Modélisation numérique d'un bang sonique dans le progiciel ANSYS CFX. ANSYS. Suite de l'introduction. Maillage Modélisation des ondes acoustiques dans le flux ansys.
Analyse acoustique dans ANSYS Mechanical 15.0
Sergueï Khroulev
Ingénieur de support technique, Groupe d'entreprises PLM Ural - Delkam-Ural
Depuis plus de 40 ans, ANSYS, Inc. développe sa gamme de produits pour les calculs d'ingénierie et publie régulièrement des versions mises à jour, à l'écoute des besoins et des souhaits des utilisateurs. Le groupe de sociétés "PLM Ural" - "Delkam-Ural" continue d'informer les lecteurs du magazine sur les innovations de la version du logiciel d'ingénierie ANSYS 15.0. Cette publication se concentrera sur les produits logiciels permettant de résoudre des problèmes acoustiques et vibroacoustiques.
Modélisation acoustique
En version 15.0, ANSYS permet d'étudier l'origine, la propagation, l'émission, l'absorption et la réflexion des ondes de pression acoustique dans un environnement acoustique. L'acoustique dans ANSYS Mechanical est une bibliothèque complète d'éléments finis acoustiques, un large ensemble de propriétés acoustiques des matériaux, une interaction structurelle-acoustique couplée pour résoudre des problèmes vibroacoustiques, des solutions hautes performances, des applications pour la licence ANSYS Multiphysics. L’analyse acoustique n’était auparavant disponible que dans Mechanical APDL (ANSYS « classique »), mais avec l’avènement du module ACT (Application Customization Toolkit), elle est désormais implémentée dans ANSYS Workbench.
En utilisant les capacités acoustiques de l'ensemble, vous pouvez résoudre de nombreux problèmes actuels, tels que : l'élimination du bruit dans les voitures ; minimiser le bruit dans les machines de production ; acoustique des bâtiments et des structures; conception d'appareils auditifs; recherche en hydroacoustique; développement de sonars, haut-parleurs, filtres acoustiques, silencieux et autres dispositifs similaires ; exploration géophysique; aéroacoustique. Tous ces problèmes sont résolus à la fois dans une formulation plate et volumétrique à l'aide des modules Modal, Harmonique et Transitoire (temporairement UN i et domaine fréquentiel), ainsi que le couplage complet ou unilatéral de calculs pour la résolution de problèmes vibroacoustiques.
Dans l'analyse modale, les fréquences naturelles et les formes modales sont déterminées. Il est possible de spécifier l'impédance et les interactions structurelles comme conditions aux limites. Des solveurs tels que les méthodes matricielles Lanczos, Subspace, Damped et Unometric sont utilisés.
L'analyse harmonique calcule la réponse du système en fonction de la fréquence d'excitation, en fonction du débit volumétrique ou de la pression d'excitation. Réponse du système à temps Ô La région est déterminée en analyse non stationnaire (Transient).
Workbench dispose également des moyens de transférer les forces électromagnétiques du module Maxwell vers Mechanical. Ceci est utile lors de la conception de structures dans lesquelles les vibrations mécaniques provoquées par des forces électromagnétiques sont des sources de bruit important.
Vibroacoustique
Les tâches vibroacoustiques consistent à évaluer l’influence des influences sonores et vibratoires sur une structure. La version ANSYS 15.0 propose pour l'analyse vibroacoustique un couplage complet (utile pour résoudre des problèmes d'hydroacoustique) ou unilatéral de deux types de calculs.
Le couplage unidirectionnel est plus efficace pour les calculs acoustiques d'une structure tant que l'impact acoustique sur celle-ci peut être négligé. Dans ce cas, les résultats de l'analyse structurelle sont appliqués sous forme d'excitation acoustique. Les analyses structurelles (expansion de forme propre ou complète) et acoustiques sont présentées dans deux modules d'analyse harmonique différents. Les vitesses de vibration des nœuds du modèle sont transférées à l'analyse acoustique harmonique à l'aide d'un lien dans le diagramme du projet. De plus, les données peuvent être transférées en externe à l'aide de fichiers au format de données externes ou ASI qui, contrairement aux communications précédentes, prennent en charge un maillage conforme.
Lorsqu’elles sont entièrement couplées, les équations structurelles et acoustiques peuvent être résolues en utilisant la méthode matricielle asymétrique ou symétrique – cette dernière étant plus efficace. L'analyse vibratoire-acoustique entièrement couplée inclut également l'interaction avec des éléments piézoélectriques, ce qui, à son tour, permet de résoudre de nombreux problèmes étroitement liés jusqu'à la conception de capteurs et de haut-parleurs.
Charges et conditions aux limites
Lors de la résolution de problèmes vibroacoustiques, des charges et des conditions aux limites appropriées sont spécifiées.
Il s'agit tout d'abord de sources de pression acoustique, qui peuvent être une onde plane (son front a la forme d'un plan), un monopôle, un dipôle, etc.
De plus, vous pouvez spécifier la vitesse de propagation des ondes (y compris en fonction de la fréquence), la source de masse dans l'équation des ondes (lancement d'ondes de pression dans toutes les directions), l'impédance et le coefficient d'absorption (tous deux également en fonction de la fréquence).
Diffusion du son
L'acoustique étudie la diffusion en tant que processus : les ondes sonores sont diffusées par des objets solides ou lorsqu'elles se propagent dans un espace inhomogène (par exemple, les ondes sonores dans l'eau de mer provenant d'un sous-marin).
sur un design avec dispersion
Un modèle de problème acoustique représente généralement une structure immergée dans un environnement idéal homogène et infini. En FEM, pour réduire le coût des ressources informatiques et le temps d'ingénierie, il est nécessaire de réduire la surface considérée. Les conditions d'absorption des ondes nous permettent de modéliser une plus petite partie de la région et de supposer que les ondes sortantes se propagent vers l'extérieur sans réflexion. Il existe trois types de conditions d’absorption des ondes :
Les conditions de couches parfaitement adaptées sont des couches d'éléments finis absorbant les ondes de pression conçues pour tronquer le maillage du domaine FE ouvert dans l'analyse harmonique. Cette méthode n'est pas applicable aux analyses modales et non stationnaires ;
Limite de rayonnement (limite de rayonnement) - restrictions sur le rapport entre la pression et la vitesse d'émission des ondes, coefficient d'absorption ;
Éléments fluides infinis (milieu semi-infini) - spécifiant des éléments absorbants du second ordre (par exemple, FLUID130 ou FLUID129) à la limite de la partie simulée du milieu.
Traitement des résultats
Les résultats obtenus lors du calcul peuvent concerner non seulement le champ proche (grille FE), mais aussi le champ lointain. Le traitement en champ lointain vous permet de sélectionner un point à distance, en dehors de la grille, pour le traçage.
Après avoir résolu un problème acoustique, il peut être nécessaire de calculer certains paramètres de propagation acoustique du système. Par exemple, la puissance d'entrée et la puissance de sortie, la perte de retour, le coefficient d'atténuation et la perte de transmission.
Performances de la solution d’analyse harmonique
Il existe deux méthodes pour résoudre l’analyse harmonique. L’une d’elles, la méthode complète, résout l’équation matricielle à chaque fréquence. La seconde est VT (Variational Technology) - une méthode de solution alternative basée sur l'algorithme de balayage harmonique de la méthode complète et effectue une décomposition matricielle aux fréquences d'échantillonnage et effectue un balayage de fréquence rapide. La méthode VT ne prend pas en charge les matériaux/charges dépendant de la fréquence, l'algorithme de conjugaison symétrique, les matériaux perforés (c'est-à-dire contenant ou prenant en compte les vides), la conjugaison unidirectionnelle et bidirectionnelle (vibroacoustique).
pression à une fréquence de 700 Hz
Exemples d'applications
Certains des exemples les plus marquants de structures nécessitant une analyse acoustique sont les produits de consommation tels que les haut-parleurs et les silencieux.
L'analyse acoustique entièrement couplée joue également un rôle important dans la conception des résonateurs quart d'onde. Pour réduire le niveau de pression acoustique, ses panneaux sont assemblés à partir de tuyaux de différents diamètres et longueurs. L'absorption de la pression acoustique à certaines fréquences par le panneau résonateur se produit également en raison du frottement visqueux interne.
silencieux réfléchissant
Conclusion
Groupe de sociétés "PLM Ural" - "Delkam-Ural" est un représentant autorisé d'ANSYS, Inc. en Russie et dans la CEI depuis plus de 20 ans et est engagée dans le conseil, l'ingénierie, la mise en œuvre de logiciels, le support technique et la formation. Notre entreprise dispose d'une équipe de spécialistes techniques hautement qualifiés et certifiés par des développeurs possédant de nombreuses années d'expérience dans la réalisation de divers calculs. Nous souhaitons que nos publications intéressent les lecteurs, c'est pourquoi nous vous invitons à participer au choix des sujets de discussion les plus pertinents dans les pages du magazine. Nous attendons vos souhaits sur nos sites Internet (www.cae-club.ru,
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résonateur
1 L'impédance acoustique est le rapport de l'amplitude complexe de la pression acoustique à la vitesse de vibration volumétrique (cette dernière étant comprise comme le produit de la composante normale de la vitesse de vibration moyennée sur la zone et la zone pour laquelle l'impédance acoustique est déterminée).
2 Un maillage d'éléments finis conforme est un maillage dans lequel les surfaces en contact partagent des nœuds communs.
3 Monopole est un émetteur idéal qui crée une onde divergente à symétrie sphérique ;
4 Dipôle - deux monopôles avec des vitesses volumiques égales en amplitude et de direction opposée, situées à une petite distance par rapport à la longueur d'onde ;
5 La diffusion est un processus physique général dans lequel certains types de rayonnement, tels que la lumière, le son ou les particules en mouvement, sont forcés de s'écarter d'une trajectoire rectiligne en raison d'une ou plusieurs irrégularités localisées dans le milieu.
Je vais maintenant donner un bref aperçu des principaux modules et applications utilisés dans ANSYS Workbench pour préparer et réaliser des analyses numériques.
Engeneering Data – interface de gestion d’une base de données physique
et propriétés mécaniques des matériaux, ainsi que les paramètres d'entrée des mathématiques
modèles.
Design Modeler (élément Géométrie dans la section Systèmes de composants) est une application permettant de créer des modèles géométriques 2D/3D. Le module peut également fonctionner avec des géométries importées de systèmes de CAO tiers : il permet de corriger les défauts de géométrie, de modifier ou de simplifier le modèle géométrique.
Le maillage (élément Mesh dans la section Component Systems) est un préprocesseur de maillage multifonctionnel qui vous permet de générer automatiquement des maillages informatiques de haute qualité pour différents types d'analyses techniques. Le module fournit une large gamme d'outils pour construire des maillages informatiques basés sur des éléments triangulaires et quadrangulaires pour les modèles 2D et basés sur des tétraèdres, des hexaèdres ou des éléments pyramidaux pour les modèles 3D. Le programme contient des algorithmes pour construire des maillages informatiques structurés et non structurés, ainsi que la possibilité d'une résolution de haute qualité du maillage informatique à proximité de murs solides et d'autres caractéristiques du modèle, ce qui est particulièrement important pour l'analyse hydrodynamique.
Et maintenant, parlons de ce que nous considérons comme toutes nos tâches et quel module choisir. Dans le premier article, je ne savais pas à quel point ce sujet fonctionnerait bien, j'ai donc parcouru les modules en un mot. Maintenant, je vais l'examiner plus en détail.
Structurel statique conçu pour résoudre des problèmes de mécanique d'un solide déformable dans une formulation statique. Lors de l'utilisation d'insertions de commandes dans le langage APDL, les fonctionnalités du module peuvent être étendues pour résoudre, par exemple, des problèmes associés (thermoélasticité, poroélasticité, électroélasticité, etc.).
Structurel transitoire– module de résolution de problèmes de dynamique structurelle. Basé sur des schémas implicites d'intégration d'équations de mouvement. Explicit Dynamics/AUTODYN/LS-DYNA – modules basés sur des solveurs explicites pour calculer des problèmes de dynamique structurelle et modéliser des processus non linéaires rapides : impacts à grande vitesse, pénétrations, fragmentation, destruction, etc.
Dynamique rigide conçu pour simuler la dynamique des systèmes et mécanismes en mouvement. La cinématique du mécanisme est décrite en spécifiant les systèmes de coordonnées associés aux pièces et en sélectionnant des paramètres qui déterminent de manière unique la position relative des pièces et la configuration de l'ensemble du mécanisme. Corps en mouvement
sont décrits par des équations de mouvement sous la forme de Kane, ce qui garantit une grande précision et une rapidité de résolution du problème.
Thermique en régime permanent/Thermique transitoire– analyse du régime stable/instable
champ thermique basé sur la résolution de l'équation stationnaire/instable
conductivité thermique normale.
Débit de fluide (CFX) conçu pour résoudre des problèmes d'hydrodynamique, ainsi que des problèmes de transfert de chaleur conjugué. Permet de simuler une large gamme de processus physiques dans les liquides et les gaz, tels que la non-stationnarité, la turbulence, les environnements multi-composants et multiphasés, les réactions chimiques, les rayonnements, les ondes acoustiques, etc. Il a fait ses preuves dans les problèmes de l'ingénierie des turbomachines, où il est nécessaire de simuler l'écoulement de liquides et de gaz dans des conditions de mécanismes rotatifs.
Débit de fluide (fluide) a des fonctionnalités similaires à celles du module CFX, mais contient une gamme plus large de modèles et de méthodes pour simuler des flux avec des réactions chimiques. Il dispose également d'un éditeur de maillage informatique intégré.
Électrique– modélisation des champs électriques continus dans les conducteurs.
Thermique-Électrique– l'analyse électrothermique stationnaire, qui permet d'étudier les processus de dégagement de chaleur lors du passage du courant électrique à travers un conducteur, ainsi que les processus de transfert de chaleur dans les solides.
Modal– analyse modale, calcul des fréquences propres et des modes de vibration.
Réponse harmonique– analyse harmonique pour déterminer la réponse d'une structure aux charges harmoniques. Permet d'évaluer les conséquences négatives des oscillations forcées - résonance, fatigue, etc. Seuls les modes d'oscillation en régime permanent dans une certaine plage de fréquences sont calculés.
Spectre de réponse– analyse de la réponse de la structure aux charges dynamiques spécifiées par l’accélérogramme. À l'aide de la méthode spectrale linéaire, les accélérations de réponse maximales d'un système oscillatoire à masse unique sont déterminées. Utilisé pour calculer la résistance sismique des structures.
Vibration aléatoire– analyse de la réponse de la structure à l’action de vibrations aléatoires
charges La charge appliquée est spécifiée à l'aide de quantités probabilistes.
Les étapes de résolution des problèmes dans Workbench peuvent être décrites par le diagramme suivant.
Autrement dit, nous créons d'abord la géométrie dans Design Modeler ou SpaceClaim Direct Modeler ou l'importons à partir d'autres applications. À propos, concernant l'importation des propriétés matérielles d'une pièce, si elle n'est pas dans la bibliothèque ANSYS, cela n'est disponible que dans Inventor. Pour ce faire, vous devez cocher la case.
Vous pouvez également créer mathématiquement un modèle en le décrivant en APDL.
Lors de l’importation, en plus des propriétés du matériau, vous pouvez importer beaucoup de choses. En plus des colonnes claires, l'option de géométrie de base propose des options de géométrie avancées. Vous pouvez y sélectionner le type d'analyse (2D ou 3D), l'associativité (pour transférer les propriétés des matériaux, les conditions aux limites et les charges vers le modèle spécifié dans un système de CAO tiers), l'importation de systèmes de coordonnées, SmartCADUpdate (l'option suppose que si certaines pièces ont été modifiées dans l'assemblage CAO, puis Design Modeler met à jour uniquement les pièces modifiées lors de la réimportation).
Ensuite, nous construisons un maillage d’éléments finis. Cela peut être fait en utilisant les modules Meshing et ICEM CFD. Après qu'ANSYS ait absorbé un petit bureau qui développait des algorithmes de grille ICEM, celui-ci n'a plus été développé et les algorithmes ont progressivement migré vers la grille native d'ANSYS.
Ensuite, en fonction du type d'analyse censé être utilisé dans le travail, une description du modèle mathématique est effectuée et le module de calcul nécessaire est sélectionné. Par exemple, pour calculer l'état contrainte-déformation (SSS) d'une structure sous l'influence de charges statiques, vous devez utiliser le module Static Structural. À ce stade, il est nécessaire de définir les propriétés des matériaux, les conditions aux limites et initiales du problème, de sélectionner les méthodes de calcul, de configurer le solveur conformément au modèle physique et mathématique accepté et de définir la précision de calcul requise.
Le processus de calcul est entièrement automatisé, mais il est recommandé d'exercer un contrôle sur le processus de résolution : surveiller le comportement de la solution et sa conformité aux critères de convergence, afficher des paramètres supplémentaires qui permettent d'évaluer les caractéristiques quantitatives nécessaires de la solution, etc. .
Une fois le calcul terminé, il est nécessaire d'analyser les résultats obtenus et, si possible, de les comparer avec les données expérimentales disponibles. Il convient également de rappeler que la solution résultante ne doit pas dépendre de la taille des éléments du maillage, ce qui est généralement obtenu en effectuant une série de calculs.
sur des mailles de différentes densités.
Après avoir extrait le système dont nous avons besoin dans la zone de travail WorkBench et chargé le modèle, double-cliquez sur la cellule Modèle pour ouvrir Mechanical.
Regardons son interface.
En haut se trouvent des menus déroulants assez familiers. Juste en dessous se trouve la barre d'outils. À gauche se trouve l’arbre d’analyse. En dessous se trouve une vue détaillée, une fenêtre dans laquelle sont affichés tous les paramètres de l'élément sélectionné dans l'arborescence, qu'il s'agisse de contact, de force ou de maillage. Fenêtre graphique au centre. Tout ce que vous sélectionnez dans l'arborescence y est affiché. Sélectionnez une grille - la grille s'affiche, sélectionnez le résultat final - obtenez-le. Et à droite se trouvent des conseils pour les débutants, c'est-à-dire que nous sélectionnons l'analyse et effectuons l'analyse en fonction des conseils. Un élément terminé est affiché avec une coche verte, celui qui nécessite une attention ou des données est affiché avec un cercle vert avec un i, et quelque chose qui doit être résolu est affiché avec un éclair jaune.
Le type d'analyse est affiché dans le titre de la fenêtre en haut, le nom de l'application séparé par un tiret et le type de licence entre crochets.
Passons en revue les menus déroulants.
Le menu Edition contient les opérations appelées via le menu contextuel des objets : Supprimer, Copier, Couper, Coller, Dupliquer, qui combine les commandes « copier » et « coller ». L'onglet contient également la commande Sélectionner tout, qui vous permet de sélectionner tous les objets de la fenêtre graphique en un clic, et la commande Rechercher dans l'arborescence, qui vous permet d'effectuer une recherche de texte à l'aide du menu Plan ;
Dans le menu Affichage, il existe des groupes séparés séparés par des lignes. Celui du haut contrôle les graphiques de base - ombrage des bords, représentation en grille, etc.
Un peu plus bas dans les options graphiques - peinture des bords et affichage des poutres.
Le menu Unités comprend une liste des systèmes métriques disponibles ; le système SI est toujours sélectionné par défaut ;
Le menu Outils comprend trois commandes principales : Addins (lance le gestionnaire de compléments, qui vous permet de charger/décharger des routines personnalisées conçues pour étendre la fonctionnalité standard de Meshing), Options (accède aux paramètres généraux du préprocesseur Meshing, y compris les paramètres du processus de parallélisation lors de la construction d'un maillage et valeurs par défaut des paramètres globaux de la grille) et Variable Manager (lance le gestionnaire de gestion des variables dans l'application) ;
Eh bien, l'aide contient des documents de référence en standard.
Maintenant, comme prévu, parcourons la barre d'outils.
Regardons maintenant l'arborescence du projet.
Il affiche les composants correspondant aux pré-
préparation du modèle par le processeur. Ils peuvent être divisés en deux groupes : basiques - apparaissent dans l'arborescence par défaut lors de l'ouverture d'un projet, et facultatifs - n'apparaissent dans l'arborescence que pour certains types de modèles géométriques ou lors de l'utilisation de certains outils lors de la construction d'un modèle de maillage.
Et donc, les composants de l'arbre :
- Géométrie, principale : inclut une liste de corps de modèle géométrique, transmise par le préprocesseur de géométrie. Lorsque vous sélectionnez l'en-tête d'un composant Géométrie, la fenêtre Propriétés (Détails) affiche les propriétés globales et immuables de la géométrie sous l'arborescence. Lorsque vous sélectionnez un ou plusieurs corps dans la liste, la fenêtre Détails affiche les paramètres (choix du système de coordonnées, du matériau, etc.) et les propriétés de ces corps spécifiques (dimensions géométriques, statistiques). Ainsi, si la formulation physique du problème implique la présence dans le modèle géométrique de plusieurs corps avec des caractéristiques différentes, alors pour chacun de ces corps, ses propres caractéristiques peuvent être spécifiées. S'il existe plusieurs corps indépendants ou leurs groupes dans le modèle géométrique, un composant supplémentaire Connexions apparaît dans l'arborescence du projet, qui permet de configurer les connexions entre surfaces (avec frottement, sans frottement, etc.).
- Systèmes de coordonnées, principal : inclut une liste de tous les systèmes de coordonnées (globaux et locaux) utilisés dans le projet. À l'aide du menu contextuel de ce composant, vous pouvez ajouter un nouveau système de coordonnées au projet (Insérer - Système de coordonnées) ou supprimer/masquer/copier un système existant.
- Mesh, main : contient une liste de toutes les opérations et outils utilisés pour construire un maillage informatique. Les propriétés de ce composant affichent les paramètres de maillage globaux et un certain nombre d'outils sont disponibles via le menu contextuel du composant pour définir les paramètres de maillage local.
- Sélection nommée, facultative : dans le maillage Meshing, en plus de la possibilité de construire directement des maillages de calcul, il est possible d'attribuer des noms aux éléments individuels du modèle pour une détermination ultérieure des conditions aux limites.
Par conformité, c'est-à-dire cohérence, on entend une grille dans laquelle les éléments satisfont à la condition : si deux éléments de grille se coupent, alors l'aire de leur intersection est leur face (ou arête) commune.
Une image pour vous aider à comprendre l’ordre de la grille.
Maintenant concernant la forme de l’élément de maillage.
Pour les maillages sur des surfaces, il existe 2 types d'éléments : les triangles et les quadrangles.
Pour les géométries volumétriques, on distingue des cellules à base d'hexaèdres, de tétraèdres, de prismes et de pyramides.
Les maillages informatiques peuvent être hybrides et inclure simultanément des éléments de différents types.
Pour évaluer correctement le calcul, nous avons besoin d'un maillage conforme, c'est-à-dire que nous devons le disposer de manière à ce qu'aux endroits où se produisent des déplacements et des déformations, le maillage soit plus fin et correctement orienté. Pour créer un maillage sur des surfaces 2D, 3 méthodes sont mises en œuvre :
1. Quadrilatère dominant, c'est-à-dire la prédominance des quadrangles. L'ensemble du maillage est construit principalement à l'aide de quadrangles. La forme des éléments est déterminée par le paramètre Free Face Mesh Type, qui comporte deux modes. Lorsque le mode All Quad est sélectionné, le préprocesseur de grille
divise de force la zone en éléments quadrangulaires, quelle que soit la qualité des éléments individuels. Lors de la sélection du mode Quad/Tri, le préprocesseur construit un maillage d'éléments quadrangulaires, mais dans les zones complexes où seuls des éléments quadrangulaires de faible qualité peuvent être utilisés, ces éléments sont remplacés par des éléments triangulaires de meilleure qualité.
2. La méthode Triangle Meshing permet de diviser une zone avec un maillage non structuré avec des éléments de forme triangulaire.
3. La méthode MultiZone Quad/Tri, contrairement aux deux précédentes, est basée sur
technologie de blocs et permet la décomposition automatique d'une géométrie complexe en blocs séparés avec la construction ultérieure d'un maillage structuré (si possible) ou non structuré sur chaque bloc, en fonction des paramètres de la méthode sélectionnée. La forme des éléments de maillage des blocs est déterminée par le paramètre Free Face Mesh Type avec trois modes : All Quad, Quad/Tri et All Tri (analogue à la méthode Triangle Meshing).
Pour voir la différence entre la méthode MultiZone Quad/Tri et les méthodes Quadrilatère Dominant et Triangle Meshing, considérons le même cercle. Dans un cas avec Quadrilatère Dominant, nous obtenons l’image suivante.
Et on obtient un maillage non structuré pour toute la zone. Si nous utilisons la méthode MultiZone Quad/Tri, nous obtenons un maillage structuré et pendant le processus de construction la géométrie sera automatiquement décomposée en blocs caractéristiques, ce qui nous permet de construire un maillage structuré d'éléments rectangulaires pour la partie 1 et de laisser un maillage non structuré pour partie 2.
Cela s’est avéré un peu chaotique et interminable. Celui qui l'a maîtrisé, bravo. Nous examinerons les maillages 3D dans le prochain article.
Pour bien comprendre que les maillages et leur qualité affectent le calcul final, voici un exemple de maillage mal et bien construit.
Introduction
La tendance mondiale à accroître le confort des équipements aéroportés dicte de nouvelles règles : désormais, les équipements doivent non seulement voler, mais voler de manière économique, tout en créant le moins de désagréments possible pour les humains. L'un des principaux facteurs créant un inconfort est le bruit ; à une valeur supérieure à 80 dB, il est considéré comme nocif pour l'homme.
L'aéronoise peut être divisée en deux classes : celles formées lorsque les particules du milieu se mélangent dans un écoulement et lorsqu'un écoulement s'écoule autour de corps solides. La première classe comprend le bruit d'un jet, la seconde - le bruit d'écoulement autour des fils (appelés tons éoliens), des hélices, des ventilateurs, etc. Le bruit d'origine hydrodynamique est étudié par l'hydroacoustique.
Le bruit émis par un rotor comprend le bruit de vortex (ou à large bande), le bruit de rotation des pales et le bruit de claquement des pales. Bien que la différence entre ces composantes ne soit pas aussi grande qu’il y paraît à première vue, une telle classification est utile pour présenter les résultats.
Créer une hélice peu bruyante et efficace est un problème très sérieux, car ces deux caractéristiques sont généralement en contradiction. Pour développer de telles vis, il est nécessaire d'utiliser de nouveaux matériaux ou de nouvelles idées de conception.
1.Justification théorique du son
Bien que l’hélicoptère soit l’avion à décollage vertical le plus silencieux, le niveau sonore qu’il produit reste assez élevé. Cela peut constituer un inconvénient important de l'hélicoptère si des mesures spéciales de réduction du bruit ne sont pas prises lors du processus de conception. Alors que les exigences en matière de bruit des avions deviennent de plus en plus strictes, l’étude des émissions sonores du rotor lors de la conception des hélicoptères est devenue importante. En raison de la périodicité de l'écoulement autour des pales de l'hélice, le spectre du bruit est sensiblement concentré près de fréquences qui sont des multiples de la fréquence de passage des pales NQ (Fig. 1.1). L'émission de bruit est causée par le fait que les composantes constantes des forces de portance et de traînée tournent avec les pales, ainsi que par les modifications des composantes haute fréquence de ces forces. Dans la région des hautes fréquences, on observe un élargissement des raies spectrales, associé à des changements aléatoires des paramètres d'écoulement, en particulier à des fluctuations de charges apparaissant sous l'influence de tourbillons libres. La pression acoustique change avec le temps, principalement avec une période n/NQ, et il existe des pics de pression brusques associés à des phénomènes aérodynamiques locaux, par exemple des manifestations de compressibilité et des changements de charge induits par des vortex. Le bruit émis par un rotor comprend le bruit de vortex (ou à large bande), le bruit de rotation des pales et le bruit de claquement des pales. Bien que la différence entre ces composantes ne soit pas aussi grande qu’il y paraît à première vue, une telle classification est utile pour présenter les résultats.
Le bruit vortex, ou large bande, est un sifflement haute fréquence dont les fréquences et les amplitudes sont modulées par un signal périodique ayant la fréquence de passage des pales. Ce bruit est de nature aléatoire et est associé à des changements aléatoires des charges exercées sur les pales. L'énergie d'un tel bruit est répartie sur une partie importante du spectre de fréquences audibles, qui pour un rotor principal occupe environ 150 à 1 000 Hz avec un maximum d'environ 300 à 400 Hz. (Il convient de noter que la plage d'audibilité pour les humains est de 100 à 20 000 Hz avec une perception maximale à une fréquence de 1 000 Hz.) Le bruit du vortex du rotor est principalement causé par des changements aléatoires de portance dus au passage de la pale dans un sillage turbulent. Les vortex terminaux jouent un rôle particulier dans sa création. D'autres sources de bruit de vortex comprennent les changements de forces exercées sur la pale dus aux tourbillons transversaux sortant du bord de fuite, aux turbulences en écoulement libre et à la séparation et aux turbulences de la couche limite. (Notez que le nom même de « bruit de vortex » reflète le concept original de sa connexion avec une traînée de vortex transversaux, semblable à celui formé lors de l'écoulement autour d'un cylindre. L'intensité maximale du bruit de rotation tombe à de très basses fréquences, de sorte que plusieurs basses fréquences. les harmoniques peuvent ne pas tomber du tout dans la plage audible. Ainsi, si le bruit de rotation est prédominant, ce n'est pas le cas le plus désagréable du point de vue de la perception, le bruit de vortex est souvent prédominant.
Figure 1.1 - Spectre de bruit du rotor principal
Le bruit de rotation est déterminé par un changement purement périodique de la pression acoustique créé par la force périodique des pales sur l'air. Le spectre d'un tel bruit est constitué de raies de fréquence discrètes qui sont des multiples de la fréquence QN passage des lames. Le bruit de rotation prédomine dans la partie basse fréquence du spectre et, dans le cas d'un rotor principal, correspond à des fréquences qui ne sont pas perçues. Le bruit de rotation peut provoquer des vibrations dans les structures des hélicoptères et des dommages dus à la fatigue. De plus, le bruit basse fréquence se propage bien dans l’atmosphère, tandis que le bruit haute fréquence s’atténue plus rapidement avec la distance de l’hélicoptère. Par conséquent, à de grandes distances de l’hélicoptère, le battement des pales et le bruit de rotation du rotor sont de la plus haute importance. Un hélicoptère est généralement détecté acoustiquement par le bruit de rotation du rotor.
Le bruit est mesuré en unités spéciales - décibels (dB), déterminées par le rapport
1dB=10 LG
L'échelle logarithmique est utilisée car elle reflète mieux les différences dans les ordres de grandeur des signaux sonores et la capacité de l'audition à réagir au bruit proportionnellement au logarithme de sa puissance. L'intensité du flux d'énergie acoustique en un point donné du champ est déterminée par la quantité
Où r est la perturbation de la pression et est la vitesse du mouvement perturbé du milieu. La valeur instantanée représente l'énergie émise par unité de surface. Dans le champ lointain, la vitesse et la pression perturbées sont liées par la relation de sorte que l'intensité du flux d'énergie est déterminée par l'expression
où est la vitesse du son, est la valeur moyenne de la densité de l’air, est la valeur quadratique moyenne de la pression acoustique. Ainsi, l’intensité du rayonnement acoustique est déterminée par la valeur de la pression quadratique moyenne. Les organes auditifs et la conception de l'avion réagissent aux écarts de pression par rapport à la pression atmosphérique. Le bruit est donc caractérisé par le niveau de pression acoustique SPL(Niveau de pression acoustique), mesuré en décibels par rapport à la pression de référence SPL=20 LG.
Celle-ci est généralement considérée comme la pression de référence. Ainsi, la courbe de densité spectrale de la pression quadratique moyenne peut être considérée comme la loi de la distribution fréquentielle de l'énergie sonore.
pointe sonore de lame aérodynamique
2. Calcul du son
2.1 Sélection d'une méthode de calcul
Pour calculer le son, comme le montre le chapitre 1, il est nécessaire de disposer de données empiriques obtenues à partir d'expériences de soufflage. Le processus de purge étant très coûteux, il a été décidé d'utiliser un programme qui simule tous ces processus.
Un de ces programmes est Ansys et son module CFX.
Ansys- un progiciel utilisant la méthode des éléments finis pour les calculs.
CFX-module logiciel ANSYS y compris le calcul des caractéristiques aérodynamiques.
2.2 Sélection d'un profil de lame
Pour effectuer le calcul, un profil de modification est sélectionné dans l'atlas des profils. ClarkY-15 dont les caractéristiques sont indiquées dans le tableau 2.2.1. Le choix est justifié par le fait que le profil est assez simple et ne posera pas de difficultés lors de sa modélisation dans 3 D.
Tableau 2.2.1 - Caractéristiques du profil Modification Clark Oui-15
En même temps K maximum-qualité aérodynamique maximale du profil, C ymax - coefficient de portance maximum, C xmin- coefficient de traînée minimum, C m 0 -valeur du coefficient de moment longitudinal à C oui=0.
Figure 2.2.1 - Graphique des changements dans la portance de l'aile en fonction de l'angle d'attaque
Figure 2.2.2- Profil de lame
Comme le montre la figure 2.2.2, le profil simulé est similaire mais pas identique au profil TsAGI, on peut donc noter que cela créera une erreur de calcul.
2.3 Calcul du profil de pale
2.3.1 Définition du domaine de calcul
En raison du manque de données sonores, nous analyserons l'écoulement autour de la pale en Ansys CFX, afin de déterminer la précision du modèle et des objets pour son raffinement, l'expérience de soufflage du profil sera simulée ClarkY-15 dans la soufflerie T-1 située à TsAGI.
Les caractéristiques géométriques de la pale sont indiquées dans le tableau 2.2.1.
La zone de calcul a été sélectionnée en fonction de la soufflerie T-1 utilisée par TsAGI.
Tableau 2.3.1.1 - Géométrie du domaine de calcul
2.3.2 Détermination des conditions aux limites
Comme cela a été dit précédemment, Ansys CFX est basé sur la méthode des éléments finis, c'est-à-dire que pour résoudre des équations, il est nécessaire d'introduire des conditions aux limites (pour que les équations soient définissables), à savoir la condition à l'entrée et à la sortie du calcul. domaine et les propriétés du milieu.
Après avoir établi les conditions de calcul, nous les inscrirons dans le tableau 2.3.2.1. Dans ce cas, il faut s'inspirer de l'atlas et des manuels méthodologiques de UNNSYS.
Tableau 2.3.2.1- Conditions aux limites
La vitesse d'écoulement a été choisie plus élevée que dans l'expérience, ce qui n'affectera en rien les résultats, tandis qu'un nombre de Reynolds plus élevé est assuré et que le modèle est plus proche des conditions de vol réelles.
Figure 2.3.2.1- Domaine de calcul
La figure 2.3.2.1 montre le domaine informatique.
Au centre, à l'origine des coordonnées, se situe le profil de la pale. Pour accélérer le calcul, seule la moitié du tuyau et de la pale est modélisée par rapport au plan de symétrie, ce qui réduit également de moitié les ressources utilisées par le programme.
2.3.3 Maillage et calcul
Lors de la création d'un maillage, les paramètres du maillage général (Fig. 2.3.3.1), du maillage de broyage local (Fig. 2.3.3.3) et de la couche limite (Fig. 2.3.3.4) sont pris en compte.
Figure 2.3.3.1 - Paramètres généraux du maillage.
Figure 2.3.3.2- Menu de définition de grille.
Figure 2.3.3.3- Création d'une partition maillée locale.
Figure 2.3.3.4 - Définition de la couche limite.
Lors de la détermination des dimensions optimales de la grille globale, nous effectuerons des calculs pour ses différentes valeurs avec une diminution séquentielle de la taille de la grille et une augmentation du nombre de cellules.
min taille=1 mm
Taille maximale du visage= 70mm, taille maximale=200mm.
|
Avec, kg/m3 |
|||||||||
Tableau 2.3.3.1 - Valeurs aérodynamiques pour les paramètres de maillage min taille=1 mm
Visage maximumtaille=50mm, taille maximale=100mm.
|
Py, N |
Px, N |
S, m2 |
Avec, kg/m3 |
||||||
Dans ce cas, les erreurs pour un angle de 0 ? sont indiqués dans le tableau 2.3.3.2.
Tableau 2.3.3.2 - Erreur de détermination.
Sur la base du tableau 2.3.3.2, nous déterminons que pour augmenter la précision du calcul, il est nécessaire d'utiliser un maillage plus fin. Avec paramètres Max. affronter taille=50mm, maximum taille=100mm.
Pour déterminer la taille de la couche limite, il est nécessaire de tracer la vitesse le long de la hauteur au-dessus du profil.
Figure 2.3.3.5 - Graphique de distribution de vitesse à la limite du profil
a - valeurs théoriques des vitesses à la frontière avec le corps
b - valeurs obtenues des vitesses à la frontière avec le corps
Sur la base des chiffres, nous pouvons dire que l'épaisseur de la couche limite est d'environ 18-12,77 = 5,23 mm, 12,77 mm étant la hauteur du profil de la lame.
2.3.4 Détermination des zones de meulage des mailles
En fonction de la répartition de la pression dans la zone de travail, nous déterminerons les zones de broyage des mailles.
Figure 2.3.3.1 - Répartition de la pression dans la zone de travail.
Figure 2.3.3.2 - Zones de division du quadrillage.
Les dimensions de la zone interne sont de 625×100×900 mm, la zone externe de 1000×400×900 mm le long du mur extérieur et de 800×120×900 mm le long du mur intérieur.
Les dimensions des cellules dans la zone intérieure sont de 8 mm, dans la zone extérieure de 12,5 mm. Le maillage à la surface de la pale a également été affiné en introduisant le paramètre affronter dimensionnement d'une valeur de 2 mm. Le nombre de cellules dans le calcul était de 8,12 millions.
Oui+ selon lequel l'adéquation du modèle de grille dans les zones locales est vérifiée atteint 66.
Figure 2.3.3.3 - Répartition Oui+ le long du profil de la lame.
Oui+ - paramètre sans dimension caractérisant la couche limite, la distance de la première couche limite au mur.
Pour le coin 4 ? a reçu les données suivantes affichées dans le tableau 2.3.3.1.
Tableau 2.3.3.1 - Résultats du calcul pour un angle de 4°.
Comparons les résultats avec un modèle de grille plus grand.
La finesse des mailles dans la zone intérieure est de 15 mm, dans la zone extérieure de 30 mm.
Le maillage à la surface de la pale a également été affiné en introduisant le paramètre affronter dimensionnement avec une valeur de 5 mm.
Le nombre de cellules dans le calcul était de 2,14 millions, ce qui est nettement inférieur et accélère le temps de calcul.
Avec ces paramètres, la valeur du coefficient Oui+ selon lequel l'adéquation du modèle de grille dans les zones locales est vérifiée atteint 58.
Figure 2.3.3.4 - Répartition Oui+ le long du profil avec un maillage plus grand.
Tableau 2.3.3.2 - Valeurs des résultats pour une grille plus grande.
D'après les tableaux 2.3.3.1 et 2.3.3.2, l'erreur de calcul pour la force de portance est
Ainsi, l'erreur prend des valeurs faibles et il n'est pas nécessaire de créer un maillage trop fin.
Figure 2.3.3.5 - Grille de calcul acceptée.
2.3.4 Calcul des caractéristiques du profil
Calculons les caractéristiques du profil à l'aide des modèles construits pour les angles de 0 ? jusqu'à 16 heures ?.
Tableau 2.3.4.1 - Calcul du profil.
Analysons les résultats en fonction des caractéristiques obtenues à TsAGI.
Figure 2.3.4.1 - Qualité aérodynamique du profil
Figure 2.3.4.2 - Glissement du profil.
Figure 2.3.4.3 - Force de levage du profilé.
Figure 2.3.4.4 - Caractéristiques du profil TsAGI.
Sur la base des figures 2.3.4.1-2.3.4.4, nous pouvons dire que le résultat comporte une erreur associée à la méthodologie de calcul, aux hypothèses introduites dans le modèle de turbulence, ainsi que l'erreur la plus élevée associée à l'imprécision géométrique des profils, donc on peut conclure que lors de la conception, il est nécessaire d'utiliser des atlas qui ont un plus grand nombre de coordonnées de profil (et non 2, comme dans l'atlas TsAGI).
2.4 Calcul sonore
Lors du calcul du son, 3 modèles de pales sont utilisés. Une lame sans pointe modifiée, une lame avec une pointe de type Linglett, une lame avec une pointe horizontale. Sur la base de ce calcul, il est prévu de déterminer l'effet d'une modification de la conception de la pointe du profil aérodynamique sur les caractéristiques aérodynamiques du profil aérodynamique et sur le bruit.
Lors du calcul du son, 3 modèles de pales sont utilisés. Une lame sans pointe modifiée, une lame avec une pointe de type Linglett, une lame avec une pointe dans un plan horizontal (voir Fig. 2). Sur la base du calcul, il est prévu de déterminer l'effet du changement de conception de la pointe sur les caractéristiques sonores et aérodynamiques du profil. Lors de la création d'un modèle, le profil calculé précédemment est utilisé. Caractéristiques aérodynamiques de base Cx - coefficient de traînée, Su - coefficient de portance, À - dont la qualité aérodynamique est donnée dans le tableau 1.
Tableau 2.4.1 - Caractéristiques aérodynamiques du profil obtenu dans Ansys.
Figure 1 - Profil de lame
a- Atlas TsAGI, b- Modèle dans Ansys
Sur la base des données de profil fournies dans l'atlas, un modèle géométrique est développé.
Figure 2 - Modèle de lame
Modèle a avec terminaison horizontale, type b-Linglett.
Le calcul du bruit est effectué pour le mode au sol à une distance de 1.150 m de l'hélicoptère. L'angle d'installation des pales est supposé être de 10 ? basé sur le fait que lors du décollage d'hélicoptères, il prend approximativement les valeurs suivantes. Le calcul sera effectué selon le même principe que précédemment.
Tableau 3 - Conditions aux limites
Figure 3 - Domaine informatique.
La zone de calcul a les dimensions suivantes :
Hauteur 4m
Rayon 6m
L'angle de coupe des surfaces latérales est de 30 ?
La distance de l'axe à la coupe des surfaces latérales est de 2 m.
Lors de la création d'un maillage sur la surface de la pale, une couche limite est créée égale à la couche limite lors du calcul des caractéristiques aérodynamiques du profil, 5,23 mm, nombre de couches n=10 couches limites sont tirées des recommandations de la source.
Le treillis a été concassé dans des zones de plus grande surface, 160 × 900 mm dans la zone interne, 800 × 3 000 mm dans la zone extérieure, tandis qu'il a été décidé d'augmenter la profondeur de concassage à 2 000 mm en raison de l'ajout de terminaisons.
Figure 2.4.2 - Zones d'écrasement des mailles
Sur la base de considérations de vitesse de calcul, la taille des cellules a été augmentée.
Figure 2.4.3 - Dimensions du quadrillage général
Figure 2.4.4- Taille de la grille de la zone interne.
Figure 2.3.5 – Taille de la grille de zone externe.
Figure 2.3.6 - Taille de la couche limite.
Le nombre total de cellules était de 1 900 000. Lors du calcul, la fréquence du son de rotation et le niveau de pression acoustique ont été obtenus.
Figure 5 - Graphique des changements de son de différentes pales à une distance de 1 m.
Figure 6 - Graphique des changements de son de différentes pales à une distance de 150 m.
Sur la base des chiffres, il convient de noter que le changement de conception a eu à la fois un effet positif sur le niveau sonore de l'hélicoptère, le bruit de la pale avec une pointe de type Linglett a diminué, et un effet négatif, le bruit de la pale avec une pointe horizontale augmentée.
3. Analyse aérodynamique
Pour déterminer l'effet sur les caractéristiques aérodynamiques, nous comparerons trois pales en termes de portance, de distribution de vitesse et de turbulence.
Tableau 3.1 - Forces agissant sur une lame sans pointe
Tableau 3.2 - Forces agissant sur une lame à pointe Linglett.
Tableau 3.3 - Forces agissant sur une pale à pointe horizontale
Comme le montrent les tableaux 3.1 à 3.3, le changement des pointes des profils a grandement influencé les forces agissant sur les pales, tandis que la pale sans pointes est soumise à une force « - » le long de l'axe Y, ce qui est très probablement dû à la formation de flux inverses derrière la pale, voir Fig. 3.1.
Les schémas d'écoulement autour de la pale obtenus lors du changement de pointe (voir Fig. 3.1-3.5) montrent l'impact d'un changement géométrique du profil de la pale sur les caractéristiques aérodynamiques ; change radicalement, ce qui indique la nécessité de recherches supplémentaires dans le domaine de l'aérodynamique et de la conception des pointes de pales.
Figure 3.1 - vecteurs vitesse derrière la pale sans pointe.
Figure 3.2 - Vecteurs vitesses derrière une pale à pointe de type Linglett
Figure 3.3 - Vecteurs vitesses derrière une pale à pointe horizontale
ZX pour une lame sans pointe.
Figure 3.4 - Distribution des vitesses dans le plan ZX pour une lame à pointe horizontale.
Figure 3.5 - Distribution des vitesses dans le plan ZX pour les lames avec une pointe en linglett.
Conclusions
Au cours des travaux, le principe et la procédure de calcul dans le programme ont été déterminés ANSYS CFX, les caractéristiques aérodynamiques du profil ont été déterminées, un modèle de calcul de la rotation de la pale a été créé, des calculs sonores ont été effectués pour trois types de pales : sans pointe, avec une pointe de type Linglett, une pointe horizontale et une une analyse de l'aérodynamique de ces pales a été réalisée.
Une pale sans pointe présente un niveau sonore moyen, les caractéristiques aérodynamiques de cette pale lors de la rotation sont faibles, la force de portance est négative, et il peut être nécessaire de tordre la pale.
Une pale avec une pointe de type Linglett a le niveau de bruit le plus faible, tandis que ses caractéristiques aérodynamiques sont moyennes ; la force de portance créée par cette pale est légèrement inférieure à celle d'une pale avec une pointe horizontale, ce qui peut être dû à la plus grande surface de poussée. ce dernier.
La lame avec une pointe horizontale crée le niveau de bruit le plus élevé, tandis que la force de levage a également la plus grande valeur, ce qui est probablement dû à la plus grande surface de la lame.
Ainsi, il est nécessaire d'étudier plus en profondeur la conception de la pale et de la pointe pour déterminer celle optimale, il faut également noter que l'étude a été réalisée sur le bruit de rotation des pales, le bruit de vortex et le bruit de claquement des pales. n’ont pas été pris en compte.
Références
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2. Acoustique aéronautique : Recueil d'ouvrages - M. : TsAGI, 1978. - 67 p. ; 25cm. -- (TsAGI.Proceedings; Numéro 1902).-- 70k.
3. Acoustique aéronautique : Recueil d'ouvrages - M. : TsAGI, 1979. - 100 p. ; 26 cm -- (TsAGI.Proceedings; Numéro 2000).-- 1.03
4.Ansys CFX - Guide de modélisation du solveur. 483
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Modélisation numérique d'un bang sonique dans le progiciel ANSYS CFX
Ph.D., chercheur principal au TsAGI du nom. prof. PAS. Joukovski. 
Ph.D., chef du département du TsAGI du nom. prof. PAS. Joukovski.
L'article explore une méthode de calcul d'un bang sonique au sol induit par un avion de ligne supersonique. Les résultats obtenus à l'aide du progiciel ANSYS CFX ont été comparés aux données expérimentales. Pour l'utilisation opérationnelle du code industriel ANSYS CFX, une macro a été développée qui a été organiquement incluse dans l'interface du logiciel, ce qui a considérablement simplifié la procédure de calcul d'un bang sonique.
L'une des principales tâches que doivent résoudre les concepteurs d'avions de passagers supersoniques est de minimiser l'intensité de l'onde de bang sonique qui accompagne inévitablement le vol supersonique. La base de la conception d'un avion supersonique avec une intensité de bang sonique réduite est le calcul direct du diagramme d'onde sonore au sol pour un mode de vol donné (altitude, vitesse) et des paramètres géométriques de l'avion.
La méthode de calcul d'un bang sonique consiste à résoudre deux problèmes : le problème de la détermination du champ proche à proximité de l'agencement de l'avion et le problème de la propagation d'une onde sonore dans l'atmosphère jusqu'à la surface de la Terre. Pour résoudre le problème de l'écoulement, il est intéressant d'envisager la possibilité d'utiliser les équations les plus précises, qui suppriment toute restriction sur la forme du corps profilé, les régimes d'écoulement (zones de séparation ou subsoniques) et permettent de simuler le fonctionnement d'un moteur réel. . L'objectif principal de ce travail est de développer une méthode de calcul d'un bang sonique basée sur la résolution des équations de Navier-Stokes moyennées par Reynolds. En tant que système implémentant la solution des équations de Navier-Stokes moyennées par Reynolds, le progiciel ANSYS CFX (contrat de licence TsAGI n° 501024) a été utilisé, adapté pour calculer le bang sonique et testé sur des exemples de test.
Les systèmes logiciels modernes, basés sur les principes des calculs parallèles des équations de Navier-Stokes, ont une structure modulaire complexe et, en plus du module de résolution principal, incluent un certain nombre d'outils logiciels qui vous permettent d'effectuer efficacement des expériences informatiques sur l'écoulement. d'un gaz ou d'un liquide autour d'un corps de configuration complexe. Les principes de base de fonctionnement des systèmes logiciels modernes de calcul de dynamique des fluides, tels que ANSYS CFX et ANSYS Fluent, sont présentés dans la Fig. 1.
aéronef
Lors du calcul d’un bang sonique, c’est-à-dire lors de la détermination des perturbations à la surface de la Terre créées par un avion volant à une vitesse supersonique, le champ d’écoulement tridimensionnel peut être divisé en deux zones :
- zone 1 avec taille caractéristique r ordre de longueur du corps L(r~L);
- zone 2 avec une taille caractéristique de la commande R. altitude de vol H (R~H).
Généralement Н>>L(par exemple, si l'altitude est de 15 000 m et la longueur de l'avion est de 50 m, alors N/L=300).
Dans la formulation décrite, deux problèmes doivent être résolus : l’un génère les données initiales dans un flux tridimensionnel et le second calcule la propagation d’une perturbation depuis le corps jusqu’à la surface de la Terre.
Dans un premier temps, il est nécessaire de calculer l'écoulement autour du réseau de l'avion et de trouver les paramètres d'écoulement autour de celui-ci (Fig. 2). Surface S1 est la limite de l'écoulement perturbé et non perturbé (cône de Mach), le plan S2, parallèle à la vitesse d'écoulement venant en sens inverse, se situe sous le corps, mais ne le touche pas. Avions S3 Et S4 sont déterminés par les enveloppes des cônes de Mach inverses émanant du segment AB.
Une macro a été développée spécifiquement pour le progiciel ANSYS CFX (Fig. 3), qui, sur la base de la méthodologie, permet de calculer le schéma d'un bang sonique au sol à l'aide de données de calcul en champ proche. La macro a été intégrée au post-processeur CFX-Post.
dans l'environnement ANSYS CFX
Une fois le problème de l'écoulement autour de l'avion résolu, pour calculer l'intensité du bang sonique, il faut d'abord créer dans le post-processeur CFX un plan parallèle au flux venant en sens inverse, qui sera situé sous l'avion dans proximité de celui-ci, mais sans le toucher (Fig. 4). Cet avion de la Fig. 2 correspond à l'avion S2. L'utilisation de cette méthode pour déterminer un bang sonique au sol nécessite un calcul précis de la répartition de la pression dans l'avion. S2. Cela impose des exigences élevées en matière de qualité du maillage informatique. Lors de sa préparation, il est nécessaire d'utiliser un meulage local dans la zone située entre l'avion et l'avion S2.
Pour que la macro fonctionne, vous devez définir les paramètres suivants :
- Région d'entrée : la surface limite à travers laquelle le flux entre dans la région de calcul ;
- Avion Zhilin - avion S2;
- Symétrie - un paramètre qui détermine si le modèle complet (complet) ou sa moitié symétrique (moitié) est utilisé ;
- Altitude de vol - altitude de vol de l'avion ;
- Longueur du corps : longueur caractéristique de l'avion ;
- Nombre de pas X — nombre de pas le long de l'axe longitudinal ;
- Nombre de pas d'altitude - nombre de pas en hauteur.
Les deux derniers paramètres déterminent le degré de discrétisation de l'espace. Les valeurs par défaut (respectivement 500 et 2000) permettent d'obtenir une solution avec un degré de précision assez élevé. L'augmentation du nombre d'étapes le long de l'axe longitudinal nécessite de grandes quantités de RAM et peut entraîner des échecs du programme.
Riz. 5. Avion Tu-144 : a - vue arrière ; b - lignes actuelles
sur la surface du modèle informatique et la forme des jets de buses
Cho Kyu Chul, étudiant diplômé du MIPT, a effectué une série de calculs de test pour l'avion Ty-144 (Fig. 5 UN). Les calculs ont été effectués à l'aide du progiciel CFX et de la macro développée. Lors de la modélisation de la centrale Tu-144, il est également nécessaire de prendre en compte l'influence des réacteurs des moteurs sur le champ de perturbation de l'avion. S2 et un schéma d'un bang sonique. Sur la fig. 6 UN montre la forme et la position de la centrale électrique utilisée dans ce travail. La direction et l'angle de l'ouverture de la buse sont indiqués sur la Fig. 6 b. Direction du jet θcd change avec l'angle d'attaque et l'angle de la buse ( θc) supposée égale à la valeur optimale — 10 .
a — diagramme de l'écoulement du jet ; b - buse
Riz. 7. L'influence du réacteur à réaction sur le diagramme du bang sonique de l'avion Tu-144 : a - diagramme de la surpression dans l'onde en forme de N, b - le deuxième pic de l'expérience
Les résultats du calcul en comparaison avec les données expérimentales sont présentés sur la Fig. 7. La prise en compte des jets du moteur crée un deuxième pic dans le diagramme de surpression (Fig. 7 UN). Dans l'expérience, le diagramme de surpression de l'onde sonore de l'avion Tu-144 présente également un deuxième pic, plus intense (Fig. 7 b), ce qui peut être le résultat de l'influence des jets de buse fonctionnant à des angles d'écoulement de la buse qui n'ont pas été enregistrés au cours de l'expérience. Riz. 5 b illustre la nature de l'écoulement autour d'un avion Tu-144 avec des moteurs en marche aux paramètres calculés de l'écoulement du jet.
La macro créée, applicable à n'importe quelle version d'ANSYS CFX et organiquement incluse dans l'algorithme de ce code industriel, qui a été prise comme outil de détermination du champ proche à l'aide des équations de Navier-Stokes, nous a permis de développer une procédure efficace de calcul d'un bang sonique au sol.
Littérature
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Kuntz M., Berner C. Simulations CFD d'écoulements aérodynamiques avec une méthode basée sur la pression // Papier ICAS 2004-2.4.1. Japon, Yokohama, 2004. 11 p. - Vozhdaev V.V., Kovalenko V.V., Teperin L.L., Chernyshev S.L. Méthodologie de détermination de l'intensité d'un bang sonique au sol lors de l'étude de l'agencement d'un avion de ligne supersonique // Polet. 2013. N° 10. P. 17-27.
- Zavershnev Yu.A., Rodnov A.V. Essais en vol d'avions de passagers supersoniques de première génération pour bang sonique // Conférence scientifique et technique internationale « Nouvelles frontières de la science aéronautique » ASTEC'07, Moscou, 19-22 août 2007.