BARAM 밀도 기반 솔버 해석 결과의 정확성을 검증한 계산 결과를 소개합니다.
RAE2822 Transonic Airfoil
밀도기반 솔버를 이용한 RAE2822 천음속 익형의 유동 해석 결과의 검증입니다.
NASA 웹페이지 https://www.grc.nasa.gov/WWW/wind/valid/raetaf/raetaf01/raetaf01.html에서 자세한 내용을 확인할 수 있으며, 격자 파일, 실험결과, NASA WIND 코드의 계산 결과가 제공됩니다.
마하수는 0.729, 받음각은 2.31 degree 조건을 사용했습니다.
격자는 NASA 웹페이지에서 제공하는 정렬격자와 사면체/프리즘 격자로 구성된 비정렬격자 2가지를 사용했습니다.
난류는 SST k-omega모뎅을 사용했습니다.
경계조건은 다음과 같습니다.
- 원방경계면 : Far-Field Riemann
- Flow direction : AOA 2.31
- Mach Number : 0.729
- Static Pressure : 108988
- Static Temperature : 255.56
- 익형 : Wall, No Slip, Adiabatic
Flux 계산은 Roe-FDS를, Limiter는 Venkatakrishnan limiter를, CFL number는 1000을 사용했습니다.
자세한 내용은 튜토리얼을 참고하세요.
Cd와 Residual의 수렴 과정은 아래 그림과 같습니다. 7000번 정도의 iteration에서 수렴된 결과를 얻을 수 있었습니다.
익형에서의 압력계수를 정렬격자 및 비정렬격자의 계산결과를 실험값 및 NASA WiND 코드 결과와 비교하였습니다. 정렬격자의 결과는 NASA WIND 코드의 결과와 거의 같습니다. 비정렬격자의 결과는 실험값과 상당히 잘 일치하고 있습니다.
ONERA M6 Wing
밀도기반 솔버를 이용한 ONERA M6 천음속 날개의 유동 해석 결과의 검증입니다. ONERA M6 Wing은 압축성 유동 해석 결과를 평가하기 위해 많이 사용되고 있습니다.
NASA 웹페이지 https://www.grc.nasa.gov/WWW/wind/valid/m6wing/m6wing.html에서 자세한 내용을 확인할 수 있으며, 격자 파일, 실험결과, NASA WIND 코드의 계산 결과가 제공됩니다.
마하수는 0.8395, 받음각은 3.06 degree 조건을 사용했습니다.
격자는 웹사이트에서 다운로드한 정렬격자 파일을 변환해서 사용하였습니다.
난류는 SST k-omega모뎅을 사용했습니다.
경계조건은 다음과 같습니다.
- 원방경계면 : Far-Field Riemann
- Flow direction : AOA 3.06
- Mach Number : 0.8395
- Static Pressure : 315980
- Static Temperature : 255.56
- k : 2.714
- omega : 131360
- 날개 : Wall, No Slip, Adiabatic
Flux 계산은 Roe-FDS를, Limiter는 Venkatakrishnan limiter를 사용했습니다.
자세한 내용은 튜토리얼을 참고하세요.
span 방향으로 y/b가 0.20, 0.44, 0.65, 0.80, 0.90, 0.95, 0.99인 7개 단면에서 압력계수를 실험결과 및 NASA WIND 코드의 결과와 비교하였습니다.
DLR F6 Transonic Wing Body
밀도기반 솔버를 이용한 DLR F6 천음속 항공기의 유동 해석 결과의 검증입니다.
AIAA 2nd Drag Prediction Workshop에서 공개된 형상과 실험조건을 사용하였습니다.
웹페이지 https://aiaa-dpw.larc.nasa.gov/Workshop2/workshop2.html에서 자세한 내용을 확인할 수 있습니다.
마하수는 0.75, 받음각은 0.49 degree 조건을 사용했습니다.
격자는 사면체/프리즘 하이브리드 격자를 사용했습니다.
난류는 SST k-omega모델을 사용했습니다.
경계조건은 다음과 같습니다.
- 원방경계면 : Far-Field Riemann
- Flow direction : AOA 0.49
- Mach Number : 0.75
- Static Pressure : 116577
- Static Temperature : 300
- wing, body : Wall, No Slip, Adiabatic
Flux 계산은 Roe-FDS를, Limiter는 Venkatakrishnan limiter를, CFL number는 1000을 사용했습니다.
Cd와 Residual의 수렴 과정은 아래 그림과 같습니다. 9000번 정도의 iteration에서 수렴된 결과를 얻을 수 있었습니다.
날개의 span 방향으로 y/b가 0.15, 0.239, 0.331, 0.377, 0.411, 0.514, 0.638, 0.847인 8개 단면에서 압력계수를 실험결과와 비교하였습니다.
Hypersonic Cylinder
밀도기반 솔버를 이용한 극초음속 유동 해석 결과의 검증입니다.
NASA 홉페이지에 공개된 형상과 조건을 사용하였습니다. 결과를 비교할 수 있는 실험 데이터는 없으며 NASA WIND 코드의 결과와 비교하였습니다.
웹페이지 https://www.grc.nasa.gov/WWW/wind/valid/hypcyl/hypcyl.html에서 자세한 내용을 확인할 수 있습니다.
마하수는 15, 압력은 20684.3 Pa, 온도는 222.222K 이며 calorically perfect gas 조건을 사용했습니다.
격자는 웹페이지에 공개된 정렬격자를 사용했습니다.
난류는 SST k-omega모뎅을 사용했습니다.
Flux 계산은 Roe-FDS를, Limiter는 Venkatakrishnan limiter를, CFL number는 10을 사용했습니다.
Stagnation temperature와 Residual의 수렴 과정은 아래 그림과 같습니다. 20000번 정도의 iteration에서 수렴된 결과를 얻을 수 있었습니다.
Stagnation temperature는 다음과 같습니다.
