Análisis de fluidos alrededor de cuerpos bidimensionales mediante simulaciones computacionales

151 Pages·2005·4.8 MB·Spanish

by  Jorge Dario Montes

Universidad Nacional de
Córdoba
Facultad de Ciencias Exactas, Físicas y
Naturales - Ingeniería Aeronáutica
Tesis de Grado
“Análisis de fluidos alrededor de cuerpos
bidimensionales mediante simulaciones
computacionales"

Autor: Jorge Darío Montes
Director: Ing. Jorge O. García
Año 2010
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Índice General

PORTADA i
INDICE ii
LISTA DE FIGURAS v
LISTA DE TABLAS viii
LISTA DE SIMBOLOS ix
AGRADECIMIENTOS xi
OBJETIVOS xii

ECUACIONES FUNDAMENTALES - CONCEPTOS PREVIOS

1.1 VOLUMEN DE CONTROL 1
1.2 PRINCIPIO DE CONSERVACIÓN DE LA MASA 1
1.3 FORMA INTEGRAL DEL TEOREMA DE LA CANTIDAD DE MOVIMIENTO 1
1.4 FORMA INTEGRAL DEL TEOREMA DEL MOMENTO CINÉTICO 2
1.5 FORMA INTEGRAL DEL PRINCIPIO DE CONSERVACIÓN DE LA ENERGÍA 2
1.6 ECUACIONES DE NAVIER-STOKES 3
1.7 FUERZAS EN UN PERFIL AERODINÁMICO 4
1.8 NÚMERO DE REYNOLDS 7
1.9 NÚMERO DE MACH 8

INTRODUCCIÓN AL CFD

2.1 CONCEPTOS PREVIOS 10
2.2 PROCEDIMIENTOS BÁSICOS EN LA IMPLEMENTACIÓN DEL CFD 12
2.3 EL MÉTODO DE VOLÚMENES FINITOS: 13

CASOS ESTUDIADOS

3.1 VALIDACIÓN 16
3.2 CILINDRO BIDIMENSIONAL 18
3.2.1 Geometría 18
3.2.2 Malla 18
3.2.3 Condiciones de contorno 19
3.2.4 Ejecuciones realizadas 20
3.2.5 Número de Strouhal 28
3.2.6 Coeficiente de resistencia y capa límite 32
3.2.7 Comparación con fotografías experimentales 38
3.2.8 Conclusiones 39
3.3 PERFIL AERODINÁMICO NACA 0009 40
3.3.1 Geometría 40
3.3.2 Malla 40
3.3.3 Condiciones de contorno 42
3.3.4 Ejecuciones realizadas 42
3.3.5 Coeficiente de sustentación 42
3.3.6 Coeficiente de resistencia 43
3.3.7 Conclusiones 45
3.4 PERFIL AERODINÁMICO NACA 0012 46

ii
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

3.4.1 Geometría 46
3.4.2 Malla 46
3.4.3 Condiciones de contorno 48
3.4.4 Ejecuciones realizadas 48
3.4.5 Coeficiente de sustentación 48
3.4.6 Coeficiente de resistencia: 49
3.4.7 Conclusiones 51
3.5 PERFIL AERODINÁMICO NACA 4412 52
3.5.1 Geometría 52
3.5.2 Malla 52
3.5.3 Condiciones de contorno 54
3.5.4 Ejecuciones realizadas 54
3.5.5 Coeficiente de sustentación 54
3.5.6 Coeficiente de resistencia 55
3.5.7 Conclusiones 57

APENDICE A – SOFTWARE OPENFOAM

A.1 INSTALACIÓN 59
A.2 PASOS A SEGUIR 59
A.3 UTILIZACIÓN DEL SOFTWARE OPENFOAM 66
A.4 CARACTERÍSTICAS DE OPENFOAM 66
A.5 ESTRUCTURA DE UN CASO DE OPENFOAM 67
A.6 DESCRIPCIÓN DE LAS PARTES DE UN CASO DE ESTUDIO 68
A.7 DESCRIPCIÓN DE SOLVERS UTILIZADOS 69
A.8 UNIDADES FÍSICAS 69

APENDICE B – SOLVERS DE OPENFOAM

B.1 SOLVER POTENTIALFOAM 70
B.1.1 /case/system/controlDict 70
B.1.2 /case/system/fvSolution 71
B.1.3 /case/system/fvSchemes 72
B.1.4 /case/system/sampleDict 73
B.1.5 /case/constant/boundary 74
B.1.6 /case/0/p 75
B.1.7 /case/0/U 77
B.1.8 Recomendación sobre el archivo U 78
B.1.9 Generar un archivo de log con los resultados de pantalla 78
B.1.10 Ejecutar automáticamente el solver 78
B.2 SOLVER ICOFOAM 80
B.2.1 /case/system/controlDict 80
B.2.2 /case/system/fvSolution 83
B.2.3 /case/system/fvSchemes 84
B.2.4 /case/system/sampleDict 85
B.2.5 /case/constant/boundary 86
B.2.6 /case/constant/transportProperties 88
B.2.7 /case/0/p 88
B.2.8 /case/0/U 90
B.2.9 Generar un archivo de log con los resultados de pantalla 91
B.2.10 Ejecutar automáticamente el solver 91
B.3 SOLVER SIMPLEFOAM 92

iii
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

B.3.1 /case/system/controlDict 92
B.3.2 /case/system/fvSolution 95
B.3.3 /case/system/fvSchemes 96
B.3.4 /case/system/sampleDict 97
B.3.5 /case/constant/boundary 98
B.3.6 /case/constant/transportProperties 100
B.3.7 /case/constant/turbulentProperties 101
B.3.8 /case/constant/RASProperties 104
B.3.9 /case/0/p 104
B.3.10 /case/0/U 106
B.3.11 /case/0/nuT 107
B.3.12 /case/0/nuTilda 108
B.3.13 Generar un archivo de log con los resultados de pantalla 109
B.3.14 Ejecutar automáticamente el solver 109

APENDICE C – SOFTWARE GMSH

C.1 INTRODUCCIÓN A LA GENERACIÓN DE LA MALLA CON GMSH 111
C.2 INSTALACIÓN DE GMSH 111
C.3 FUNCIONALIDADES DE GMSH 111
C.4 MODULO GEOMÉTRICO 112
C.4.1 Definir geometría con ficheros de texto 112
C.4.2 Archivos de otros programas 115
C.5 MÓDULO DE MALLADO 115
C.6 COMPATIBILIDAD CON OPENFOAM 119
C.6.1 Error en la conversión del archivo .msh 120

APENDICE D – SOFTWARE PARAVIEW

D.1 POST-PROCESO 121
D.2 FORMATO DE ARCHIVOS 121
D.3 APARIENCIA DE PARAVIEW 121
D.4 BARRAS Y VENTANAS DE HERRAMIENTAS 123
D.4.1 Barra Menu 123
D.4.2 Barra Main Controls 123
D.4.3 Barra Active Variable Control 123
D.4.4 Barra Camera Controls 123
D.4.5 Barra VCR Controls 124
D.4.6 Ventana Lookmarks 124
D.4.7 Ventana Pipeline Browser 125
D.4.8 Ventana Object Inspector 125
D.5 EXPORTAR RESULTADOS 126

APENDICE E – EJECUCIÓN DE CASOS DE OPENFOAM

E.1 USO DEL SOLVER POTENTIALFOAM 127
E.2 USO DEL SOLVER ICOFOAM 130
E.3 USO DEL SOLVER SIMPLEFOAM 133
NOTA IMPORTANTE: 137

REFERENCIAS 138

iv
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Lista de Figuras

Figura 1.1 – Fuerzas Actuantes en un avión en vuelo

Figura 1.2 - Descomposición de esfuerzos

Figura 2.1 – Ensayo CFD a un automóvil de fórmula uno

Figura 2.2 – Aplicación de CFD al ciclismo de competición

Figura 2.3 – (a) Esquema de Celda Centrada (b) Esquema de Celda y Vértice

Figura 3.1 – Geometría y contorno del cilindro bidimensional

Figura 3.2 – Malla del cilindro bidimensional

Figura 3.3 – Geometría y contorno del cilindro bidimensional

Figura 3.4 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=30

Figura 3.5 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=30

Figura 3.6 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=40

Figura 3.7 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=40

Figura 3.8 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=50

Figura 3.9 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=50

Figura 3.10 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=100

Figura 3.11 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=100

Figura 3.12 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=200

Figura 3.13 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=200

Figura 3.14 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=500

Figura 3.15 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=500

Figura 3.16 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=1000

Figura 3.17 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=1000

Figura 3.18 – Cilindro 2D Campo de Velocidades Re=2000

v
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Figura 3.19 – Cilindro 2D Campo de Presiones Re=2000

Figura 3.20 – Comportamiento del número de Strouhal para el cilindro 2D

Figura 3.21 – Oscilaciones del coeficiente de sustentación para Re 100

Figura 3.22 – Oscilaciones del coeficiente de sustentación para Re 200

Figura 3.23 – Oscilaciones del coeficiente de sustentación para Re 500

Figura 3.24 – Oscilaciones del coeficiente de sustentación para Re 1000

Figura 3.25 – Oscilaciones del coeficiente de sustentación para Re 2000

Figura 3.26 – Coeficiente de sustentación para 70seg<tiempo<80seg

Figura 3.27 – Coeficiente de resistencia experimental (NACA Report 619, 1937)

Figura 3.28 – Zona de estudio por las simulaciones numéricas

Figura 3.29 – Coeficiente de resistencia experimental y CFD (30<Re<2000)

Figura 3.30 – Contornos de Velocidades (izquierda Re=100, derecha Re=200)

Figura 3.31 – Fotografía de un cilindro 2D a Re=2000, campo de velocidades

Figura 3.32 – Simulación de un cilindro 2D a Re=2000, campo de velocidades

Figura 3.33 – Geometría y contorno del perfil NACA 0009

Figura 3.34 – Malla del perfil NACA 0009

Figura 3.35 – Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque

Figura 3.36 – Coeficiente de resistencia para distintos Cl

Figura 3.37 – Campo de velocidades para perfil NACA 0009 para 0º, 5º, 10º y 12º

Figura 3.38 – Geometría y contorno del perfil NACA 0012

Figura 3.39 – Malla del perfil NACA 0012

Figura 3.40 – Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque

Figura 3.41 – Coeficiente de resistencia para distintos Cl

Figura 3.42 – Campo de velocidades para perfil NACA 0012 para 0º, 5º, 10º y 12º

Figura 3.43 – Geometría y contorno del perfil NACA 4412

vi
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Figura 3.44 – Malla del perfil NACA 4412

Figura 3.45 – Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque

Figura 3.46 – Coeficiente de resistencia para distintos valores de Cl

Figura 3.47 – Campo de velocidades para perfil NACA 4412

Figura A.1 – Estructura de un caso de OpenFOAM

Figura C.1 – Mallado con el comando Extrude

Figura C.2 – Uso del comando Transfinite Line = 5

Figura C.3 – Uso del comando Transfinite Line = 20

Figura C.4 – Cavidad con malla semi-estructurada con prismas triangulares

Figura C.5 – Cavidad con malla no-estructurada con tetraedros

Figura D.1 – Ventana de trabajo de ParaView

Figura D.2 – Ventana de trabajo de ParaView con un caso en estudio

Figura D.3 – Barra de Menu

Figura D.4 – Controles de abrir-guardar-conectar

Figura D.5 – Controles de variable activa

Figura D.6 – Control de la cámara

Figura D.7 – Control del tiempo

Figura D.8 – Visualización 3D

Figura D.9 – Navegador de objetos

Figura D.10 – Opciones de filtros y vistas

vii
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Lista de Tablas

Tabla 3.1 – Comparación de los números de Strouhal

Tabla 3.2 – Comparación de los coeficientes de resistencia

Tabla 3.3 – Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque

Tabla 3.4 – Coeficiente de resistencia para distintos valores del Cl

Tabla 3.5 – Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque

Tabla 3.6 – Coeficiente de resistencia para distintos valores del Cl

Tabla 3.7 – Coeficientes de sustentación en función del ángulo de ataque

Tabla 3.8 – Coeficiente de resistencia para distintos valores de Cl

viii
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

Lista de Símbolos

∂
: derivada parcial respecto del tiempo
∂t
t : tiempo
ρ
: densidad
τ
: volumen de control
V
: vector velocidad
n : vector normal unitario
σ
: elemento de la superficie de control
Σ : superficie de control
R : resultante de las fuerzas externas
r : radio vector
M : resultante de los momentos externos
Q
: calor
T : potencia suministrada por el fluido
u
: energía interna
D
: derivada sustancial respecto al tiempo
Dt
K : campo vectorial
p
: presión estática local
∇ : operador nabla
µ
: viscosidad dinámica
L : fuerza de sustentación
N : fuerza normal a la cuerda del perfil
A : fuerza paralela a la cuerda del perfil
α
: ángulo de ataque
D : fuerza de resistencia aerodinámica

ix
Tesis de Grado
Título: Ingeniero Aeronáutico
Autor: Jorge Darío Montes

ρ
: densidad de la corriente libre
∞
V
: velocidad de la corriente libre
∞
S
: superficie de referencia
C
: coeficiente de sustentación tridimensional
L
C
: coeficiente de sustentación bidimensional
l
C
: coeficiente de resistencia tridimensional
D
C
: coeficiente de resistencia bidimensional
d
C
: coeficiente de momento de cabeceo tridimensional
M
C
: coeficiente de momento de cabeceo bidimensional
m
l : longitud de referencia
q
: presión dinámica
∞
C
: coeficiente de presión
p
p
: presión estática de la corriente libre
∞
Re
: número de Reynolds
ν
: viscosidad cinemática
M : número de Mach
a
: velocidad del sonido
S
: número de Strouhal
T
ϖ : frecuencia de desprendimiento
U
: magnitud de la velocidad de la corriente fluida
∞
Co
: número de Courant
∆t : paso de tiempo dado
∆x : longitud de la celda en la dirección de la velocidad
U
: magnitud de la velocidad de la corriente fluida
∞

x