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2013-06-09 by:廣州有限元分析、培訓(xùn)中心-1CAE.COM 來源:仿真在線
第六章航空航天氣動(dòng)解決方案航空航天飛行器的研制過程及其需求飛機(jī)研制的具體特點(diǎn)及其氣動(dòng)分析航天領(lǐng)域的氣動(dòng)分析氣動(dòng)載荷傳遞給結(jié)構(gòu)分析
作者: 安世亞太 來源: 安世亞太
關(guān)鍵字: 航空航天 CAE 仿真 解決方案 ANSYS 安世亞太
第六章航空氣動(dòng)解決方案
1.航空飛行器的研制過程及其需求
航空飛行器的研制通常具有周期長、費(fèi)用高的特點(diǎn),因此必須按照分階段逐步推進(jìn)的方法,才能形成有效的設(shè)計(jì)過程。當(dāng)前的研制手段有風(fēng)洞試驗(yàn)和氣動(dòng)模擬。典型的飛行器的研制包括概念論證設(shè)計(jì)階段、方案設(shè)計(jì)階段、工程研制、設(shè)計(jì)定型階段和生產(chǎn)定型階段五個(gè)過程。這個(gè)過程是從初步到具體,不斷深化和具體化的過程。
工程研制階段主要確定飛行器的總體技術(shù)方案。在此階段針對(duì)設(shè)計(jì)方案的更改需要進(jìn)行一些氣動(dòng)驗(yàn)證分析。
設(shè)計(jì)定型階段主要進(jìn)行定型試飛。對(duì)局部更道內(nèi)外流自適應(yīng)網(wǎng)格求解馬赫數(shù)改需要進(jìn)行少量氣動(dòng)驗(yàn)證。
對(duì)生產(chǎn)定型階段,可能會(huì)有一些更改。這一階段的氣動(dòng)計(jì)算很少。
氣動(dòng)分析的工作量和重要性主要體現(xiàn)在概念論證階段和方案設(shè)計(jì)階段。因此下面針對(duì)這兩個(gè)方面進(jìn)行具體論述。
1.1.概念論證設(shè)計(jì)階段
概念論證設(shè)計(jì)階段主要研究新飛行器的可行性,對(duì)關(guān)鍵新技術(shù)進(jìn)行初步試驗(yàn)驗(yàn)證,包括氣動(dòng)布局的分析和風(fēng)洞試驗(yàn)。
在這個(gè)階段首先需要確定總體氣動(dòng)布局方案。通?？梢赃x擇大量的方案進(jìn)行對(duì)比,研究在不同的馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角下整機(jī)的氣動(dòng)性能,升力、阻力、俯仰力矩等氣動(dòng)力參數(shù)能否達(dá)到設(shè)計(jì)要求,經(jīng)過充分的論證后,從中選出有足夠先進(jìn)性和實(shí)際可行的初步方案,作為進(jìn)一步的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。這個(gè)階段不可能做大量的風(fēng)洞試驗(yàn),因此需要能夠快速進(jìn)行整機(jī)性能預(yù)測(cè)和方案篩選的氣動(dòng)模擬工具。
CART3D是NASA Ames研究中心開發(fā)的高可信度快速氣動(dòng)分析軟件。專門進(jìn)行整機(jī)氣動(dòng)分析,除了提取部件和整體的氣動(dòng)力外,還可以進(jìn)行導(dǎo)彈投擲分析。已經(jīng)在美歐的航空工業(yè)界得到廣泛而成功的應(yīng)用。
舉一個(gè)典型飛行器研制的情況,該飛行器需要考慮30種不同攻角,20個(gè)馬赫數(shù),5種不同側(cè)滑角,總共有3000種不同的計(jì)算狀態(tài)。這對(duì)一般的氣動(dòng)計(jì)算,至少需要100000小時(shí)的CPU時(shí)間。而采用CART3D的并行計(jì)算,根據(jù)NASA的報(bào)道,僅用7天時(shí)間就完成了2863種CART3D計(jì)算。
CART3D具有的主要優(yōu)勢(shì)是方便、快速和可靠。只需要封閉的部件表面網(wǎng)格,程序自動(dòng)進(jìn)行部件相交提取模擬的外部濕表面。然后就可以自動(dòng)形成空間笛卡爾網(wǎng)格。它求解歐拉方程,具有優(yōu)異的并行性能(512個(gè)CPU加速可達(dá)496倍)。250Mhz Mips R10000的SGI Origin 2000上32個(gè)CPU計(jì)算52.5萬網(wǎng)格的跨音速機(jī)翼只需要90秒。能夠進(jìn)行攻角、馬赫數(shù)、側(cè)滑角批處理計(jì)算。因此它非常適于氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫的創(chuàng)建,支持預(yù)研設(shè)計(jì)和虛擬飛行。
CART3D并行CPU數(shù)與加速性的關(guān)系批處理計(jì)算得到氣動(dòng)特性響應(yīng)面
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1.2.方案設(shè)計(jì)階段
方案設(shè)計(jì)階段的基本內(nèi)容
方案設(shè)計(jì)階段首先根據(jù)設(shè)計(jì)要求,并在概念設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上,進(jìn)行多種氣動(dòng)布局方案的對(duì)比和研究。飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的主要工作在方案設(shè)計(jì)階段完成。
方案設(shè)計(jì)階段的主要工作有:修改、補(bǔ)充和完善飛機(jī)的幾何外形設(shè)計(jì),將氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案具體化。進(jìn)行比較精確的氣動(dòng)力性能、操縱性、穩(wěn)定性的計(jì)算,還要有大量的風(fēng)洞試驗(yàn)等等。
方案設(shè)計(jì)階段中需要的氣動(dòng)分析
在這個(gè)階段需要大量精確的氣動(dòng)計(jì)算。精確的氣動(dòng)計(jì)算越多,就可以減少更多的風(fēng)洞試驗(yàn)。就更有利于縮短研制周期、降低費(fèi)用。氣動(dòng)分析需要穩(wěn)健的求解器,強(qiáng)勁快速的網(wǎng)格生成工具,以及求解器高效的并行處理功能。準(zhǔn)確的氣動(dòng)分析對(duì)網(wǎng)格生成器的要求是:
良好的CAD接口功能,對(duì)復(fù)雜CAD模型的修補(bǔ)、處理功能;
大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格劃分功能(要求包括所有網(wǎng)格類型),并具有豐富的網(wǎng)格質(zhì)量判斷,網(wǎng)格編輯調(diào)整功能。
ANSYS公司的 ICEM CFD是CFD市場上最負(fù)盛名的網(wǎng)格生成工具,最適合于航空工業(yè)對(duì)高精度、高效、大規(guī)模計(jì)算網(wǎng)格劃分的需要。在航空工業(yè)界ICEM CFD有著廣泛的應(yīng)用。下面是它的一些特點(diǎn):
能夠?qū)胨兄髁鰿AD軟件的模型,并且與CAD有雙向參數(shù)接口。
具有優(yōu)異的Octree、拓?fù)涞袼芫W(wǎng)格劃分技術(shù),包括所有網(wǎng)格類型,非常適合于大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格生成。
豐富的網(wǎng)格編輯功能。具有網(wǎng)格的光滑、劈分、合并、細(xì)化、粗化、轉(zhuǎn)換功能
輸出多達(dá)110種CAE求解器格式,包括全部的主流CFD和FEA求解器,例如CFX、ANSYS等?？梢宰鳛镃FD的前后處理通用平臺(tái)。
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有了良好的網(wǎng)格生成工具是不是就萬事大吉了呢?遠(yuǎn)不是如此。還需要強(qiáng)大的求解器來獲得準(zhǔn)確的模擬結(jié)果。氣動(dòng)分析對(duì)求解器的要求是:
ü具有復(fù)雜氣動(dòng)模擬適用的湍流模型;
ü高效可擴(kuò)展的并行計(jì)算功能;
ü激波、漩渦、分離等復(fù)雜現(xiàn)象的捕捉;
ü自適應(yīng)網(wǎng)格求解。
ANSYS CFX是新一代的計(jì)算流體軟件。利用90年代(特別是96年以后)以來的最新計(jì)算流體力學(xué)技術(shù),采用基于有限元的有限體積方法,其并行求解速度、穩(wěn)定性、收斂性等技術(shù)達(dá)到了氣動(dòng)分析的新高度。完全可以滿足航空工業(yè)氣動(dòng)分析的高標(biāo)準(zhǔn)要求。它具有下列特點(diǎn):
üCFX在數(shù)值方法同時(shí)利用了有限元與有限體積法中的優(yōu)點(diǎn),具有更高精度;
üCFX有高精度的數(shù)值處理格式,它是CFD業(yè)界中唯一以二階精度格式作為缺省值的軟件;
üCFX是率先采用全隱式耦合多重網(wǎng)格求解技術(shù),使CFD求解穩(wěn)健而迅速地收斂。并具有先進(jìn)的自適應(yīng)網(wǎng)格求解功能;
üCFX優(yōu)異的并行計(jì)算功能,單CPU計(jì)算和并行計(jì)算收斂曲線相同;
ü豐富而適用的湍流模型(包括SST,LES,DES等等)。
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2.飛機(jī)研制的具體特點(diǎn)及其氣動(dòng)分析
2.1.機(jī)翼的氣動(dòng)分析
機(jī)翼是影響飛機(jī)性能的最重要部件,飛機(jī)的升力特性基本由機(jī)翼確定。對(duì)飛機(jī)的阻力也有很大的影響。
飛機(jī)上常用主翼和前后緣襟翼組成的多段翼作為增升裝置。起飛、降落時(shí),需要大的升力系數(shù),此時(shí)飛行迎角較大,同時(shí),襟翼偏轉(zhuǎn)角也較大,因此,在翼段上可能出現(xiàn)分離。迎角再大時(shí),分離嚴(yán)重,會(huì)出現(xiàn)失速現(xiàn)象。利用ANSYS CFD產(chǎn)品可以方便地計(jì)算在各種襟翼配置下達(dá)到失速迎角或超過失速迎角時(shí)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)等。這主要?dú)w結(jié)為ANSYS CFX具有先進(jìn)的預(yù)測(cè)分離流的SST湍流模型、自動(dòng)壁面函數(shù)處理及其優(yōu)異的全隱式耦合求解器。
利用ANSYS CFD可以進(jìn)行機(jī)翼的跨音速氣動(dòng)模擬,能夠精確捕捉激波,并且計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合得很好。參見直機(jī)翼的密度等值圖和壓力系數(shù)計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比結(jié)果圖。
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ANSYS CFX對(duì)多段翼的模擬。計(jì)算的攻角為4度。下面給出不同截面的結(jié)果,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。從其與試驗(yàn)的對(duì)比說明ANSYS CFX完全適合多段翼各種工況下的模擬。
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2.2.進(jìn)氣道的氣動(dòng)分析
發(fā)動(dòng)機(jī)要求進(jìn)氣道要以高的效率向其提供足夠的空氣。目前,對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性的要求越來越高,出現(xiàn)了進(jìn)氣道系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性問題,需要對(duì)進(jìn)氣道與機(jī)體進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。對(duì)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的要求是提高出口總壓恢復(fù)系數(shù),減少出口流場畸變,減小阻力。氣流在進(jìn)氣道內(nèi)的壓縮、膨脹、反射等的過程中,出現(xiàn)激波反射、流動(dòng)分離等復(fù)雜現(xiàn)象,這種現(xiàn)象的模擬需要具有自適應(yīng)網(wǎng)格求解功能及其準(zhǔn)確湍流模型。從下面的應(yīng)用實(shí)例可以看出,應(yīng)用ANSYS CFX自適應(yīng)網(wǎng)格及其準(zhǔn)確湍流模型后,激波的位置和形狀能被很好地捕捉。另外從噴管噴流例子中可以看出ANSYS CFX對(duì)噴流激波馬氏盤的準(zhǔn)確模擬。
圖6-2-10噴管出口馬赫數(shù)為1,噴流的激波馬氏盤
圖6-2-11進(jìn)氣道內(nèi)外流自適應(yīng)網(wǎng)格求解馬赫數(shù)結(jié)果,可以看到采用自適應(yīng)網(wǎng)格求解得到局部準(zhǔn)確的結(jié)果
2.3.飛機(jī)總體的氣動(dòng)分析
航空飛行器包括常見的軍用殲擊機(jī)、轟炸機(jī)、偵察機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、直升機(jī),以及民用的旅客機(jī)、貨機(jī)等。各種飛機(jī)有各自不同的要求。例如軍用戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)調(diào)高度機(jī)動(dòng)性,滿足大迎角狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。而民航客機(jī)強(qiáng)調(diào)的是安全性和經(jīng)濟(jì)性。歸結(jié)為一點(diǎn),在研制過程中都追求用更多的氣動(dòng)分析來代替試驗(yàn),降低研制成本,縮短研制周期。
為了滿足這樣一個(gè)共同的目標(biāo)就需要準(zhǔn)確可靠的氣動(dòng)分析程序。在飛機(jī)研制中的常見氣動(dòng)分析,例如大迎角分離流動(dòng),亞、跨、超音速全機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算,多段翼地氣動(dòng)計(jì)算,翼身-掛架-外掛的跨音速小擾動(dòng)計(jì)算,翼身組合體跨音速全速勢(shì)方程計(jì)算,進(jìn)排氣系統(tǒng)的內(nèi)流計(jì)算等等,都可以利用ANSYS CFD進(jìn)行準(zhǔn)確的模擬。
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圖6-2-16 F-22跨音速戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)模擬
通常的CFD軟件將升力計(jì)算準(zhǔn)確一般沒有問題,但將阻力計(jì)算準(zhǔn)卻往往很難。經(jīng)AIAA阻力研討會(huì)證明ANSYS CFX可以進(jìn)行包括阻力在內(nèi)的準(zhǔn)確氣動(dòng)力預(yù)測(cè)。2003年由AIAA發(fā)起第二屆AIAA阻力預(yù)測(cè)研討會(huì),目的是評(píng)定當(dāng)前主流的CFD軟件預(yù)測(cè)復(fù)雜飛行器氣動(dòng)性能的可信度,對(duì)當(dāng)前的RANS求解器進(jìn)行公正的評(píng)價(jià)。研討會(huì)取的計(jì)算模型為DLR-F6,是典型的雙發(fā)寬體客機(jī),要求計(jì)算帶發(fā)動(dòng)機(jī)和不帶發(fā)動(dòng)機(jī)兩種情況。設(shè)計(jì)點(diǎn)為馬赫數(shù)為0.75,升力系數(shù)為0.5,雷諾數(shù)為3E6,風(fēng)洞試驗(yàn)是1993到1996年在ONERA S2MA壓力風(fēng)洞中進(jìn)行的。模型用支架安裝在跨音速段,馬赫數(shù)變化范圍為0.6到0.8。
氣動(dòng)計(jì)算基于兩種工況。第一種工況為單一網(wǎng)格細(xì)化研究DLR-F6有及其沒有發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙,要求粗、中等到細(xì)三種網(wǎng)格,第一種工況總共六次模擬。第二種工況為有及其沒有發(fā)動(dòng)機(jī)使用兩種工況最合適的網(wǎng)格計(jì)算了飛機(jī)的極曲線。飛機(jī)極曲線要求的攻角為3°,-2°,-1.5°,-1.0°,0.0°和1.5°。
CFX-5采用基于有限元的有限體積法。離散方程使用Raw提出的耦合代數(shù)多網(wǎng)格方法進(jìn)行求解。動(dòng)量方程中的雷諾應(yīng)力通過SST二方程湍流模型和自動(dòng)壁面函數(shù)計(jì)算。試驗(yàn)與CFX-5計(jì)算的最大誤差在沒有發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)為3.2%,有發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)是5.5%。這兩種工況預(yù)測(cè)的升力和阻力隨著網(wǎng)格的細(xì)化,結(jié)果更接近試驗(yàn)值。帶有和不帶有發(fā)動(dòng)機(jī)的升、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)與試驗(yàn)都符合得很好,這是令人鼓舞的。而其它軟件則是升力一般符合得較好,而阻力和俯仰力矩則與試驗(yàn)差別較大。下面是CFX計(jì)算的網(wǎng)格模型及其結(jié)果。
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2.4.飛機(jī)投彈的氣動(dòng)分析
飛機(jī)外掛導(dǎo)彈或油箱的發(fā)射和投擲過程,存在著兩個(gè)關(guān)鍵的問題:一是在開始階段不能與機(jī)體發(fā)生碰撞;二是在武器投放的過程中,特別是在開始階段,不能有太大的擾動(dòng),保持軌跡的穩(wěn)定性和命中精度。這兩個(gè)要求能否滿足,主要取決于投放時(shí)外掛上的氣動(dòng)載荷和外掛周圍的飛機(jī)流場狀態(tài)。而這又取決于外掛的位置及其氣動(dòng)外形。準(zhǔn)確預(yù)測(cè)的關(guān)鍵是要首先計(jì)算投擲部件的升力、阻力、側(cè)向力、俯仰力矩、偏航力矩等,根據(jù)這些氣動(dòng)載荷以及外力,由六自由度剛體運(yùn)動(dòng)的牛頓-歐拉方程計(jì)算出下一時(shí)刻的位置,程序自動(dòng)劃出該時(shí)刻的網(wǎng)格。接著重新計(jì)算氣動(dòng)力,如此反復(fù)完成整個(gè)投放過程的計(jì)算。CART3D投擲特點(diǎn)是采用了笛卡爾網(wǎng)格,快速強(qiáng)勁,并能自動(dòng)進(jìn)行網(wǎng)格和位置的更新(有ICEM CFD強(qiáng)大的網(wǎng)格支持),給出投擲的軌跡。ANSYS CFD產(chǎn)品可以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)投彈和分離過程,可以應(yīng)用于導(dǎo)彈、火箭助推器分離、吊艙、座艙罩等的投擲。
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2.5.氣彈顫振的模擬
氣彈分析是飛行器研制過程中必須考慮的問題。氣動(dòng)力和彈性變形的交互作用就是氣彈效應(yīng)。氣彈問題有三種:操縱面反效、機(jī)翼發(fā)散和顫振。對(duì)于顫振問題在方案設(shè)計(jì)中用剛度等參數(shù)控制,然后靠計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)校驗(yàn)。ANSYS系列產(chǎn)品可以進(jìn)行顫振的預(yù)測(cè)。氣彈分析采用邊界元方法進(jìn)行求解,計(jì)算快速準(zhǔn)確。
意大利PIAGGIO宇航工業(yè)公司對(duì)個(gè)人公務(wù)飛機(jī)兩種不同尾翼形狀(V形和水平)的氣彈響應(yīng)模擬并進(jìn)行了對(duì)比。
組圖6-2-27
ANSYS 計(jì)算得到的三種情況的顫振速度。
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測(cè)試的類型 |
顫振速度[m/s] |
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單獨(dú)T形尾翼 |
800 |
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T-型尾翼加后機(jī)身 |
250 |
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V-型尾翼加后機(jī)身 |
192 |
3.航天領(lǐng)域的氣動(dòng)分析
航天領(lǐng)域氣動(dòng)分析的特點(diǎn)是通常會(huì)有高馬赫數(shù),強(qiáng)激波,氣動(dòng)加熱等現(xiàn)象。ANSYS CFD產(chǎn)品在航天飛機(jī)、導(dǎo)彈等航天器的氣動(dòng)分析中有著廣泛的應(yīng)用。
導(dǎo)彈是區(qū)別于飛機(jī)的另一類型飛行器,通常具有多翼面細(xì)長體外形,多在超聲速,高超聲速下飛行。飛行迎角往往可達(dá)30°~40°。現(xiàn)代導(dǎo)彈更強(qiáng)調(diào)具有小操縱面和高機(jī)動(dòng)性,因而導(dǎo)彈的繞流流場也很復(fù)雜、包含激波、邊界層分離、旋渦、強(qiáng)非定常等物理現(xiàn)象及這些現(xiàn)象間的相互作用。
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對(duì)導(dǎo)彈某些氣動(dòng)狀態(tài),如高超聲速飛行、大迎角、彈頭彈體分離、子母彈拋撒等,用風(fēng)洞試驗(yàn)難以研究,而用數(shù)值模擬方法分析研究則遠(yuǎn)比風(fēng)洞試驗(yàn)方法要經(jīng)濟(jì)快速。
哥倫比亞號(hào)航天飛機(jī)絕熱泡沫碎片脫落軌跡,發(fā)射后從燃料箱外部脫落打到左機(jī)翼上。哥倫比亞號(hào)事故調(diào)查委員會(huì)(CAIB)證實(shí)類似碎片是哥倫比亞號(hào)遇難的最有可能的原因。該圖形被引用在CAIB最終報(bào)告中。
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利用ANSYS CFD進(jìn)行鈍頭體進(jìn)行高超音速氣動(dòng)模擬。鈍頭前端氣動(dòng)加熱結(jié)果試驗(yàn)與計(jì)算差別在9%以內(nèi)。
4.氣動(dòng)載荷傳遞給結(jié)構(gòu)分析過去氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)計(jì)算獨(dú)立進(jìn)行,氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果很難為結(jié)構(gòu)計(jì)算所用,包括壓力、溫度等。往往需要人工編程來進(jìn)行氣動(dòng)到結(jié)構(gòu)載荷的插值傳遞,這樣做首先是結(jié)果的精度有損失,并且耗費(fèi)大量時(shí)間和人力。而現(xiàn)在ANSYS CFD產(chǎn)品徹底突破了這一限制。CFX與ANSYS的耦合分析可以一步實(shí)現(xiàn)從氣動(dòng)載荷到結(jié)構(gòu)的傳遞。解決了困擾航空工業(yè)界工程師多年的載荷傳遞的問題。 ANSYS與CFX耦合綜合了ANSYS在結(jié)構(gòu)方面、CFX在氣動(dòng)分析方面的優(yōu)勢(shì),必將對(duì)航空工業(yè)研制手段的更新產(chǎn)生積極而深遠(yuǎn)的影響。對(duì)這一部分有興趣的朋友,請(qǐng)關(guān)注ANSYS 公司后續(xù)的解決方案。
CFX氣動(dòng)分析結(jié)果氣動(dòng)載荷的結(jié)構(gòu)分析結(jié)果 圖6-4-1ANSYS 流固耦合分析 |
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