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CFD simulations over a NACA 23012 profile and a 3D rectangular untwisted wing

RiuNet: Institutional repository of the Polithecnic University of Valencia

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CFD simulations over a NACA 23012 profile and a 3D rectangular untwisted wing

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dc.contributor.advisor Moraño Fernández, José Antonio es_ES
dc.contributor.author García Casanova, Félix José es_ES
dc.date.accessioned 2020-05-11T09:28:46Z
dc.date.available 2020-05-11T09:28:46Z
dc.date.created 2017-07-07
dc.date.issued 2020-05-11 es_ES
dc.identifier.uri http://hdl.handle.net/10251/142922
dc.description.abstract [ES] El propósito de este proyecto es estudiar el rendimiento de la familia NACA 23012 parametrizando los resultados para diferentes números de Reynolds, ángulos de ataque, malla, modelos de turbulencia y escenarios. Para asegurar la calidad de las simulaciones, los datos obtenidos serán comparados con datos publicados y teóricos. Métodos: CFD (Fluent): Mediante el uso de ANSYS 17.1, se realizaron los cálculos para cada escenario y número de Reynolds. El número de elementos de malla que se pueden utilizar fue limitado por la versión educativa del software. Datos publicados: Los valores experimentales para los coeficientes de lift drag y momento se obtuvieron directamente de las tablas NACA y luego se ajustaron las curvas. Estos son los datos más fiables utilizados en este proyecto.      Teoría: Se estudió la teoría del ala en la clase EMA 521. En esta clase se estudió la teoría del coeficiente de lift, drag y momento. Escenarios Fluent: Box (2D): Las dimensiones son de acuerdo a las dimensiones del túnel de viento disponible en la Universidad de Wisconsin - Madison: 0,90 m de altura y 1,8 m de largo. Los límites izquierdo y derecho son la entrada y salida de velocidad respectivamente, mientras que los límites superior e inferior actúan como paredes. El ángulo de ataque se selecciona restando 90 grados al ángulo entre la línea vertical que cruza el punto de acorde de cuarto y la línea central de la superficie aerodinámica.      Bullet (2D): Debido al límite superior del número de Reynolds que se puede lograr en el túnel de viento, se creó un escenario más adecuado para los casos de número de Reynolds altos. En este escenario, el ala está más separada de las paredes para que el perfil se vea menos afectado por la interferencia de la pared: 20 m de altura y 30 m de largo. En este caso, los límites superior, inferior e izquierdo son la entrada de velocidad, donde la velocidad es tangente al eje horizontal. El límite derecho es la salida de velocidad. Box (3D): Las dimensiones corresponden a las del túnel de viento pero en este caso para un ala de envergadura finita. Sólo se simula la mitad del ala ya que la solución es simétrica. El tramo total del ala es de 0,9 m y la anchura total de la sección de prueba del túnel de viento es de 1,2 m. Números de Reynolds:      Con el fin de ver claramente las diferencias al variar el número de Reynolds, 2 valores fueron probados en el 2D Box y 2 valores en el 2D Bullet. Estos valores se seleccionaron teniendo en cuenta la información disponible de los datos publicados para poder realizar una comparación exacta. Como se mencionó anteriormente, los números bajos de Reynolds serán probados en el Box y los números de Reynolds altos en el Bullet.      Según el número de Reynolds correspondiente, la velocidad se calculó como un parámetro de entrada para los cálculos CFD. Para calcularlo, se asumieron los valores de densidad del aire y viscosidad dinámica a p = 1 atm y T = 293 K. Es importante mencionar que cuando los cálculos de CFD se utilizan para modelar más que alfa = 12 los resultados no son precisos ya que hay una separación casi completa del flujo sobre el perfil aerodinámico. Debido a esto, el rango de alfa utilizado en este proyecto va de -3 a 12. Modelos de turbulencia: Existen varios modelos de turbulencia que cierran el sistema de ecuaciones de flujo medio. Con el fin de obtener una visión más amplia de cómo algunos modelos diferentes son mejores para predecir el comportamiento del flujo que otros, 2 modelos de turbulencia diferentes se utilizan en este experimento: K-epsilon realizable: El término realizable significa que el modelo satisface algunas limitaciones matemáticas dentro del tensor de Reynolds. Proporciona un gran rendimiento para los flujos que implican rotación, capas límite bajo fuertes gradientes de presión adversa, separación y recirculación. Comparte l es_ES
dc.description.abstract [EN] The purpose of this study is to study the performance of the NACA 23012 family by parametrizing the results for different Reynolds numbers, angles of attack, mesh, turbulence models and scenarios. In order to assure the quality of the simulations, the data will be compared with published and theoretical data. Methods: CFD (Fluent): By using ANSYS 17.1, the calculations for every scenario and Reynolds number were computed. The number of mesh elements that can be used was limited by the educational version of the software. Published data: According to the experimental values for the lift, drag and moment coefficients were obtained experimentally and then the curves were fitted. This is the most reliable data used in this project. Theory: Wing theory was studied in EMA 521. In this class, the theory behind lift, drag and moment coefficient was studied. Fluent scenarios: Box (2D): The dimensions of this setting are according to the dimensions of the wind tunnel available at the University of Wisconsin - Madison: 0.90 m tall and 1.8 m long. The left and right boundaries are the velocity inlet and outlet respectively while the top and bottom boundaries are acting as walls. The angle of attack is selected by subtracting 90 degrees to the angle between the vertical line crossing the quarter chord point and the centerline of the airfoil. Bullet (2D): Because of the upper limit to the Reynolds number that can be achieved in the wind tunnel, a more suitable scenario was created for the high Reynolds number cases. In this scenario, the wing is more separated from the walls so that the profile would be less affected by the wall interference: 20 m tall and 30 m long. In this case, top, bottom and left boundaries are the velocity inlet, where the velocity is tangent to the horizontal axis. The right boundary is the velocity outlet. Box (3D): The dimensions correspond to the ones of the wind tunnel but in this case for a finite span wing. Only half part is simulated has the solution is symmetric. The total span of the wing is 0.9 m and the total width of the wind tunnel test section is 1.2 m. Reynolds numbers: In order to clearly see the differences when varying the Reynolds number, 2 values were tested in the 2D Box and 2 values in the 2D Bullet. These values were selected taking into account the available information from the published data so that an accurate comparison could be done. As mentioned before, the low Reynolds numbers will be tested in the Box and the high Reynolds numbers in the bullet. According to the corresponding Reynolds number, the velocity was calculated as an input parameter for the CFD calculations. In order to calculate it, the values of air density and dynamic viscosity at p=1 atm and T=293 K were assumed. It is important to mention that when the CFD calculations are used to model more than alpha=12 the results are not accurate as there is an almost complete separation of the flow over the airfoil. Because of this, the range of alpha used in this project goes from -3 to 12. Turbulence models: There are several turbulence models that close the system of mean flow equations. In order to obtain a wider overview of how some different models are better to predict the flow behavior than others, 2 different turbulence models are used in this experiment: k-epsilon realizable: The term realizable means that the model satisfies some mathematical constrains within the Reynolds stresses. Is provides a great performance for flows involving rotation, boundary layers under strong adverse pressure gradients, separation and recirculation. It shares the same turbulent kinetic energy equation as the standard k-epsilon model but it has an improved equation for epsilon. k-omega SST: the SST (shear stress transport) model is a combination of the k-omega model in the boundary layer and the k-epsilon model in the outside of the boundary layer. es_ES
dc.format.extent 69 es_ES
dc.language Inglés es_ES
dc.publisher Universitat Politècnica de València es_ES
dc.rights Reserva de todos los derechos es_ES
dc.subject CFD es_ES
dc.subject Fluent es_ES
dc.subject NACA 23012 es_ES
dc.subject.classification MATEMATICA APLICADA es_ES
dc.subject.other Máster Universitario en Ingeniería Aeronáutica-Màster Universitari en Enginyeria Aeronàutica es_ES
dc.title CFD simulations over a NACA 23012 profile and a 3D rectangular untwisted wing es_ES
dc.title.alternative Simulaciones CFD de un perfil NACA 23012 y un ala 3D es_ES
dc.type Tesis de máster es_ES
dc.rights.accessRights Cerrado es_ES
dc.contributor.affiliation Universitat Politècnica de València. Departamento de Matemática Aplicada - Departament de Matemàtica Aplicada es_ES
dc.contributor.affiliation Universitat Politècnica de València. Escuela Técnica Superior de Ingeniería del Diseño - Escola Tècnica Superior d'Enginyeria del Disseny es_ES
dc.description.bibliographicCitation García Casanova, FJ. (2017). CFD simulations over a NACA 23012 profile and a 3D rectangular untwisted wing. Universitat Politècnica de València. http://hdl.handle.net/10251/142922 es_ES
dc.description.accrualMethod TFGM es_ES
dc.relation.pasarela TFGM\71152 es_ES


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