VII составляет 1259 фунтов.Для маневра 4,0g (n = 4) коэффициент подъемной силы самолета рассчитывается следующим образом:

Подстановка значений для K 1 , K 2 и C L в уравнения ΔC L дает следующие значения:

Используя эти новые скорректированные значения для коэффициентов подъемной силы верхнего и нижнего крыла, можно рассчитать общую нагрузку для верхнего и нижнего крыла. Выполняется балансировка момента и для самолета рассчитываются следующие нагрузки:

Нагрузки приложены к хорде крыльев самолета.Два различных распределения подъемной силы по размаху применяются к модели для этого сравнительного исследования. Первый предполагает эллиптическое распределение подъемной силы. Второй использует приближение Шренка для оценки более точного распределения подъемной силы по размаху. Эти два распределения показаны ниже вместе со ссылкой на прямоугольное распределение.


Метод 3

Третий и последний метод заключается в использовании статического аэроупругого анализа SOL 144 NX Nastran для создания нагрузок с использованием формулы вихревой решетки.Ниже приведено изображение модели потенциального потока, созданной в FEMAP для создания аэродинамической нагрузки для Fokker.

Как и большинство методов потенциального потока, модуль аэроупругости NASTRAN моделирует все аэродинамические подъемные поверхности с помощью плоских пластин, что приемлемо для любого тонкого профиля (менее 12% т / с).

Для учета таких эффектов, как аэродинамическое скручивание или, в данном случае, постоянный развал, на крылья накладывается начальный поток вниз.

Как обсуждалось в первом методе, крыло, используемое в верхнем и нижнем крыльях самолета, имеет угол атаки при нулевой подъемной силе -8 градусов, а нижнее крыло имеет встроенный угол атаки 1 градус, и поэтому принудительная промывка вниз позволяет учесть эти характеристики.

Одна из мощных функций анализа дифферента SOL 144 заключается в том, что при получении высокоуровневой информации о любых условиях полета Nastran может не только рассчитать аэродинамические силы, но также может гарантировать устойчивость транспортного средства. Ниже приведено изображение, показывающее высокоуровневую информацию, используемую для создания запроса 4G.

В этом случае степени свободы по тангажу и врезанию FEM самолета оставлены свободными. Чтобы сбалансировать уравнения движения, должны быть две свободные аэродинамические степени свободы, которые можно использовать в качестве переменных для стабилизации устойчивости самолета.В данном случае переменными были угол атаки самолета и угол отклонения руля высоты.

С помощью всего нескольких щелчков мышью этот вариант нагрузки можно изменить для моделирования любого угла диапазона полета путем изменения динамического давления и коэффициента нагрузки самолета. Поскольку Nastran рассчитывает все нагрузки внутренне, используя эту высокоуровневую информацию о состоянии полета, он может сэкономить невероятное количество времени, которое можно было бы посвятить внешнему расчету нагрузок, их внесению и точному применению к конструкции.

Решение работает следующим образом:

  1. Учитывая условия полета, Nastran вычисляет жесткую матрицу коэффициентов аэродинамического влияния (AIC), используя метод панели вихревой решетки.
  2. Эта матрица AIC затем может быть преобразована в матрицу возрастающей жесткости из-за аэродинамических нагрузок (K_AIC)
  3. Nastran затем решает следующее уравнение:

Где q — динамическое давление в набегающем потоке. Для знакомых эта форма может показаться похожей на классическую линеаризованную систему уравнений потери устойчивости.Это решение требует минимальных усилий со стороны пользователя, поскольку нагрузки рассчитываются внутри NX Nastran, а затем применяются к МКЭ через точки, определенные в модели.

NX Nastran автоматически рассчитывает состояние дифферента самолета и рассчитывает нагрузку на верхнее крыло, нижнее крыло и горизонтальное оперение. Результирующие нагрузки показаны ниже.


Результаты

По мере того, как увеличивается сложность каждого из описанных выше методов, увеличивается и точность результатов.Однако не каждый этап проектирования требует одинаковой точности результатов. Поскольку это обсуждение сосредоточено на том, как приближение нагрузок влияет на конструкцию самолета, давайте сначала сравним расчетные нагрузки для всех трех методов.

Ниже приведена таблица с указанием нагрузок для каждого метода и процентной разницы по сравнению с аэроупругой моделью.

При сравнении подъемной силы верхнего и нижнего крыльев самолета аэродинамическая нагрузка по методу 1 занижает подъемную силу на верхнем крыле на 10.2% и выше оценивает подъемную силу нижнего крыла на 22,5%. Применение простой теории бипланов в методе 2 позволяет уловить интерференционные эффекты и значительно более точно оценить нагрузку на крыло: подъемная сила верхнего крыла всего на 2,6% меньше, а подъемная сила нижнего крыла — на 6,3% больше по сравнению с аэроупругой моделью.

Более подробный способ сравнить результирующее влияние на конструкцию трех различных методов создания нагрузки — это посмотреть на внутренний сдвиг и изгибающий момент в лонжеронах.Ниже представлена ​​диаграмма поперечных сил для лонжерона передней кромки верхнего крыла.

Если начать с простейшего метода, двухмерный лифт без помех создает наивысшую силу сдвига.

Как и следовало ожидать, изменение максимальной внутренней поперечной силы невелико (разница не более 7%) для всех моделей, так как общая подъемная сила, создаваемая самолетом, была установлена ​​постоянной. Частично различия связаны с тем, как подъемная сила распределяется между верхним и нижним крыльями.Распределение по размаху также явно влияет на внутреннюю поперечную силу.

Интересно, что модель, которая соответствует силе сдвига модели аэроупругости, наиболее близка к модели Biplane Theory, использующей приближение Шренка для учета эффектов нагрузки по размаху. Различия, создаваемые этими аэродинамическими моделями, становятся еще более очевидными при проверке внутреннего изгибающего момента, как и следовало ожидать.

Внутренний изгибающий момент ясно показывает, как могут распространяться различия в аэродинамических моделях.Самая простая модель (2D Non-Interfering Lift) дает самый высокий изгибающий момент, на 33% выше, чем у решения Aeroelastic (наиболее точный подход к созданию нагрузок). Хотя лучше быть чересчур консервативным, чем недостаточно консервативным, такая неточность может привести к значительному увеличению веса конструкции, что ограничит производительность.

Опять же, из всех чисто аналитических моделей, теория биплана, использующая приближение Шренка, лучше всего подходит для сопоставления аэроупругой модели только с 2.Прогноз максимального изгибающего момента на 3% выше. Теория биплана, использующая эллиптическое распределение, дает существенно более низкий максимальный изгибающий момент, на 32% ниже, чем прогнозируемая аэроупругой моделью.

Наконец, следует отметить, что, поскольку кривые жесткой аэроупругости и аэроупругости настолько похожи как для поперечной силы переднего лонжерона, так и для изгибающего момента, можно сделать вывод, что при максимальном динамическом давлении Fokker (125 миль в час на уровне моря ), гибкость конструкции недостаточна для воздействия на нагрузку.

Аналогичный рассказ повторяется в лонжероне задней кромки верхнего крыла. Максимальная поперечная сила, создаваемая двумерной не мешающей подъемной силой, была на 30% больше, максимальная поперечная сила, создаваемая теорией биплана с использованием предсказанного эллиптического распределения подъемной силы, была на 33% ниже, а максимальная поперечная сила, создаваемая теорией биплана с использованием приближения Шренка. был на 1,3% больше, что дает наиболее близкую корреляцию по сравнению с наиболее точной аэродинамической моделью, созданной с помощью аэроупругости.

В зависимости от используемой аэродинамической модели лонжерон передней кромки демонстрировал несопоставимые внутренние изгибающие моменты, а внутренний изгибающий момент задней кромки лонжерона сильно варьировался. В этом случае максимальный внутренний изгибающий момент, испытываемый лонжероном задней кромки, был на 49% больше при использовании 2-мерной подъемной силы без помех, на 34% ниже при использовании теории биплана с эллиптическим распределением и на 13% выше при использовании теории биплана с использованием теории Шренка. приближение.

Диаграммы сдвига и изгибающего момента часто являются отличными индикаторами для простых структур внутреннего напряженного состояния внутри конструкции.Для специалиста по стрессам сравнение графиков напряжений — наиболее эффективный способ сравнить, как различные модели аэродинамики влияют на напряжение в автомобиле.

Ниже приведено изображение лонжеронов передней и задней кромки верхнего крыла по фон Мизесу при натяжении 4G при использовании модели аэроупругости. Максимальное напряжение лонжерона по фон Мизесу составляет 11,4 тыс. Фунтов на квадратный дюйм.

Для сравнения, тот же контур напряжения представлен ниже, только для случая использования теории биплана с использованием приближения Шренка, который показал максимальное напряжение по Мизесу, равное 11.5 тысяч фунтов на квадратный дюйм, что на 0,8% больше, чем при использовании аэроупругой аэродинамической модели.

Напротив, напряженное состояние по фон Мизесу для верхнего крыла при двумерной не мешающей подъемной силе можно увидеть ниже как сильно завышенное значение напряжения внутри крыла, прогнозирующее максимальное напряжение по Мизесу в 15,2 тыс. Фунтов на квадратный дюйм, что на 33% выше, чем аэроупругая аэродинамическая модель.


Заключение

После исчерпывающего исследования влияния различных аэродинамических моделей на окончательные результаты напряжений, стало ясно несколько выводов.

Прежде всего, как указано в начале статьи, ни один из этих подходов не является плохим по своей сути. Однако их пробег значительно различается.

Требуя минимальных технических знаний, 2D модель подъемной силы без помех обеспечивает хорошее приближение напряженного состояния в передней и задней кромках, но при этом чрезмерно консервативна, создавая внутренние напряжения на 33% больше, чем наиболее точная модель.

Как и ожидалось, включая эффекты интерференции между верхним и нижним крылом с использованием простой теории бипланов и применения эффектов конечного размаха, потенциально может прогнозировать напряжения в пределах 0.8% от самой точной модели. К сожалению, это зависит от правильного расчета пользователем нагрузки на пролет и влияния помех, что может быть выполнено, но часто требует сложных аналитических методов или использования метода потенциального потока. Кроме того, существует множество возможностей для инженера совершить ошибку при использовании этого подхода, и ее может быть трудно обнаружить без результатов более точной модели для сравнения.

Теперь, учитывая, что с помощью полуаналитических методов можно достичь достаточно точного распределения напряжений, вы можете спросить себя: , почему кто-то может захотеть тратить деньги на использование модуля NX Nastran Aeroelasticity?

Зачем нужен модуль Nastran Aeroelasticity?

Во-первых, это устраняет существенную неопределенность в точности аэродинамической модели.Модуль Nastran Aeroelasticity может точно учитывать мешающие подъемные поверхности, эффекты тонкости фюзеляжа, влияние земли, сжимаемость, стреловидность и конусность крыла, а также множество других факторов.

Кроме того, после внедрения модуль Nastran Aeroelasticity становится более гибким, чем создание нагрузок из внешнего источника и последующее применение этих нагрузок в FEMAP (среда до и после). Nastran может генерировать нагрузки для любых условий полета, таких как устойчивый горизонтальный полет, подъем на 4g или скоординированный разворот на 3g, требуя от пользователя только информации высокого уровня.

Наконец, при этом пользователю также предоставляется дополнительная информация, такая как дифферентный угол атаки, углы отклонения поверхности управления и производные устойчивости транспортного средства.

Как и в случае с большинством других проблем, редко можно найти единственно верный подход, но когда требуется высокая точность и гибкость в создании кейсов, лучше всего использовать Static Aeroelastic Solution 144 от NX Nastran.

Если вы работаете с бюджетом, можете набрать дополнительную массу или у вас нет технической подготовки для применения Решения 144, то, вероятно, лучше использовать аналитический метод или создать нагрузки каким-либо другим способом.

,

CFD Расчеты аэродинамических характеристик S809 1

Транскрипция

1 Центр инженерных наук Уолтера П. Вулфа Национальные лаборатории Сандия Альбукерке, Нью-Мексико Стюарт С. Охс, факультет аэрокосмической инженерии, Университет штата Айова, Эймс, штат Айова. Расчет аэродинамических характеристик S809 с помощью вычислительной гидродинамики. профиль крыла ветряной турбины с использованием коммерческого кода.Сравнение рассчитанных коэффициентов давления и аэродинамических коэффициентов проводилось с данными в аэродинамической трубе Делфтского университета с низкой турбулентностью 1,8 м и 1,25 м. В этой работе выделяются две области в CFD, которые требуют дальнейшего изучения и развития, чтобы обеспечить точное численное моделирование обтекания крыльев ветряных турбин нынешнего поколения: прогнозирование переходов и моделирование турбулентности. Результаты показывают, что точка перехода от ламинарного к турбулентному должна быть смоделирована правильно, чтобы получить точное моделирование присоединенного потока.Расчеты также показывают, что стандартная модель турбулентности, используемая в большинстве коммерческих CFD-кодов, модель k-ε, не подходит для углов атаки с отрывом потока. Введение При проектировании коммерчески жизнеспособной ветряной турбины крайне важно, чтобы группа разработчиков имела точную оценку аэродинамических характеристик рассматриваемых аэродинамических характеристик. Ошибки в аэродинамических коэффициентах приведут к s в оценках производительности турбины и экономических прогнозах. Наиболее желательной ситуацией является наличие точных наборов экспериментальных данных для правильных аэродинамических поверхностей во всем проектном пространстве.Однако такие наборы данных не всегда доступны, и разработчик должен полагаться на расчеты. Способы определения аэродинамических характеристик крылового профиля варьируются от связанных методов потенциального потока / пограничного слоя (например, VSAERO, 1994) до полномасштабных расчетов гидродинамики (CFD) уравнений Навье-Стокса. Методы потенциального потока / пограничного слоя являются эффективными с вычислительной точки зрения и дают точные решения для присоединенного потока, но в целом они не могут использоваться для остановок после остановки. Некоторым недавним исследователям удалось достичь ограниченного успеха в разработке эмпирических корреляций для распространения этих типов кодов на область после установки (например,g., Dini, et al, 1995), однако это все еще область исследований, и пока еще не было показано, что этот метод применим к широкому кругу профилей. Недавние применения CFD для решения уравнений Навье-Стокса для аэродинамических поверхностей ветряных турбин отражены в 1 Эта работа была поддержана Министерством энергетики США по контракту DE-AC04-94AL, работы Янга и др. (1994, 1995) и Чанг и др. (1996). Они использовали свой внутренний код для решения двумерного поля потока вокруг профилей S805 и S809 в присоединенном потоке (Yang, et al, 1994; Chang, et al, 1996) и профиля S809 в отрывном потоке (Yang, et al. др., 1995).Вычисления проводились с использованием моделей турбулентности Болдуина-Ломакса (1978), Чейна k-ε с низким числом Рейнольдса (1982) и низкого числа Рейнольдса Уилкокса (1994). Для углов атаки с присоединенным потоком они обычно получали хорошее согласие между коэффициентами фактического и фактического давления. Было некоторое занижение передней половины верхней поверхности для обоих профилей в районе α = 5. В своей работе 1994 г. (Yang, et al, 1994) им удалось получить хорошее согласие между экспериментальными данными 5.13 и расчетом при α = 6 для S805.Это предполагало причину недооценки. Однако, поскольку такое же несоответствие имеет место для профиля S809 (Chang и др., 1996), вероятность образования примесей значительно снижается. В данной работе мы предлагаем другую трактовку этого несоответствия. Когда поток начинает отделяться, они обнаружили, что модель турбулентности Болдуина-Ломакса плохо справляется с предсказанием распределения давления в профиле. Обе другие модели дали одинаково хорошие результаты, но модель k-ω имела лучшие свойства сходимости.В большинстве опубликованных результатов использования кодов CFD для определения аэродинамических характеристик профиля ветряных турбин использовались коды собственных исследований, которые не соответствуют 1

laminar-flow, wind-turbine airfoil using the commercial code. Comparisons of the computed pressure and aerodynamic coefficients were made with wind tunnel data from the Delft University 1.8 m 1..

2 легко доступен для типичного проектировщика ветряных турбин. В 1995 году мы начали ограниченное исследование возможностей и точности коммерчески доступных кодов CFD для определения аэродинамических характеристик крыловых профилей ветряных турбин с горизонтальной осью.Из-за ограниченных ресурсов нам пришлось ограничить наше исследование одним кодом CFD и одним профилем профиля. Ниже мы представляем результаты этого исследования на сегодняшний день. Профиль аэродинамического профиля Для этого исследования мы выбрали профиль, аэродинамические характеристики которого являются типичными для аэродинамических профилей горизонтальной оси ветряной турбины (HAWT), S809. S809 представляет собой ламинарный аэродинамический профиль толщиной 21%, разработанный специально для применений HAWT (Somers, 1989). Эскиз профиля показан на рисунке 1. Модель y / c с хордой 600 мм Рисунок 1.Профиль аэродинамического профиля S809 S809 был испытан в аэродинамической трубе 1,8 м и 1,25 м с низкой турбулентностью в Делфтском технологическом университете. Результаты этих тестов сообщены Somers (1989) и используются в этой работе для сравнения с численными результатами. Другая модель S809 аналогичного размера была протестирована в Университете штата Огайо. Наши сравнения двух наборов экспериментальных данных показали, что результаты практически идентичны. В этой статье мы не показываем столбцы на основных данных, поскольку исходный отчет о данных аэродинамической трубы не дает оценок.Экспериментальные данные показывают, что при положительных углах атаки менее примерно 5 поток остается ламинарным на передней половине профиля. Затем он подвергается ламинарному разделению с последующим турбулентным присоединением. При дальнейшем увеличении угла атаки точка перехода верхней поверхности перемещается вперед, и аэродинамический профиль начинает подвергаться небольшому турбулентному разделению задней кромки. Примерно на отметке 9 отделяются последние 5-10% верхней поверхности. Точка перехода верхней поверхности сместилась примерно к передней кромке.Когда угол атаки увеличивается до 15, отделенная область перемещается вперед примерно до середины хорды. При дальнейшем увеличении угла атаки отрыв быстро приближается к передней кромке, так что около 20, большая часть верхней поверхности останавливается. Профиль S809 был разработан с использованием кода проектирования Эпплера (Eppler and Somers, 1980a, 1980b). Следовательно, профиль поверхности определяется таблицей координат, а не аналитической шкалой. Чтобы получить точное разрешение, необходимое для нашего численного моделирования, мы интерполировали между определяющими координатами поверхности с помощью кубического сплайна.Код CFD Поскольку мы могли исследовать только один код, нам нужен был код с возможностями, более или менее репрезентативными для большинства коммерческих кодов CFD. Мы искали возможность создавать несжимаемые, ламинарные / турбулентные, 2-D / 3-D, устойчивые / нестационарные потоки и работать на настольных рабочих станциях. Для наших исследований мы использовали SUN SPARC-10. Ограниченность ресурсов вынудила нас взглянуть на коды, которые в настоящее время лицензированы для вычислительных средств Sandia. Мы не приложили усилий, чтобы найти лучший код CFD для ветряных турбин.Основываясь на этих критериях и ограничениях, мы выбрали для наших исследований. является расчетным c C d C l C mdl Номенклатурный коэффициент сопротивления хорды = d / qs коэффициент подъемной силы = l / qs моментный коэффициент около 0,25 c = m / qcs коэффициент давления = (pp) / q подъемная сила м тангажа p давление p набегающий поток опорное давление 2 д динамическое давление = ρu 2 U набегающей скорость и τ скорость трения = τ ш р WX осевой координат из носа у нормальной координаты от meanline у ​​+ α ν ρ ρ ш т ш безразмерного расстояния подслоя от стенки = и т у / N, угол атаки кинематическая вязкость плотность плотность при напряжении сдвига стенки стенки 2

Because of the limited resources available, we had to limit our study to one CFD code and one airfoil section. In the following, we present the results to date from this study.

3 код гидродинамики, который решает усредненные по Фавру уравнения Навье-Стокса с использованием подхода конечных объемов на структурированной, многодоменной, неперекрывающейся, неортогональной, подогнанной к телу сетке (CFDRC, 1993).Алгоритмы решения основаны на давлении. Программа может решать ламинарные и турбулентные, несжимаемые и сжимаемые, двумерные и трехмерные, установившиеся и нестационарные потоки. Доступно несколько моделей турбулентности, в том числе k-ε Болдуина-Ломакса, Лаундера и Сполдинга, k-ε с низким числом Рейнольдса Чиена, k-ε ГСЧ 1 и k-ω. Модель по умолчанию — Launder and Spalding k-ε. В ходе этого исследования мы выявили проблемы с k-ω-моделью. CFDRC удалось скопировать наши результаты и начать работу по выявлению и устранению проблемы.Таким образом, k-ω модель не была доступна для этого исследования. имеет возможность обрабатывать интерфейсы доменов, где количество ячеек в соседних доменах не равно, хотя каждая ячейка в домене с более крупной сеткой должна точно взаимодействовать с целым числом ячеек в домене с более мелкой сеткой. Эта возможность была использована в нашем моделировании смешанного ламинарного / турбулентного течения. Численные результаты В нашем первоначальном моделировании CFD использовалась топология сетки C-типа с примерно 300 ячейками вдоль поверхности профиля и 24 ячейками, перпендикулярными поверхности.Нормальный интервал сетки был растянут так, чтобы толщина ячеек на поверхности давала y. В продольном направлении след моделировался 32 ячейками. Расчетная область простиралась до 10 хорд от тела во всех направлениях. Полностью турбулентный поток предполагался с использованием модели турбулентности k-ε по умолчанию. Все измерения были сделаны при числе Рейнольдса в группе повторной нормализации. На рис. 2–4 показано сравнение распределений поверхностного давления на поверхности и первичного давления для углов атаки, равных 0, 1.02 и 5.13 соответственно. Сравнения для 0 и 1,02 показывают достаточно хорошее совпадение по всей поверхности профиля, за исключением областей ламинарных отрывных пузырей. Распределение фактического давления показывает ламинарные разделительные пузыри сразу после середины хорды как на верхней, так и на нижней поверхностях. На них указывает то, что экспериментальные данные становятся более или менее постоянными по отношению к, за которым следует резкое повышение давления по мере того, как поток претерпевает турбулентное присоединение. Поскольку для волн предполагается полностью турбулентный поток, в численных результатах на Рисунке 2 отсутствует разделение.Распределение давления для α = 0, расчет полностью турбулентного давления. Рисунок 4 показывает, что сравнение давления для 5.13 хорошее, за исключением передней половины верхней поверхности. Здесь давление не обеспечивает адекватного улавливания давления на стороне всасывания. Это то же несоответствие, которое обнаружили Ян и др. (1994) и Чанг и др. (1996). В таблице 1 сравниваются аэродинамические коэффициенты для этих же случаев. Прогнозируемые коэффициенты подъемной силы имеют точность до 10%, а коэффициенты момента — с точностью до 16%. Таблица 1.Сравнение расчетных и аэродинамических коэффициентов, расчет полной турбулентности α deg C l C d C m

Several turbulence models are available, including Baldwin-Lomax, Launder and Spalding k-ε, Chien low-reynolds number k-ε, RNG 1 k-ε, and k-ω. The default model is Launder and Spalding k-ε.

4 Рисунок 3. Распределение давления для α = 1,02, расчет полностью турбулентного типа Рисунок 5. Распределение давления для α = 5,13, ​​расчет Эйлера Рисунок 4. Распределение фактического давления для α = 5,13, ​​расчет полностью турбулентного сопротивления Прогнозируемые коэффициенты сопротивления находятся между На 50% и 80% выше результатов эримента.Это завышенное предсказание сопротивления было вызвано тем, что фактический аэродинамический профиль имеет ламинарный поток через переднюю половину. Прежде чем приступить к действиям на больших углах атаки, мы провели более подробный анализ давления на переднюю половину верхней поверхности для угла атаки 5. Мы прогнали все доступные модели турбулентности и попробовали несколько уточнений сетки, особенно вокруг носа. Результаты были по существу такими же, как те, что показаны на рисунке 4. Чтобы проверить эффекты предположения о полностью турбулентном потоке, мы также выполнили эйлеровуляцию для этого угла атаки.Результаты показаны на рисунке 5. Это сравнение показывает очень хорошее совпадение по передней половине как верхней, так и нижней поверхностей, указывая на то, что несогласие на рисунке 4 является результатом предположения о турбулентном потоке над передней половиной профиля. Давление в хвостовой части аэродинамического профиля показывает некоторые из них, потому что эффект утолщения пограничного слоя не улавливается. Мы попытались запустить полностью ламинарную волну, но не смогли получить конвергентное решение. Ламинарный поток разделялся на обеих поверхностях примерно в 50% хордах, но из-за отсутствия модели турбулентности он не мог переходить и присоединяться снова, как это происходит в реальном потоке.Профили S809 и S805 имеют относительно острые передние кромки. При α = 5,13 точка торможения нижней поверхности несколько смещена от передней кромки, но все еще находится относительно близко. Мы считаем, что проблема с волнами заключается в том, что ни одна из моделей турбулентности, используемых для волн (как наша, так и модели Янга и Чанга), не может адекватно уловить очень быстрое ускорение, которое происходит, когда воздух течет из точки застоя вокруг аэродинамических поверхностей. нос, на верхнюю поверхность. После некоторых размышлений и консультаций с персоналом CFDRC мы решили, что нам нужна была возможность моделировать смесь ламинарных и турбулентных потоков, т.е.е., нам нужна была хорошая модель перехода в коде. Это позволит нам более точно прогнозировать давление на поверхности и значительно улучшить прогноз сопротивления. К сожалению, мы не знаем хороших моделей перехода производства с универсальной применимостью. Насколько нам известно, коммерчески доступный код CFD не содержит модели перехода. CFDRC согласился добавить возможность запускать смешанный ламинарный и турбулентный поток, разделив расчетную область на разные области и указав ламинарный поток в определенных областях.Остальные области используют стандартную модель турбулентности k-ε. Недостатки этого подхода заключаются в том, что точность моделирования зависит от способности точно угадать местоположение перехода, и необходимо создать новую сетку, если нужно изменить местоположение перехода. 4

13, Fully Turbulent Calculation The predicted drag coefficients are between 50% and 80% higher than the eriment results.

5 Рисунок Распределение давления для α = 5,13, ​​смешанный ламинарный / турбулентный расчет На рисунке 6 показано сравнение давления на поверхности при α = 5.13 с этой смешанной ламинарной / турбулентной моделью. Это моделирование использовало 324 ячейки вдоль поверхности профиля и 32 ячейки, нормальные к поверхности в ламинарной области. Расстояние по нормали к стенке было увеличено, чтобы получить y + 5 в ламинарной области и y + 30 в турбулентных областях. Это изменение толщины ячейки у стенки необходимо, потому что ламинарный поток поднимается до стенки, в то время как турбулентный поток, использующий модель турбулентности k-ε, использует стеночные функции внутри ячейки у стенки. Точки перехода как на верхней, так и на нижней поверхностях были указаны в местах максимальной толщины, измеренной от средней линии = 0.45 на верхней поверхности и = 0,40 на нижней поверхности. Колебания на кривых давления в этих точках являются артефактом границы раздела областей, где четыре ячейки в ламинарной области границы с одной ячейкой в ​​турбулентной области. Коэффициенты давления очень хорошо согласуются по всей поверхности профиля, за исключением небольшой области на передней кромке верхней поверхности, где давление занижено. Мы полагаем, что это связано с небольшой неточностью радиуса передней кромки.Таблица определения координат поверхности (Somers, 1989) не дает достаточного определения передней кромки S809 для точного дублирования радиуса передней кромки исходной модели. В таблице 2 показано сравнение аэродинамических коэффициентов. На уровне 5 коэффициент подъемной силы теперь равен исходному значению. Момент тангажа составляет 4%, а сопротивление снижено до 1%. Значения s в коэффициентах при 0 и 1 также были значительно уменьшены. Эти углы атаки были повторены с использованием той же сетки, что и в случае 5.Эти результаты подчеркивают необходимость включения хорошей модели перехода в CFD-модели, особенно для аэродинамических профилей, типичных для тех, которые используются для ветряных турбин с горизонтальной осью. Без переходной модели точное предсказание аэродинамических коэффициентов во всем диапазоне углов атаки невозможно. На рисунках с 7 по 9 показано распределение давления для углов атаки 9,22, 14,24 и 20,15 соответственно. Для этих углов атаки точка перехода верхней поверхности была перемещена вперед к передней кромке.Точка перехода к нижней поверхности оставалась равной = 20.15, моделирование было полностью турбулентным. Для 9.22 рассчитанное распределение давления хорошо согласуется с измерением, за исключением примерно последних 10% задней кромки. Экспериментальные данные показывают, что в этой области на верхней поверхности имеется небольшая зона отрыва. Это разделение не было предсказано таблицей 2. Сравнение расчетных и аэродинамических коэффициентов, смешанные ламинарные / турбулентные расчеты α deg C l C d C m

The spacing normal to the wall was stretched to give y + 5 in the laminar region and y + 30 in the turbulent regions.

6 имитация.При и 20.15 наблюдается значительная разница между экспериментальными и численными результатами. Экспериментальные данные показывают, что в кормовой части 50% верхней поверхности имеет отрывной поток. Судя по прогнозам, разделение составляет только кормовые 5%. В 20.15 поток разделяется по большей части верхней поверхности. Данные предсказывают разделение только на 50% кормовой части. Исследования Янга и др. (1995), использующие модель турбулентности k-ω, смогли предсказать разделение на задней кромке при α = Они не использовали случай α =.При α = 20,15 их расчетное распределение давления было по существу таким же, как показано на рис. 9. Эти расхождения между фактическими данными и значениями также отражены в аэродинамических коэффициентах в таблице 2. На рисунках 10–12 сравниваются численные и фактические данные. коэффициенты подъемной силы, сопротивления и момента соответственно. Расчетные коэффициенты подъемной силы точны примерно для 9 углов атаки. Выше этого угла изгибы не отражают сваливание аэродинамического профиля и, следовательно, переоценивают подъемную силу.Моменты сопротивления и тангажа показывают аналогичное поведение. Точность расчетного момента тангажа при α = и сопротивления при α = более случайна, чем из-за точного моделирования потока. Рис. 8. Распределение давления для α = 14,24, смешанный ламинарный / турбулентный расчет. Рис. 9. Распределение давления для α = 20.15, Расчет полной турбулентности C l Угол атаки — град. Рис. 7. Распределение давления для α = 9,22, смешанный ламинарный / турбулентный расчет. Рис. 10. Коэффициенты подъема 6

00 - The ulations of Yang, et al, (1995) using the k-ω turbulence model were able to predict the separation at the trailing edge at α = 9.22. They did not run the α = 14.24 case. At α = 20.

7 C d C m (0.25 c) Резюме и выводы Угол атаки — град. Рисунок 11. Коэффициенты сопротивления Угол атаки — град. Рисунок 12. Моментные коэффициенты около 0,25c. В этой статье представлен отчет о ходе нашего исследования возможностей и точности типичной коммерчески доступной вычислительной жидкости. динамический код для прогнозирования поля течения и аэродинамических характеристик крыльев ветряных турбин. Мы подтвердили две области в CFD, которые требуют дальнейшего изучения и развития, чтобы обеспечить точное численное моделирование обтекания крыльев ветряных турбин текущего поколения: прогнозирование переходов и моделирование турбулентности.Следует отметить, что утверждения, представленные в этой статье, не были слепыми. Мы заранее знали местоположение перехода из экспериментальных данных и поместили расчетный переход как можно ближе, в соответствии с числовой стабильностью, к фактическим местоположениям. Эти расчеты показывают, что точные прогнозы аэродинамических коэффициентов для присоединенного потока возможны, если известно, где происходит переход потока. Однако в реальной среде проектирования проектировщик не знает априори место перехода и, следовательно, должен сделать достаточно точное предположение.Для этого нужен конструктор с аэродинамическими характеристиками. Что действительно необходимо, так это точная универсальная модель перехода. Горизонтальные ветряные турбины обычно работают в режиме после сваливания, поэтому точные прогнозы в этой области важны. Хотя это скорее динамическая среда, чем статическая, мы считаем точные статические измерения необходимым условием для точных динамических вычислений. Мы показали, что модель турбулентности по умолчанию в большинстве кодов CFD, модель k-ε, недостаточна для точных аэродинамических прогнозов при углах атаки в зоне после установки.Это понятно, если учесть, что модель k-ε использует пристеночные функции, основанные на законе стенки, и что закон стенки не выполняется для отрывных потоков (Wilcox, 1994). Мы намерены исследовать модель k-ω для этих условий потока, когда она станет доступной. Однако, учитывая, что турбулентность является постоянной областью исследований, не ясно, будет ли какая-либо существующая модель хорошо работать для этого режима потока. Благодарности Авторы выражают благодарность Джеймсу Тэнглеру из Национальной лаборатории возобновляемой энергии и Робину Ройссу Рамзи из Университета штата Огайо за их помощь в получении данных аэродинамической трубы S809, а также Марку Ристу из CFD Research Corporation за его помощь с.Ссылки Болдуин Б. и Х. Ломакс, 1978, Аппроксимация тонкого слоя и алгебраическая модель для разделенных турбулентных потоков, AIAA CFDRC, 1993, Руководство по теории, вер. 1.0, CFD Research Corp., Хантсвилл, Алабама. Чанг, Ю. Л., С. Л. Янг, и О. Ариси, 1996, Расчет поля потока аэродинамического профиля NREL S809 с использованием различных моделей турбулентности, ASME, Energy Week-96, Книга VIII, том. I-Wind Energy, стр. Чиен, К.-Й., 1982, Прогнозы потоков в русле и пограничного слоя с помощью модели турбулентности с низким числом Рейнольдса, AIAA J., т. 20, стр. Дини П., Д. П. Койро и С. Бертолуччи, 1995, Модель вихря для прогнозирования срыва крыла с использованием метода интерактивного пограничного слоя, ASME SED-Vol. 16, Энергия ветра, стр. Эпплер Р. и Д. М. Сомерс, 1980a, Компьютерная программа для проектирования и анализа низкоскоростных профилей, NASA TM

25c This paper gives a progress report of our investigation into the capabilities and accuracy of a typical commercially available computational fluid dynamics code to predict the flow field and

8 Эпплер Р. и Д. М. Сомерс, 1980b, Дополнение к: Компьютерная программа для проектирования и анализа низкоскоростных профилей, NASA TM Somers, D.М., 1989, Конструкция и результаты для аэродинамического профиля S809, Airfoils, Inc., Государственный колледж, Пенсильвания, VSAERO, 1994, Руководство пользователя VSAERO, Rev. E.5, Analytical Methods Inc., Редмонд, Вашингтон. Уилкокс, Д. С., 1994, Моделирование турбулентности для CFD, DCW Industries, Inc., Ла-Каньяда, Калифорния. Янг, С. Л., Ю. Л. Чанг, и О. Аричи, 1994, Расчет несжимаемых профилей по Навье-Стоксу крыловых профилей NREL с использованием симметричной схемы полного вариационного уменьшения, J. of Solar Energy Engineering, vol. 116, стр; также Численное вычисление профилей NREL с использованием симметричной схемы TVD, ASME, SED-Vol.15, Wind Energy, 1994, стр. Янг, С. Л., Й. Л. Чанг, и О. Ариси, 1995, Постстолл-вычисления Навье-Стокса аэродинамического профиля NREL с использованием k-ω модели турбулентности, ASME SED-vol. 16, Энергия ветра, стр.

L., Y. L. Chang, and O. Arici, 1994, Incompressible Navier-Stokes Computation of the NREL Airfoils Using a Symmetric Total Variational Diminishing Scheme, J. of Solar Energy Engineering, vol. 116, pp.
,Программа для расчета дымохода

Скачать бесплатно для Windows

Программа расчета дымохода

в Software Informer

Позволяет рассчитать допуски на осевое набухание воды.

Программа расчета размеров подшипников

позволяет вам… для расчета … для расчета надбавок

Подробнее Программа расчета дымохода

Программа расчета дымохода во введении

Expandet
5

Freeware

Программа расчета Expandet для проверки анкеров в бетоне.

1
Markosoft Incorporated
256

условно-бесплатная

Markosoft Interest Calculator — это программа для расчета процентов.

1
Pacific Tech
237

условно-бесплатная

Графический калькулятор

— это инструмент для быстрой математической визуализации.

4
Программное обеспечение для химического калькулятора
110

условно-бесплатная

Служит для расчета количества реагента, используемого при смешивании растворов.

3
Павел Михайловский
73

Freeware

Это полноценный калькулятор с множеством математических функций.

4
Дизайн AVLAN
102

условно-бесплатная

Больше никаких проблем с математическими формулами, AVD Weight and Volume сделает это за вас.

Дополнительные заголовки, содержащие программу расчета дымохода

4
6

Эта расчетная программа в Excel позволяет измерять и выполнять расчет th ….

3
F.W. Oventrop GmbH & Co. KG, D-59939 Ольсберг
463

Freeware

OVplan — это программа для расчета трубопроводной сети и поверхностного отопления.

HALFEN-DEHA
29

Freeware

HCC — программа расчета башмаков колонн HALFEN HCC / HAB.

Элитное программное обеспечение
53

условно-бесплатная

Для программы расчета трубопроводов подземных тепловых насосов решающее значение имеет универсальность.

1
WisePair Inc.45

Freeware

WiseCalc — это лучшая бесплатная программа для расчетов для вашего ПК.

1
Программное обеспечение для вязания
14

условно-бесплатная

Программа расчета схем ручного вязания.

3
Программные решения Crystal
105

Freeware

DraftSurvey Lt — это удобная программа расчета проекта обзора для офицеров торгового флота и ма….

Rittal
107

условно-бесплатная

Rittal Therm — это программа расчета климат-контроля распределительных шкафов.

2
AJ-Systems
15

условно-бесплатная

Программа расчета рупорных громкоговорителей и линий передачи.

VdS Schadenverhütung GmbH
2

VdS Schadenverhütung GmbH
6

2
HvU
10

,