In CFX-10, it can help to set the various numerics options under SOLVER CONTROL:
* VELOCITY PRESSURE COUPLING/Rhie Chow Option = High Resolution . This
reduces wiggle size adjacent to shocks and can also improve stability
* ADVECTION SCHEME/Gradient Relaxation = 0.1 (steady state only) . This
can improve convergence behaviour.
* ADVECTION SCHEME/Blend Factor Relaxation = 0.1
In CFX-11, there is an option to set under SOLVER CONTROL/COMPRESSIBILITY CONTROL the parameters:
* Carbuncle Fix = t . This improves 2D stability adjacent to shocks with high
aspect ratio meshes. For a reason yet to be understood, it can also improve
the path to convergence for steady state calculations. The carbuncle fix
implementation essentially prevents the development of the so called
'carbuncle instability' by 1. reducing the order of the advection scheme in the
area of the shock and 2. by adding some additional dissipation. For more
information on this fix and when it is relevant, please take a look at the
attached powerpoints.
* High Speed Numerics = t. This enables the numerics options listed above
(Carbuncle Fix , as well as SOLVER CONTROL options for CFX-10)
Note also that, for high speed flows, a large timestep can sometimes give better convergence behaviour than a small timestep. This is because in a steady state run a small timestep starts to track the true transient, but not perfectly because we aren't converging each time step. But the transient effects it tries to resolve are complex and can be nasty. A large timestep does not try to track these and can therefore be better behaved. Use a small timestep (CFL~1) only if you want to resolve the true transient; else use a timestep based on L/V for the domain.
Another general recommendation would be to run double precision.
Also sometimes when the flow goes supersonic. setting the expert parameter 'max continuity loops = 2' can help stabilise the run.
برچسب‌ها: cfx, سی اف ایکس
From Wikipedia, the free encyclopedia
Jump to: navigation, search
Fluid–structure interaction (FSI) is the interaction of some movable or deformable structure with an internal or surrounding fluid flow[1]. Fluid–structure interactions can be stable or oscillatory. In oscillatory interactions, the strain induced in the solid structure causes it to move such that the source of strain is reduced, and the structure returns to its former state only for the process to repeat.
Propagation of a pressure wave through an incompressible fluid in a flexible tube
Contents
1 Examples
2 Analysis
3 Numerical simulation
4 See also
5 Open source codes
6 Academic Codes
7 Commercial Codes
8 References
Examples
Fluid–structure interactions are a crucial consideration in the design of many engineering systems, e.g. aircraft and bridges. Failing to consider the effects of oscillatory interactions can be catastrophic, especially in structures comprising materials susceptible to fatigue. Tacoma Narrows Bridge (1940), the first Tacoma Narrows Bridge, is probably one of the most infamous examples of large-scale failure. Aircraft wings and turbine blades can break due to FSI oscillations. Fluid–structure interaction has to be taken into account for the analysis of aneurysms in large arteries and artificial heart valves. A reed actually produces sound because the system of equations governing its dynamics has oscillatory solutions. The dynamic of reed valves used in two strokes engines and compressors is governed by FSI. The act of "blowing a raspberry" is another such example.
Analysis
Fluid–structure interaction problems and multiphysics problems in general are often too complex to solve analytically and so they have to be analyzed by means of experiments or numerical simulation. Research in the fields of computational fluid dynamics and computational structural dynamics is still ongoing but the maturity of these fields enables numerical simulation of fluid-structure interaction. Two main approaches exist for the simulation of fluid–structure interaction problems:
Monolithic approach: the equations governing the flow and the displacement of the structure are solved simultaneously, with a single solver
Partitioned approach: the equations governing the flow and the displacement of the structure are solved separately, with two distinct solvers
The monolithic approach requires a code developed for this particular combination of physical problems whereas the partitioned approach preserves software modularity because an existing flow solver and structural solver are coupled. Moreover, the partitioned approach facilitates solution of the flow equations and the structural equations with different, possibly more efficient techniques which have been developed specifically for either flow equations or structural equations. On the other hand, development of stable and accurate coupling algorithm is required in partitioned simulations.
Numerical simulation
Both the Newton–Raphson method and fixed-point iteration can be used to solve FSI problems. Methods based on Newton–Raphson iteration are used in both the monolithic [2][3][4] and the partitioned [5][6] approach. These methods solve the nonlinear flow equations and the structural equations in the entire fluid and solid domain with the Newton–Raphson method. The system of linear equations within the Newton–Raphson iteration can be solved without knowledge of the Jacobian with a matrix-free iterative method, using a finite difference approximation of the Jacobian-vector product.
Whereas Newton–Raphson methods solve the flow and structural problem for the state in the entire fluid and solid domain, it is also possible to reformulate an FSI problem as a system with only the degrees of freedom in the interface’s position as unknowns. This domain decomposition condenses the error of the FSI problem into a subspace related to the interface[7]. The FSI problem can hence be written as either a root finding problem or a fixed point problem, with the interface’s position as unknowns.
Interface Newton–Raphson methods solve this root-finding problem with Newton–Raphson iterations, e.g. with an approximation of the Jacobian from a linear reduced-physics model [8][9]. The interface quasi-Newton method with approximation for the inverse of the Jacobian from a least-squares model couples a black-box flow solver and structural solver [10] by means of the information that has been gathered during the coupling iterations. This technique is based on the interface block quasi-Newton technique with an approximation for the Jacobians from least-squares models which reformulates the FSI problem as a system of equations with both the interface’s position and the stress distribution on the interface as unknowns. This system is solved with block quasi-Newton iterations of the Gauss–Seidel type and the Jacobians of the flow solver and structural solver are approximated by means of least-squares models[11].
The fixed-point problem can be solved with fixed-point iterations, also called (block) Gauss–Seidel iterations [6], which means that the flow problem and structural problem are solved successively until the change is smaller than the convergence criterion. However, the iterations converge slowly if at all, especially when the interaction between the fluid and the structure is strong due to a high fluid/structure density ratio or the incompressibility of the fluid [12]. The convergence of the fixed point iterations can be stabilized and accelerated by Aitken relaxation and steepest descent relaxation, which adapt the relaxation factor in each iteration based on the previous iterations [13].
If the interaction between the fluid and the structure is weak, only one fixed-point iteration is required within each time step. These so-called staggered or loosely coupled methods do not enforce the equilibrium on the fluid–structure interface within a time step but they are suitable for the simulation of aeroelasticity with a heavy and rather stiff structure. Several studies have analyzed the stability of partitioned algorithms for the simulation of fluid-structure interaction
برچسب‌ها: تحلیل همزمان سیال و جامد FSI, تحلیل سیال و جامد همزمان, fluid solid تحلیل سیال, تحلیل جامد
به مقطع خاصی که با عبور هوا از اطراف آن ایجاد اختلاف فشار در بالا و پایین مقطع مینماید، ایرفویل گفته میشود و نیروی ایجاد شده نیروی آیرودینامیکی خوانده میشود. این شکل یک شکل کشیده ی دراز و باریک به شکل ماهی یا دوک است که جلوی آن گرد و عقب آن با زاویه کمی شکل مخروط می یابد. ایرفویل با مشخصات ذکر شده در مقطع عرضی یک جسم شکل داده شده تعریف و مورد بحث قرار میگیرد. ساده ترین مثال از یک ایرفویل مقطع عرضی یک بال هواپیماست که در شکل زیر قسمت های مختلف آنرا مشاهده میکنید.
شکل4-20
خصوصیات ایرفویل گذشته از بال هواپیماها، اهمیت به سزایی در کاربردهای مهندسی و علمی در هواپیماها و کشتی ها، بالگردها، کمپرسورها، توربینها، فنها، پمپها، تونلهای باد کانالهای هیدرولیکی و آسیابها و خیلی کارها و صنایع و وسایل دیگر دارد. بیشتر مسائلی که در مورد ایرفویل با آن برخورد کردید مربوط به بال هواپیما میشود. یک کاربرد مهم و اساسی دیگر ایرفویل درتیغه ی توربین است و مربوط است به موتورهای توربینی و جت که دارای توربین و یا فن هستند.
لازم به ذکر است که محاسبات ایرفویلهای توربینها به جهت اندازه ی مورد و شکل پیچیده تر و رفتارهای بیشتر به مراتب پیچیده تر و سخت تر از بال هواپیما میباشد. پیش از ارائه ی فرمولهابرخی تعاریف لازمند.
قسمت جلویی ایرفویل که لبه ی حمله (Leading Edge)نامیده میشود و اولین محل تماس با هوا میباشد و از نظر طراحی ظرافت و حساسیت بالایی دارد. قسمت انتهایی که لبه ی فرار (Trailing Edge)نامیده میشود و مانند یک لبه ی تیز است و در انتهای این محل هوای قسمت بالایی و قسمت پایینی به یکدیگر میرسند. روی آن که "سطح زبرین" یا "انحنایی رویی" (Upper Camber)نامیده میشود و زیر آن که "سطح زیرین" یا "انحنای زیرین" (Lower Camber)نامیده میشود. این مقطع، نسبت به یک خط مبنا که "خط وتر" نامیده میشود و لبه ی حمله را به لبه ی فرار متصل میکند تعریف میگردد.
Chord Line
خط مستقیمی که لبه ی حمله را به لبه ی فرار وصل میکند خط وتر نامیده میشود. تعاریف متعددی برای مکان این خط وجود دارد. در ایرفویل های خمیده (قوس دار) که سطح زیرین مقعری دارند، خط مناسب خطی است که بطور مماسی در زیر انحنای زیرین قرار گیرد و در قسمت زیرین لبه ی حمله و لبه ی فرار با آن سطح تماس داشته باشد. تصویر مقطع ایرفویل بر روی این خط، وتر نامیده میشود و طول وتر را با حرف c نشان میدهند. ایرفویل هایی که بیشتر در ملخ ها و فن ها مورد استفاده قرار میگیرند، غالبا از سطح زیرین صاف و تختی برخوردارند و نظر به اینکه قسمت اعظم خط وتر با انحنای زیرین تماس دارد، لبه ی حمله (مدور) تنها قسمتی است که از این خط جداست. در صورتی که مقاطع (ایرفویل) مورد استفاده از نوع متقارن یا کم انحنا باشند خط وتر بصورت خطی تعریف میگردد که مرکز انحنای لبه ی حمله را به مرکز انحنای لبه ی فرار متصل میکند. به محض آنکه خط وتر طرح شود، انحنای فوقانی یا رویی بوسیله ی مختصات انحنایی که در درصد های مختلف ترسیم شده اند، مشخص میشود و انحنای زیرین را ترسیم مختصات زیرین در همان جایگاه مشخص میکند.
خطی است که هر نقطه آن به یک اندازه از مرزهای سطوح زیرین و رویی فاصله دارد و این فاصله ها عمود بر خط مرکزی اندازه گیری میشود. به بیان ساده تر خط میانی خطی است که شکل ایر فویل را به دو قسمت مساوی در جهت طول ایرفویل تقسیم میکند.
در اکثر کاربردهای ایرفویل این خط با فاصله ی کمی بر بالای خط وتر انحنا میابد و در تیغه های توربین نیز به میزان بیشتر انحنا میابد.
نسبت وتر/ضخامت
حداکثر ضخامت کل بنام t خوانده میشود و نسبت t بر وتر(c) به عنوان نسبت ضخامت بر وتر نامیده میشود و به عنوان درصد % t/c بیان میشود. موقعیت حداکثر ضخامت بسیار مهم است . در جنگنده های سریع امروزی از بال بسیار نازکی همراه با t/c برابر 6% برخوردار هستند. برای وسایل نقلیه ی پرنده ی بزرگ و کم سرعت میزان 20% در این نسبت امری عادی است. برخی از ایرفویل های مکشی حتی نسبت 40% یا 50% را دارا هستند.
انحنای خط مرکزی یا حداکثر انحناء
این مسئله بعنوان حداکثر ارتفاع خط مرکزی بر بالای خط وتر تعریف میگردد که طول وتر آنرا تقسیم میکند. ایرفویل های عادی هواپیما از منحنی های 2% یا 4% برخوردار هستند که عدد نخست اشاره به مقاطع ایرفویل متقارن دارد که در دم ها مورد استفاده قرارمیگیرند. بطور کلی هر چه میزان انحناء بیشتر باشد مقدار بیشتری از ایرفویل در بالای خط وتر قرار میگیرد و نیروی برآی بیشتری تولید میشود، اما در همین زمان نیروی پسا نیز به تندی بر روی مقطع ایرفویل افزایش میابد.
زاویه ی حمله
زاویه ای است بین خط وتر و باد یا جریانی که به ایرفویل برخورد میکند و آنرا با علامت بر حسب درجه یا رادیان مورد استفاده قرار میدهند. توجه کنید که نباید این زاویه را با زاویه ی قرار گرفتن تیغه روی دیسک توربین اشتباه بگیرید. چون زاویه نصب زاویه ای است بین خط طولی موتور و خط وتر ایرفویل
دف این مثال آموزش کاربرد های جریان خارجی سرعت بالا در آیرودینامیک می باشد. در این مثال جریان روی Airfoil naca 0012 با زاویه حمله 1.49 شبیه سازی شده است و ضرائی لیفت و دراگ با مقادیر آزمایشگاهی مقایسه شده است.
فایل ورک شاپ همراه با جزوه آموزش را می توانید دانلود کنید.
برچسب‌ها: سی اف ایکس, حل مسئله در ansys, cfx, قابلیت های متفاوت برنامه های موجود در ansys 12
Title : Aerodynamic Analysis of a Canard Missile Configuration using ANSYS-CFX
Descriptive Note : Master's thesis
Corporate Author : NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA
Personal Author(s) : Wee, Hong C
PDF Url : ADA556680
Report Date : Dec 2011
Pagination or Media Count : 115
Abstract : This study used the Computational Fluid Dynamics code, ANSYS-CFX to predict the static aerodynamic characteristics of a canard-wing missile configuration with a hemispherical nose, triangular wedge canards and fixed trapezoidal wings. The study was conducted for Mach numbers of 0.2, 0.8 and 1.2. The results were compared against experimental data from actual wind tunnel tests and data from a semi-empirical method, AP09. The ANSYS-CFX results showed good agreement for CN, CM, and CL but less agreement for CA when compared to the experimental results. The AP09 results also showed good agreement for CN, CM, and CL but also showed less agreement for CA.
Descriptors : *AERODYNAMIC CHARACTERISTICS, *COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS, *GUIDED MISSILES, AERODYNAMICS, AGREEMENTS, CANARD CONFIGURATIONS, CODING, EXPERIMENTAL DATA, HEMISPHERES, MACH NUMBER, STATICS, THESES, WIND TUNNEL TESTS
Subject Categories : AERODYNAMICS
GUIDED MISSILES
FLUID MECHANICS
Distribution Statement : APPROVED FOR PUBLIC RELEASE
برچسب‌ها: سی اف ایکس, حل مسئله در ansys, cfx, قابلیت های متفاوت برنامه های موجود در ansys 12
Solver کوپل پيشرفته که قوي و قابل اطمينان است
مجموعه يکپارچهاي جهت تعريف، حل و مشاهده نتايج
فرايند تعريف مسئله با استفاده از منوها و محيط گرافيکي پيشرفته کاملا شهودي و محاورهاي مي باشد.
نرمافزار CFX توانايي مدلسازي
جريانهاي دائمي و ناپايدار
جريانهاي لمينار و توبولنت
جريانهاي مادون صوت، گذر صوت ومافوق صوت
انتقال حرارت و تشعشع حرارتي
شناوري
جريانهاي غيرنيوتني
جريانهاي چند فازي
احتراق
جريانهايي با چندين دستگاه مختصات جداگانه
مسيريابي ذرات
را دارد.
ساختار نرم افزار ANSYS CFX
ANSYS CFX شامل چهار ماژول است که هندسه مش زده شده بهمراه اطلاعات مربوطه را جهت انجام تحليل دريافت ميکند.
برچسب‌ها: سی اف ایکس, حل مسئله در ansys, cfx, قابلیت های متفاوت برنامه های موجود در ansys 12
http://rapidshare.com/files/267479358/CFX_R12.part2.rar
http://rapidshare.com/files/267479359/CFX_R12.part3.rar
http://rapidshare.com/files/267479361/CFX_R12.part4.rar
http://rapidshare.com/files/267497687/CFX_R12.part5.rar
http://rapidshare.com/files/267466206/CFX_R12.part6.rar
برچسب‌ها: سی اف ایکس, cfx
|
|||||||||
برچسب‌ها: سی اف ایکس, حل مسئله در ansys, cfx, قابلیت های متفاوت برنامه های موجود در ansys 12
در این بخش فایلهای ارائه دوره استاندارد نرم افزار ANSYS-CFX تدوین شده توسط کمپانی ANSYS قابل دانلود است. فایلهای ارائه مذکور ، توسط بسیاری از مدرسان این نرم افزار در سرتاسر جهان مورد استفاده قرار می گیرد.
3-مقدمه بر فیزیک و شبیه سازی در نرم افزار CFX (معرفی شرایط مرزی)
6- مدلسازی با استفاده از مرز Interface و شبیه سازی در محیطهای متخلخل
11-مدلسازی جریان در هندسه با مرزهای متحرک
12- آشنایی با زبان دستورات CCL
13-شبیه سازی فیزیک های پیشرفته
برچسب‌ها: ansys, cfx, ANSYS, CFX
در این بخش فایلهای ارائه دوره استاندارد نرم افزار ANSYS-CFX تدوین شده توسط کمپانی ANSYS قابل دانلود است. فایلهای ارائه مذکور ، توسط بسیاری از مدرسان این نرم افزار در سرتاسر جهان مورد استفاده قرار می گیرد.
3-مقدمه بر فیزیک و شبیه سازی در نرم افزار CFX (معرفی شرایط مرزی)
6- مدلسازی با استفاده از مرز Interface و شبیه سازی در محیطهای متخلخل
11-مدلسازی جریان در هندسه با مرزهای متحرک
12- آشنایی با زبان دستورات CCL
13-شبیه سازی فیزیک های پیشرفته
برچسب‌ها: ansys, cfx, ANSYS, CFX
