Hallo,
ich versuche zur Zeit einen NACA 23015 Tragflügel zu simulieren. Die Geometrie wurde in CAD erstellt und nun als STL exportiert.
Der Tragflügel ist 0,6096m lang. Der Rechenraum:
vertices
(
(-3 -0.05 -5)
( 8 -0.05 -5)
( 8 0.05 -5)
(-3 0.05 -5)
(-3 -0.05 5)
( 8 -0.05 5)
( 8 0.05 5)
(-3 0.05 5)
);
Im Ursprung des Koordinatensystems liegt der Anfang meines Tragflügels.
Ich verwende die folgende Refinementbox:
min (0.35 -0.05 -1);
max ( 4.0 0.05 1);
}
Da die Refinementbox erst ab der Hälfte des Flügels losgeht, arbeite ich noch mit 6 nCellsBetweenLevels um den Flügel davor ausreichend zu Vernetzen.
edge refinement: level 9
refinementSurfaces: level 8 9
region-wise refinement: level ((1E15 5)
Des Weiteren habe ich 10 nSurfaceLayers definiert mit einer expansionRatio von 1.1, einer finalLayerThickness von 0,3 und einer min.Thickness von 0.1
Laut meiner Quelle müsste ich bei einer Reynoldszahl von 2x10^6 auf einen Cd-Wert von ca 0.007 kommen, jedoch komme ich nur auf einen Cd-Wert von 0,0038 (gemittelt von 600-1000)
Wo könnte der Fehler liegen?
Vielen Dank im Voraus!
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