Ｈ24創造設計演習 ～流体力学設計演習１～

担当：杵淵郁也助教、田中展助教、泉聡志准教授 諸山稔員技術職員、石川明克技術職員

TA：池田和寛、高本聡、廣瀬巧大

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スケジュール

演習（２）： 格子の作成（メッシュの切り方を習得、メッシュ依存性を評価）

演習（３）： 解析演習1（翼型データの揚力・抗力解析，実験値との比較）

演習（４）： 解析演習2＋ワイヤカット加工／回流水槽の見学

演習（１）： ガイダンス＋Fluent導入演習

演習（５）： 設計方針の検討

演習（６）： 解析・設計1（自由課題）

演習（７）： 解析・設計2（自由課題）

演習（８）： 解析・設計3（自由課題）

演習（９）： 解析・設計4（自由課題）

2

ANSYS 13.0 : 50台

► ANSYSはライセンス制度により厳密に管理

2プロセス以上立ち上げないよう注意すること

（2回目以降, 座席の移動は禁止）

演習室入口 スクリーン

ANSYSの使用上の注意 （座席に注意）

3

► 流体解析ソフトウェアのひとつ

► 有限差分法ベース

► 様々な物理現象を取り扱う

ex) 乱流、熱伝導、反応、燃焼、空力音響、回転機械、混相流

► 適用例 航空機の翼周りの流れ 炉内燃焼、気泡塔、石油プラットフォーム、血流、半導体製造、 クリーンルームの設計、 排水処理プラントの設計

ANSYS Fluent 汎用熱流体解析ソフトウェア

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解析手順

解析モデルの作成

乱流モデルの設定

材料定数の入力

境界条件の設定

解析の実行

解析結果の表示

本日はあらかじめ作成した解析モデルを用いる。第2回から解析モデルの格子作成方法を学ぶ。

備考

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下準備

席が決まったら、Windowsを起動し、以下のディレクトリィを作成する。

C:¥Fluent¥step1

次に下記のHPアドレスから、「naca0012.msh」※をダウンロードし、 さきほど作成したC:¥Fluent¥step1の直下に置く。

http://www.fml.t.u-tokyo.ac.jp/fluent/index.html

※アメリカの航空諮問委員会(National Advisory Committee for Aeronautics(NACA))

本ウェブページから資料やファイルを随時ダウンロードするので、ブラウザのお気に入りにリンクしておくとよい。

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Fluentの立ち上げ

スタート すべてのプログラム ANSYS 13.0 Fluid Dynamics FLUENT

① Dimension 2D

② Option Double Precision （倍精度）

（ Working Directoryの設定 ）

③ Show More Options Working Directory

④ C:¥Fluent を入力

① ②

③

④

7

ファイルの読み込み

Read a file Mesh… から「naca0012.msh」を読み込む。

8

乱流モデルの設定 Problem Setup Models Viscous 「Spalart-Allmaras (1 eqn)」を選択

9

材料定数の入力１（確認） Problem Setup Materials Fluid-airを選択して、Creat/Edit…を選択 （左下のウィンドウが出現）

①

① FLUENT Database…をクリック

② airを選択

③ Copy をクリック（新しい材料定数のとき）

②

③

10

材料定数の入力２（確認）

11

①

Problem Setup Cell Zone Conditionsを選択 ① Editをクリック ② Material Nameからairを選択 ③ OKをクリック

②

③

11

境界条件の設定 ① 「airfoil」の設定・・・翼壁 ② 「inlet」の設定 ・・・ 流入口 ③ 「outlet」の設定・・・流出口

① airfoil ② inlet ③ outlet

それぞれの境界について，以下の境界条件を使用します． • airfoil wall • inlet velocity-inlet • outlet pressure-outlet

12

境界条件の設定１ Problem Setup Boundary Conditions Zone「airfoil」 Editをクリック

①

②

① Wall Motion – Stationary Wall

がクリックされていることを確認

② Shear Condition – No Slip

がクリックされていることを確認

13

境界条件の設定２ Problem Setup Boundary Conditions Zone「inlet」 Editをクリック

①

②

① Velocity Specification Method から「Components 」をクリック

② X-Velocity (m/s)および Y-Velocity (m/s)に数値を入力

迎角α≠0°のときには X-Velocity = U cos α Y-Velocity = U sin α を入力する（Uは主流の流速) 今回は迎角をα =10 °とする 43.82*COS(3.141592*10/180)=43.15428 43.82*SIN(3.141592*10/180)=7.609262

14

境界条件の設定３ Problem Setup Boundary Conditions Zone「outlet」 Editをクリック

①

① Gauge Pressure (pascal) が「0」に設定されていることを確認

15

参照値の設定 Problem Setup Reference Values

①

① 「Area (m2)」=2

②「Density (kg/m3)」=1.225

③「Velocity (m/s)」=43.82

Reference Values: 無次元化された量を算出する際に使用されます． 流れのシミュレーションそのものには影響しません． 今回の場合，揚力係数CL，抗力係数CDを 算出する際に用いる以下の3つの値を 正しく入力しておく必要があります． • 面積（2D計算では奥行は1mと考えるので， 翼弦長×1 [m^2]） • 密度（選択した流体に合わせて入力する） • 速度（主流の流速を入力する）

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②

③

解析方法の選択 Solution Solution Methods

③

① SIMPLECに変更 ② Skewness Correction: 0→1に変更 ③ Momentum ④ Modified Turbulent Viscosity ↑風上差分の精度を変更 Second Order Upwind ・・・2次精度の風上差分

④

17

②

①

出力値の設定0（計算の収束状況）

18

Solution Monitors Residuals

①

① Convergence Criterionをabsoluteからnoneに変更

② OKをクリック

②

18

出力値の設定１（抗力） Problem Setup Monitors Drag ① Print to Console をチェック ② airfoilを選択 ③Force Vectorを入力 ④OKをクリック

迎角α ≠ 0°のときには X: cos α Y: sin α を入力する．

19

①

②

③

④

出力値の設定２（揚力） Problem Setup Monitors Lift

20

①

迎角α ≠ 0°のときには X: -sin α Y: cos α を入力する．

②

③

④

① Print to Console をチェック ② airfoilを選択 ③Force Vectorを入力 ④OKをクリック

初期化

②

①初期データの入力

② Initializeをクリック メッシュを切った各格子点にあらかじめ初期データを入れる。 この場合、pp.14の「inlet」の流入速度を参考に、計算初期は領域 内に一様流が流れているとする。

21

43.15428

7.609262

①

解析実行 Solution Run Calculation

①

① 反復計算の条件を設定

Number of Iterations : 2000

Reporting Interval: 1

解析の注意点 • 残差（グラフで表示される）が十分に落ちているか？

• 揚力係数CL，抗力係数CDの値が収束しているか？

• 流れ場を可視化してみて，妥当な結果になっているか？

を確認し，反復計算が足りない場合には，さらに追加で計算させる．また，計算が十分に収束したのであれば，途中で計算を中断しても良い．

22

2000

モニターの見方

コンソール画面： （左から）総合反復回数，残差（continuity, x-velocity, y-velocity, nut），揚力，抗力，時間，残り反復回数

23

収束値（continuity, x-velocity, y-velocity, nut) の推移のグラフ

GUIの基本操作１ 24

（メッシュ画面への切り替え）

Display -> Mesh -> 「Display」ボタンをクリック。

① ② ③

GUIの基本操作２ 25

① 対象物を並行移動

② 対象物の拡大・縮小 （左上始点BOX：拡大、右下始点BOX：縮小）

③ 対象物の全体を画面にフィット

（拡大）

（縮小）

物体が回転したりなんかおかしくなったら・・・

Display -> Views ->

front が選ばれているのを確認して、 「apply」ボタンをクリック。

ポスト処理1（速度ベクトルの表示） 26

②

①

③

④

⑤

⑥

① Graphics and Animations

② Vectors

③ Velocity, Velocity…, Velocity Magnitude

④ 領域の選択

⑤ 適宜，値を入力 Scale：矢印の大きさ Skip：矢印の密度の間隔

0.5 5

拡大してみよう

ポスト処理1（速度ベクトルの表示） 27

拡大図（翼前縁） 拡大図（翼後縁）

(1) 速度が加速するところ

(2) よどみ点

(1) 速度が減速するところ

(2) よどみ点

(3) 剥離するところ

ポスト処理2（翼回りの圧力分布のプロット） 28

圧力係数

① Plots

② XY plots

③ Pressure…, Pressure Coefficient, Direction Vector

④ 領域の選択

⑤ Plotをクリック

①

②

③

④ ⑤

無次元化した値

※ガイダンス資料参照

翼上面：負

翼下面：正

ポスト処理3（圧力分布のコンター図） 29

②

①

③

④

⑤

⑥ ⑦

① Graphics&Animations

② Contours

③ Clip to Range をクリック

④ Pressure…, Pressure Coefficient

⑤ 最小と最大の値を定義 （前頁の翼型回りの圧力分布を参考）

⑥ 領域の選択

⑦ 適宜，値を入力 Levels：コンターラベルの分割数 Setup：コンターの細かさ ⑧ Displayをクリック ⑧

計算モデル／結果の保存

File -> Write -> Case & Dataをクリック

Case： メッシュ、境界条件などの解析モデルの保存

Data： 残差、揚力、抗力などの計算結果の保存

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（応用課題） 細かい格子を用いた計算と比較する１

① 演習のホームページから，NACA0012_fine_mesh.zipを ダウンロードする．

http://www.fml.t.u-tokyo.ac.jp/fluent/index.html ② 次に，圧縮ファイルを展開し，以下の2つのファイルを

C:¥Fluent¥step1 の中にコピーする．

• NACA0012_1000x300_10.cas • NACA0012_1000x300_10.dat

③ FLUENTが起動している場合にはいったん終了させておく．

④ FLUENTを起動して，FileReadCase&Dataを選択して，

NACA0012_1000x300_10.cas を読み込む

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（応用課題） 細かい格子を用いた計算と比較する２

すでに計算は収束しているので， 数ステップだけ計算すれば良い．

• 揚力係数CL，抗力係数CDの 値を確認

• 流れ場を可視化

荒い格子の場合と比較する． 計算結果に差異が生じる理由を 考察せよ．

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33

TAに計算結果を確認してもらう。

CL（揚力係数） CD（抗力係数）

実験値（参考）

FLUENTの結果