從C919的氣動優(yōu)化設(shè)計，剖析航空氣動分析

2017-05-07  by:CAE仿真在線  來源:互聯(lián)網(wǎng)

C919客機今天下午在上海成功完成首次試飛,各直播平臺上滿滿的愛國熱情澎湃激昂。所謂外行看熱鬧,內(nèi)行看門道。歸根結(jié)底C919應(yīng)用了哪些可以比肩空客、波音的先進技術(shù)?從各方面技術(shù)分析看,“采用新一代超臨界機翼和先進氣動布局等先進氣動力設(shè)計技術(shù),達到比現(xiàn)役同類飛機更好的巡航氣動效率”,是C919最突出的設(shè)計技術(shù)優(yōu)勢。

首先超臨界機翼設(shè)計,這是戰(zhàn)后運輸機氣動領(lǐng)域一個重大技術(shù)突破。使飛機巡航升阻比與現(xiàn)役客機相比有較大改善,實現(xiàn)改善客機經(jīng)濟性目標。另外,盡管對于C919來說,機頭和機身部分沒有多大潛力可挖,但是仍舊對氣動布局進行了改進,對相關(guān)部分進行了優(yōu)化設(shè)計,例如側(cè)面只有兩塊風檔,這樣機翼更加具備流線型,阻力更小。

那么氣動分析在航空飛行器研制過程中的價值是如何體現(xiàn)的?下文是一個流體仿真從業(yè)者對航空氣動分析的詳細介紹,借C919首飛,與同行們靜靜分享技術(shù)的魅力。

航空飛行器的研制通常具有周期長、費用高的特點,因此必須按照分階段逐步推進的方法,才能形成有效的設(shè)計過程。當前的研制手段有風洞試驗和氣動模擬。典型的飛行器的研制包括概念論證設(shè)計階段、方案設(shè)計階段、工程研制、設(shè)計定型階段和生產(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)計方案的更改需要進行一些氣動驗證分析。

• 設(shè)計定型階段主要進行定型試飛。對局部更改需要進行少量氣動驗證。

• 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)在概念論證和方案設(shè)計階段。

概念論證設(shè)計階段主要研究新飛行器的可行性,對關(guān)鍵新技術(shù)進行初步試驗驗證,包括氣動布局的分析和風洞試驗。

在這個階段首先需要確定總體氣動布局方案。通?？梢赃x擇大量的方案進行對比,研究在不同的馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角下整機的氣動性能,升力、阻力、俯仰力矩等氣動力參數(shù)能否達到設(shè)計要求,經(jīng)過充分的論證后,從中選出有足夠先進性和實際可行的初步方案,作為進一步的設(shè)計基礎(chǔ)。這個階段不可能做大量的風洞試驗,因此需要能夠快速進行整機性能預(yù)測和方案篩選的氣動模擬工具。

方案設(shè)計階段的基本內(nèi)容

方案設(shè)計階段首先根據(jù)設(shè)計要求,并在概念設(shè)計的基礎(chǔ)上,進行多種氣動布局方案的對比和研究。飛行器氣動布局設(shè)計的主要工作在方案設(shè)計階段完成。

方案設(shè)計階段的主要工作有:修改、補充和完善飛機的幾何外形設(shè)計,將氣動、結(jié)構(gòu)設(shè)計方案具體化。進行比較精確的氣動力性能、操縱性、穩(wěn)定性的計算,還要有大量的風洞試驗等等。

方案設(shè)計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算。精確的氣動計算越多,就可以減少更多的風洞試驗。就更有利于縮短研制周期、降低費用。氣動分析需要穩(wěn)健的求解器,強勁快速的網(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、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:

• 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、拓撲雕塑網(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、細化、粗化、轉(zhuǎn)換功能

• 輸出多達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。可以作為CFD的前后處理通用平臺。

有了良好的網(wǎng)格生成工具是不是就萬事大吉了呢?遠不是如此。還需要強大的求解器來獲得準確的模擬結(jié)果。氣動分析對求解器的要求是:

• 具有復(fù)雜氣動模擬適用的湍流模型;

• 高效可擴展的并行計算功能;

• 激波、漩渦、分離等復(fù)雜現(xiàn)象的捕捉;

• 自適應(yīng)網(wǎng)格求解。

ANSYS CFX是新一代的計算流體軟件。利用90年代(特別是96年以后)以來的最新計算流體力學(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)氣動分析的高標準要求。它具有下列特點:

• CFX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,具有更高精度;

• CFX有高精度的數(shù)值處理格式,以二階精度格式作為缺省值;

• CFX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。并具有先進的自適應(yīng)網(wǎng)格求解功能;

• CFX優(yōu)異的并行計算功能,單CPU計算和并行計算收斂曲線相同;

• 豐富而適用的湍流模型(包括SST,LES,DES,SAS等等)。

機翼的氣動分析

機翼是影響飛機性能的最重要部件,飛機的升力特性基本由機翼確定。對飛機的阻力也有很大的影響。

飛機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,分離嚴重,會出現(xiàn)失速現(xiàn)象。利用ANSYS CFX可以方便地計算在各種襟翼配置下達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。這主要歸結(jié)為ANSYS CFX具有先進的預(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可以進行機翼的跨音速氣動模擬,能夠精確捕捉激波,并且計算結(jié)果與試驗結(jié)果符合得很好。

ANSYS CFX對多段翼的模擬。計算的攻角為4度。下面給出不同截面的結(jié)果,并與試驗結(jié)果進行了對比。從其與試驗的對比說明ANSYS CFX完全適合多段翼各種工況下的模擬。

飛機總體的氣動分析

航空飛行器包括常見的軍用殲擊機、轟炸機、偵察機、運輸機、直升機,以及民用的旅客機、貨機等。各種飛機有各自不同的要求。例如軍用戰(zhàn)斗機強調(diào)高度機動性,滿足大迎角狀態(tài)下的氣動特性。而民航客機強調(diào)的是安全性和經(jīng)濟性。歸結(jié)為一點,在研制過程中都追求用更多的氣動分析來代替試驗,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就需要準確可靠的氣動分析程序。在飛機研制中的常見氣動分析,例如大迎角分離流動,亞、跨、超音速全機氣動力計算,多段翼地氣動計算,翼身-掛架-外掛的跨音速小擾動計算,翼身組合體跨音速全速勢方程計算,進排氣系統(tǒng)的內(nèi)流計算等等,都可以利用ANSYS CFD進行準確的模擬。

通常的CFD軟件將升力計算準確一般沒有問題,但將阻力計算準卻往往很難。經(jīng)AIAA阻力研討會證明ANSYS CFX可以進行包括阻力在內(nèi)的準確氣動力預(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,對當前的RANS求解器進行公正的評價。研討會取的計算模型為DLR-F6,是典型的雙發(fā)寬體客機,要求計算帶發(fā)動機和不帶發(fā)動機兩種情況。設(shè)計點為馬赫數(shù)為0.75,升力系數(shù)為0.5,雷諾數(shù)為3E6,風洞試驗是1993到1996年在ONERA S2MA壓力風洞中進行的。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。

氣動計算基于兩種工況。第一種工況為單一網(wǎng)格細化研究DLR-F6有及其沒有發(fā)動機吊艙,要求粗、中等到細三種網(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)動機使用兩種工況最合適的網(wǎng)格計算了飛機的極曲線。飛機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)計算。試驗與CFX-5計算的最大誤差在沒有發(fā)動機時為3.2%,有發(fā)動機時是5.5%。這兩種工況預(yù)測的升力和阻力隨著網(wǎng)格的細化,結(jié)果更接近試驗值。帶有和不帶有發(fā)動機的升、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)與試驗都符合得很好,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差別較大。下面是CFX計算的網(wǎng)格模型及其結(jié)果。

過去氣動與結(jié)構(gòu)計算獨立進行,氣動計算結(jié)果很難為結(jié)構(gòu)計算所用,包括壓力、溫度等。往往需要人工編程來進行氣動到結(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現(xiàn)從氣動載荷到結(jié)構(gòu)的傳遞,同時結(jié)構(gòu)的形變位移也能反饋到氣動區(qū)域的變形中,通過單向/雙向的迭代實現(xiàn)流固耦合。解決了困擾航空工業(yè)界工程師多年的載荷傳遞、機翼顫振等問題。

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)生積極而深遠的影響。

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