ANSYS對航空氣動解決方案

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)及其氣動分析航天領(lǐng)域的氣動分析氣動載荷傳遞給結(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)定型階段五個過程。這個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。在此階段針對設(shè)計(jì)方案的更改需要進(jìn)行一些氣動驗(yàn)證分析。

設(shè)計(jì)定型階段主要進(jìn)行定型試飛。對局部更道內(nèi)外流自適應(yīng)網(wǎng)格求解馬赫數(shù)改需要進(jìn)行少量氣動驗(yàn)證。

對生產(chǎn)定型階段,可能會有一些更改。這一階段的氣動計(jì)算很少。

氣動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。因此下面針對這兩個方面進(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,對關(guān)鍵新技術(shù)進(jìn)行初步試驗(yàn)驗(yàn)證,包括氣動布局的分析和風(fēng)洞試驗(yàn)。

在這個階段首先需要確定總體氣動布局方案。通?？梢赃x擇大量的方案進(jìn)行對比,研究在不同的馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角下整機(jī)的氣動性能,升力、阻力、俯仰力矩等氣動力參數(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)測和方案篩選的氣動模擬工具。

CART3D是NASA Ames研究中心開發(fā)的高可信度快速氣動分析軟件。專門進(jìn)行整機(jī)氣動分析,除了提取部件和整體的氣動力外,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)。這對一般的氣動計(jì)算,至少需要100000小時的CPU時間。而采用CART3D的并行計(jì)算,根據(jù)NASA的報(bào)道,僅用7天時間就完成了2863種CART3D計(jì)算。

CART3D具有的主要優(yōu)勢是方便、快速和可靠。只需要封閉的部件表面網(wǎng)格,程序自動進(jìn)行部件相交提取模擬的外部濕表面。然后就可以自動形成空間笛卡爾網(wǎng)格。它求解歐拉方程,具有優(yōu)異的并行性能(512個CPU加速可達(dá)496倍)。250Mhz Mips R10000的SGI Origin 2000上32個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)算得到氣動特性響應(yīng)面

圖6-1-1

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)行多種氣動布局方案的對比和研究。飛行器氣動布局設(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、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案具體化。進(jìn)行比較精確的氣動力性能、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)階段中需要的氣動分析

在這個階段需要大量精確的氣動計(jì)算。精確的氣動計(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)確的氣動分析對網(wǎng)格生成器的要求是:

良好的CAD接口功能,對復(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。

圖6-1-2 ICEM CFD劃分的戰(zhàn)斗機(jī)非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格圖6-1-3 ICEM CFD劃分的支線客機(jī)全機(jī)計(jì)算網(wǎng)格

圖6-1-4 F18戰(zhàn)斗機(jī)的全機(jī)內(nèi)外流一體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格模型圖6-1-5 F18戰(zhàn)斗機(jī)局部網(wǎng)格及流場模擬結(jié)果

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。氣動分析對求解器的要求是:

ü具有復(fù)雜氣動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)到了氣動分析的新高度。完全可以滿足航空工業(yè)氣動分析的高標(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)。

圖6-1-6優(yōu)異的并行效率(加速隨CPU數(shù)線性增長)圖6-1-7復(fù)雜問題也能夠快速收斂

2.飛機(jī)研制的具體特點(diǎn)及其氣動分析

2.1.機(jī)翼的氣動分析

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,需要大的升力系數(shù),此時飛行迎角較大,同時,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,分離嚴(yán)重,會出現(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)測分離流的SST湍流模型、自動壁面函數(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)的對比結(jié)果圖。

圖6-2-1機(jī)翼氣動分析密度分布結(jié)果圖6-2-2 氣動計(jì)算機(jī)翼壓力系數(shù)與試驗(yàn)比較

ANSYS CFX對多段翼的模擬。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)行了對比。從其與試驗(yàn)的對比說明ANSYS CFX完全適合多段翼各種工況下的模擬。

圖6-2-3壓力分布云圖圖6-2-4速度矢量圖

圖6-2-5結(jié)果的流線顯示圖6-2-6總壓分布結(jié)果

圖6-2-7縫翼壓力系數(shù)分布與試驗(yàn)的對比圖6-2-8 主翼壓力系數(shù)分布與試驗(yàn)的對比

圖6-2-9副翼上壓力系數(shù)分布與試驗(yàn)的對比

2.2.進(jìn)氣道的氣動分析

發(fā)動機(jī)要求進(jìn)氣道要以高的效率向其提供足夠的空氣。目前,對戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動性的要求越來越高,出現(xiàn)了進(jìn)氣道系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)的相容性問題,需要對進(jìn)氣道與機(jī)體進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。對進(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)動性,滿足大迎角狀態(tài)下的氣動特性。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。

為了滿足這樣一個共同的目標(biāo)就需要準(zhǔn)確可靠的氣動分析程序。在飛機(jī)研制中的常見氣動分析,例如大迎角分離流動,亞、跨、超音速全機(jī)氣動力計(jì)算,多段翼地氣動計(jì)算,翼身-掛架-外掛的跨音速小擾動計(jì)算,翼身組合體跨音速全速勢方程計(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。

圖6-2-12某型戰(zhàn)斗機(jī)的計(jì)算網(wǎng)格圖6-2-13 某型戰(zhàn)斗機(jī)的流場計(jì)算結(jié)果

圖6-2-14戰(zhàn)斗機(jī)周圍壓力分布圖6-2-15戰(zhàn)斗機(jī)表面壓力分布

圖6-2-16為經(jīng)DaimlerChrysler Aerospace AG授權(quán)的F-22跨音速戰(zhàn)斗機(jī)氣動模擬結(jié)果,該模型共有260萬單元。

圖6-2-16 F-22跨音速戰(zhàn)斗機(jī)氣動模擬

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阻力研討會證明ANSYS CFX可以進(jìn)行包括阻力在內(nèi)的準(zhǔn)確氣動力預(yù)測。2003年由AIAA發(fā)起第二屆AIAA阻力預(yù)測研討會,目的是評定當(dāng)前主流的CFD軟件預(yù)測復(fù)雜飛行器氣動性能的可信度,對當(dāng)前的RANS求解器進(jìn)行公正的評價。研討會取的計(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)動機(jī)和不帶發(fā)動機(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。動量方程中的雷諾應(yīng)力通過SST二方程湍流模型和自動壁面函數(shù)計(jì)算。試驗(yàn)與CFX-5計(jì)算的最大誤差在沒有發(fā)動機(jī)時為3.2%,有發(fā)動機(jī)時是5.5%。這兩種工況預(yù)測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。

圖6-2-17 ICEM CFD劃分的不帶發(fā)動機(jī)的圖6-2-18 ICEM CFD劃分的有發(fā)動格結(jié)構(gòu)化網(wǎng)機(jī)的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格

圖6-2-19試驗(yàn)油流顯示的流動分離結(jié)果圖6-2-20 CFX計(jì)算出的流動分離

圖6-2-21試驗(yàn)油流顯示的流動分離圖6-2-22 CFX模擬的分離顯示

圖6-2-23CFX模擬流動的分離顯示圖6-2-24飛機(jī)極曲線的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)比較

2.4.飛機(jī)投彈的氣動分析

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,保持軌跡的穩(wěn)定性和命中精度。這兩個要求能否滿足,主要取決于投放時外掛上的氣動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外形。準(zhǔn)確預(yù)測的關(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)這些氣動載荷以及外力,由六自由度剛體運(yùn)動的牛頓-歐拉方程計(jì)算出下一時刻的位置,程序自動劃出該時刻的網(wǎng)格。接著重新計(jì)算氣動力,如此反復(fù)完成整個投放過程的計(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。

圖6-2-25大黃蜂戰(zhàn)斗機(jī)投彈0.3秒時計(jì)算網(wǎng)格圖6-2-26大黃蜂戰(zhàn)斗機(jī)六自由度投彈分析

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。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)公司對個人公務(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)行了對比。

組圖6-2-27

ANSYS 計(jì)算得到的三種情況的顫振速度。

3.航天領(lǐng)域的氣動分析

航天領(lǐng)域氣動分析的特點(diǎn)是通常會有高馬赫數(shù),強(qiáng)激波,氣動加熱等現(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°?，F(xiàn)代導(dǎo)彈更強(qiáng)調(diào)具有小操縱面和高機(jī)動性,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。

圖6-3-2液體燃料推進(jìn)器氣動模擬圖6-3-3航天飛機(jī)超高音速氣動模擬

對導(dǎo)彈某些氣動狀態(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。哥倫比亞號事故調(diào)查委員會(CAIB)證實(shí)類似碎片是哥倫比亞號遇難的最有可能的原因。該圖形被引用在CAIB最終報(bào)告中。

利用ANSYS CFD進(jìn)行鈍頭體進(jìn)行高超音速氣動模擬。鈍頭前端氣動加熱結(jié)果試驗(yàn)與計(jì)算差別在9%以內(nèi)。 4.氣動載荷傳遞給結(jié)構(gòu)分析 過去氣動與結(jié)構(gòu)計(jì)算獨(dú)立進(jìn)行,氣動計(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在氣動分析方面的優(yōu)勢,必將對航空工業(yè)研制手段的更新產(chǎn)生積極而深遠(yuǎn)的影響。對這一部分有興趣的朋友,請關(guān)注ANSYS 公司后續(xù)的解決方案。 CFX氣動分析結(jié)果氣動載荷的結(jié)構(gòu)分析結(jié)果 圖6-4-1ANSYS 流固耦合分析

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