Перед началом работы настоятельно рекомендуем ознакомиться с правилами форума.

Симметричный профиль крыла показывает Cl при нулевом угле атаки

sss2019
Аватар пользователя sss2019

Всех приветствую. Помогите пожалуйста разобраться.

В моем 2D анализе модель профиля крыла NACA 0012 симметричного, показывает ненулевой коэфициэнт подъемной силы, при нулевом угле атаки.

По идее подъемная сила должна быть 0, и коэфициэнт 0 соответственно. А в моем анализе, он скачет около нулевых значений, например от 1.4539e-04 до 1.4539e+04.

В чем может быть ошибка?

ВложениеРазмер
Иконка пакета Проект76.07 МБ
Glikon
Аватар пользователя Glikon

Здравствуйте! Не могли бы вы уточнить тип граничного условия для вернхей и нижней гриниц расчетной области? У Вас там стоит условие твердой стенки(в Name Selection вы назвали их "wall"), однако отстутствует какое-либо сгущение сетки к ним. Либо постройте сетку, достаточную для разрешения пограничного слоя на них, либо поменяйте тип граничнго условия, иначе получить сошедшееся решение не получится.

Сетка, построенная вокруг профиля крыла, слишком мелкая. Из-за этого у вас есть очень вытянутые ячейки с огромным значением Aspect Ratio (максимум больше 4 миллионов). 
Вы выбрали модель турбулентности с пристенными функциями, хотя у вас явно низкорейнольдовая сетка. В вашем случае нужно выбрать Enhanced Wall Treatment. 

Добавить комментарий

Войдите или зарегистрируйтесь, чтобы отправлять комментарии
Приложить файл

Максимальный размер файла: 128 МБ.
Допустимые типы файлов: txt doc docx xls xlsx pdf rar zip 7zip tar.