simpleFoamAvanzadoAerodinámicaAmbas·OpenFOAM 14 / v2606~45 minutos

Aerodinámica Externa de Perfil Alar NACA 0012 con simpleFoam

Cálculo de coeficientes de sustentación (Cl) y resistencia (Cd) a diferentes ángulos de ataque utilizando functionObjects en tiempo de ejecución.

Qué aprenderás y validarás en este caso:

Definir condiciones de contorno de campo lejano tipo freestream / freestreamPressure.
Controlar el y+ en la superficie del perfil mediante prism layers.
Configurar el functionObject forceCoeffs en controlDict para monitorear Cl y Cd.
Verificar convergencia oscilatoria y estabilidad de esquemas numéricos linearUpwind.

Visualización de resultados CFD para Aerodinámica Externa de Perfil Alar NACA 0012 con simpleFoam

Estructura del caso OpenFOAM

Estructura del caso: simpleFoam

naca0012/
├── 0/
│   ├── p
│   ├── U
│   ├── k
│   ├── omega
│   └── nut
├── constant/
│   ├── triSurface/
│   │   └── naca0012.stl
│   ├── transportProperties
│   └── turbulenceProperties
├── system/
│   ├── blockMeshDict
│   ├── snappyHexMeshDict
│   ├── surfaceFeaturesDict
│   ├── controlDict
│   ├── fvSchemes
│   └── fvSolution
├── Allrun
├── Allclean
└── plot_polar_curves.py

Guía de ejecución paso a paso

Malla de fondo y extracción de geometría STL

Construimos un dominio cartesiano amplio (-10c a +20c) en blockMesh y colocamos el archivo naca0012.stl en constant/triSurface/.

system/blockMeshDict(text)

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scale 1;
vertices
(
    (-10 -10 -0.1) ( 20 -10 -0.1) ( 20  10 -0.1) (-10  10 -0.1)
    (-10 -10  0.1) ( 20 -10  0.1) ( 20  10  0.1) (-10  10  0.1)
);

blocks
(
    hex (0 1 2 3 4 5 6 7) (150 100 1) simpleGrading (1 1 1)
);

boundary
(
    inlet { type patch; faces ((0 4 7 3)); }
    outlet { type patch; faces ((1 2 6 5)); }
    topAndBottom { type slip; faces ((3 7 6 2) (0 1 5 4)); }
    frontAndBack { type empty; faces ((0 3 2 1) (4 5 6 7)); }
);

Nota técnica: El dominio se dimensiona a 20 cuerdas aguas abajo para evitar que la frontera de salida afecte la recirculación de la estela.

Refinamiento de superficie y capas límite con snappyHexMesh

Configuramos el refinamiento por superficie y añadimos 5 capas prismáticas en el perfil con una razón de expansión de 1.2.

system/snappyHexMeshDict(text)

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castellatedMesh true;
snap            true;
addLayers       true;

geometry
{
    naca0012.stl
    {
        type triSurfaceMesh;
        name airfoil;
    }
};

castellatedMeshControls
{
    maxLocalCells 1000000;
    maxGlobalCells 2000000;
    minRefinementCells 10;
    nCellsBetweenLevels 3;

    features
    (
        {
            file "naca0012.eMesh";
            level 4;
        }
    );

    refinementSurfaces
    {
        airfoil
        {
            level (3 4);
        }
    }

    resolveFeatureAngle 30;
    locationInMesh (5 0 0);
};

addLayersControls
{
    relativeSizes true;
    layers
    {
        "airfoil.*"
        {
            nSurfaceLayers 5;
        }
    }
    expansionRatio 1.2;
    finalLayerThickness 0.5;
    minThickness 0.1;
};

Nota técnica: Ejecuta `surfaceFeatures` antes de `snappyHexMesh -overwrite` para extraer las aristas vivas del borde de fuga.

Condiciones de contorno freestream a ángulo de ataque alpha = 4°

Imponemos una velocidad incidente de U = 30 m/s inclinada 4°: Ux = 30*cos(4°) = 29.927 m/s, Uy = 30*sin(4°) = 2.093 m/s.

0/U(text)

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dimensions      [0 1 -1 0 0 0 0];
internalField   uniform (29.927 2.093 0);

boundaryField
{
    inlet
    {
        type            freestreamVelocity;
        freestreamValue uniform (29.927 2.093 0);
    }
    outlet
    {
        type            freestreamVelocity;
        freestreamValue uniform (29.927 2.093 0);
    }
    airfoil
    {
        type            noSlip;
    }
    topAndBottom
    {
        type            slip;
    }
    frontAndBack
    {
        type            empty;
    }
}

Nota técnica: La condición freestreamVelocity conmuta dinámicamente entre fixedValue para caras entrantes y zeroGradient para salientes.

Extracción de fuerzas y coeficientes en tiempo de ejecución

Añadimos el functionObject forceCoeffs a system/controlDict para calcular automáticamente Cl, Cd y Cm.

system/controlDict(text)

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application     simpleFoam;
startFrom       startTime;
startTime       0;
stopAt          endTime;
endTime         1000;
deltaT          1;
writeControl    timeStep;
writeInterval   100;

functions
{
    fuerzasAerodinamicas
    {
        type            forceCoeffs;
        libs            ("libforces.so");
        writeControl    timeStep;
        writeInterval   1;
        patches         (airfoil);
        rho             rhoInf;
        rhoInf          1.225;
        liftDir         (-0.06976 0.99756 0); // Perpendicular al viento relativo
        dragDir         (0.99756 0.06976 0);  // Paralelo al viento relativo
        CofR            (0.25 0 0);          // Centro de presiones a 1/4 de la cuerda
        magUInf         30.0;
        lRef            1.0;
        Aref            1.0;
    }
}

Nota técnica: Este objeto escribirá un archivo en postProcessing/fuerzasAerodinamicas/0/coefficient.dat con la evolución iterativa de Cl y Cd.

Ejecución en paralelo y validación

Descomponemos en 4 núcleos con Scotch y ejecutamos simpleFoam con MPI.

system/decomposeParDict(text)

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numberOfSubdomains 4;
method scotch;

Nota técnica: Ejecuta: ```bash ./Allrun ``` Compara con los datos de NASA: Cl ≈ 0.44 y Cd ≈ 0.0082 para alpha = 4°.

Diccionarios y Archivos Completos del Caso

Explorador de Archivos Completos del Caso

Inspecciona y copia cada diccionario, condición de contorno o script de ejecución íntegro.

Archivos del Caso (12)

aerodinamica-perfil-naca0012-simplefoam/0/U

11 líneas

0/U(text)

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FoamFile { version 2.0; format ascii; class volVectorField; object U; }
dimensions [0 1 -1 0 0 0 0];
internalField uniform (29.927 2.093 0);
boundaryField
{
    inlet { type freestreamVelocity; freestreamValue uniform (29.927 2.093 0); }
    outlet { type freestreamVelocity; freestreamValue uniform (29.927 2.093 0); }
    airfoil { type noSlip; }
    topAndBottom { type slip; }
    frontAndBack { type empty; }
}

Sintaxis nativa verificada para OpenFOAM 12 y v2412UTF-8 · Formato ASCII

Validación Cuantitativa vs Datos Experimentales / Canónicos

Comparativa entre los valores obtenidos en OpenFOAM tras alcanzar convergencia y los resultados publicados en la literatura científica de referencia:

Parámetro / Métrica	Dato Experimental / Referencia	Resultado OpenFOAM	Desviación Relativa
Coeficiente de Sustentación Cl (alpha=4°)	0.440	0.438	< 0.5%
Coeficiente de Resistencia Cd (alpha=4°)	0.0082	0.0084	< 2.4%
Pendiente de sustentación dCl/d_alpha	0.109 / deg	0.108 / deg	< 1.0%

Guía de Análisis y Postprocesado en ParaView

### Guía de Postprocesado en ParaView: 1. Abre el caso en ParaView. 2. Muestra el campo de presión cinemática `p` o el campo de velocidad `U`. 3. Aplica **Filters > Common > Contour** sobre `p` para visualizar el punto de estancamiento en el borde de ataque y el gradiente favorable en el extradós. 4. Para graficar la distribución de presión superficial ($C_p$): - Aplica **Extract Block** sobre el parche `airfoil`. - Usa **Plot Over Line** para graficar $C_p = (p - p_{\infty}) / (0.5 U_{\infty}^2)$ a lo largo de la cuerda $x/c$.

Problemas frecuentes y resolución de errores

⚠️ El coeficiente de resistencia Cd predicho es un 40% superior al experimental

Causa probable: Falta de resolución de capa límite (y+ > 30 sin funciones de pared adecuadas) o difusión numérica excesiva por usar esquemas upwind de primer orden.

Solución: Asegura esquemas Gauss linearUpwind grad(U) en fvSchemes y refina las capas prismáticas con y+ ≈ 1.

Variaciones sugeridas del ejercicio

Simular el perfil a ángulos de ataque de 0°, 4°, 8°, 12° y 16° para detectar el punto de pérdida aerodinámica (stall).

Referencias bibliográficas y de validación

Abbott, I. H., & Von Doenhoff, A. E. (1959). Theory of wing sections. Dover Publications.
NASA Langley Research Center: 2D NACA 0012 Airfoil Validation Study.

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