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2次元 NACA 翼周りの超音速流れ

更新:2018/11/26
OpenFOAM 4.x

ケース

$FOAM_TUTORIALS/compressible/sonicFoam/ras/nacaAirfoil

概要

超音速(マッハ数 約1.78)の空気中に置かれた NACA 翼の周りの流れを計算します。

流れは翼後方の領域 OUTL2 では流速 (600, 148.16) m/s で流出、それ以外の領域 INLE1 では自由流れであるとし、0.01秒分だけ計算します。計算は2次元解析として行われます。

モデル形状 モデル形状

乱流モデルは Launder-Sharma 低レイノルズ数型 k-ε モデルを使用します。

また以下の様にファイル system/controlDict で設定することでトルク係数、抗力係数、揚力係数などを計算します。各値はファイル postProcessing/forces/0/forceCoeffs.dat に出力されます。

functions
{
    forces
    {
        type            forceCoeffs;
        libs ( "libforces.so" );
        writeControl   timeStep;
        writeInterval  1;

        patches
        (
            WALL10
        );

        log         true;
        rhoInf      1;
        CofR        (0 0 0);
        liftDir     (-0.239733 0.970839 0);
        dragDir     (0.970839 0.239733 0);
        pitchAxis   (0 0 1);
        magUInf     618.022;
        lRef        1;
        Aref        1;
    }
}

メッシュは予め用意された Star-CD (v3) pro-STAR 形式のメッシュを変換して使用します。

メッシュは以下の通りで、メッシュ数は40000です。

全体のメッシュ 全体のメッシュ
翼周辺のメッシュ 翼周辺のメッシュ
翼前縁部のメッシュ拡大図 翼前縁部のメッシュ拡大図

計算結果は以下の通りです。

最終時刻での流速(U) 最終時刻での流速(U)
最終時刻での圧力(p) 最終時刻での圧力(p)

またファイル postProcessing/forces/0/forceCoeffs.dat には以下のような出力がされます。

# Force coefficients
# liftDir    : (-2.397330e-01 9.708390e-01 0.000000e+00)
# dragDir    : (9.708390e-01 2.397330e-01 0.000000e+00)
# pitchAxis  : (0.000000e+00 0.000000e+00 1.000000e+00)
# magUInf    : 6.180220e+02
# lRef       : 1.000000e+00
# Aref       : 1.000000e+00
# CofR       : (0.000000e+00 0.000000e+00 0.000000e+00)
# Time       	Cm           	Cd           	Cl           	Cl(f)        	Cl(r)        
4e-08        	1.646333e-301	1.332445e-301	2.609097e-301	2.950882e-301	-3.417852e-302
8e-08        	2.941511e-301	2.299226e-301	4.730491e-301	5.306757e-301	-5.762652e-302

……(省略)……

0.00999992   	3.930796e-301	2.814022e-301	6.597210e-301	7.229401e-301	-6.321912e-302
0.00999996   	3.930795e-301	2.814021e-301	6.597209e-301	7.229400e-301	-6.321906e-302
0.01         	3.930795e-301	2.814020e-301	6.597209e-301	7.229400e-301	-6.321902e-302

ここで Cm はトルク係数、Cd は抗力係数、Cf は揚力係数、Cl(f) は Cl/2.0 + Cm、Cl(r) は Cl/2.0 - Cm です。

実行コマンド

cp -r $FOAM_TUTORIALS/compressible/sonicFoam/ras/nacaAirfoil nacaAirfoil
cd nacaAirfoil

star3ToFoam prostar/nacaAirfoil
sed -i -e 's/symmetry\([)]*;\)/empty\1/' constant/polyMesh/boundary
sonicFoam

paraFoam

コマンド star3ToFoam で Star-CD (v3) pro-STAR 形式のメッシュを変換し、さらにコマンド sed で領域 SYMP3 の境界条件を対称境界から非計算(empty)に変更しています。

計算時間

5時間27分58秒 ※シングル、Inter(R) Core(TM) i7-8700 CPU @ 3.20GHz 3.19GHz

参照