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(jī)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(jìn)技術(shù)?從各方面技術(shù)分析看,“采用新一代超臨界機(jī)翼和先進(jìn)氣動布局等先進(jìn)氣動力設(shè)計技術(shù),達(dá)到比現(xiàn)役同類飛機(jī)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(jī)翼設(shè)計,這是戰(zhàn)后運(yùn)輸機(jī)氣動領(lǐng)域一個重大技術(shù)突破。使飛機(jī)巡航升阻比與現(xiàn)役客機(jī)相比有較大改善,實(shí)現(xiàn)改善客機(jī)經(jīng)濟(jì)性目標(biāo)。另外,盡管對于C919來說,機(jī)頭和機(jī)身部分沒有多大潛力可挖,但是仍舊對氣動布局進(jìn)行了改進(jìn),對相關(guān)部分進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計,例如側(cè)面只有兩塊風(fēng)檔,這樣機(jī)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(xì)介紹,借C919首飛,與同行們靜靜分享技術(shù)的魅力。

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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(jìn)行一些氣動驗(yàn)證分析。
設(shè)計定型階段主要進(jìn)行定型試飛。對局部更改需要進(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(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。

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(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(bǔ)充和完善飛機(jī)的幾何外形設(shè)計,將氣動、結(jié)構(gòu)設(shè)計方案具體化。進(jìn)行比較精確的氣動力性能、操縱性、穩(wěn)定性的計算,還要有大量的風(fēng)洞試驗(yàn)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(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。

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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(kuò)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(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):

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(diǎn),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(jìn)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)。

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飛機(jī)研制的具體特點(diǎn)及其氣動分析

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 CFX可以方便地計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,并且計算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合得很好。

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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(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。

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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(jìn)排氣系統(tǒng)的內(nèi)流計算等等,都可以利用ANSYS CFD進(jìn)行準(zhǔn)確的模擬。

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通常的CFD軟件將升力計算準(zhǔn)確一般沒有問題,但將阻力計算準(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。研討會取的計算模型為DLR-F6,是典型的雙發(fā)寬體客機(jī),要求計算帶發(fā)動機(jī)和不帶發(fā)動機(jī)兩種情況。設(shè)計點(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)計算。試驗(yàn)與CFX-5計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計算的網(wǎng)格模型及其結(jié)果。

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氣動載荷與結(jié)構(gòu)耦合分析

過去氣動與結(jié)構(gòu)計算獨(dú)立進(jìn)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(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,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(shí)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(jī)翼顫振等問題。