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《fluent軟件在機(jī)翼-尾吊短艙高速氣動(dòng)設(shè)計(jì)綜合中的應(yīng)用》由會(huì)員上傳分享,免費(fèi)在線閱讀,更多相關(guān)內(nèi)容在教育資源-天天文庫。
1、2005Fluent中國用戶大會(huì)論文集FLUENT軟件在機(jī)翼-尾吊短艙高速氣動(dòng)設(shè)計(jì)綜合中的應(yīng)用朱杰(中航商用飛機(jī)有限公司上海200050)摘要:部件之間的氣動(dòng)干擾影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性。采用合理的氣動(dòng)布局,進(jìn)行氣動(dòng)設(shè)計(jì)綜合,可以產(chǎn)生有利氣動(dòng)干擾,減小作用在飛機(jī)上的阻力,獲得滿意的氣動(dòng)特性。本文針對(duì)民用飛機(jī)常用的近距超臨界機(jī)翼-尾吊高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)短外涵動(dòng)力短艙氣動(dòng)布局,以基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法,經(jīng)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證的數(shù)值模擬手段,研究在高速巡航和發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作狀態(tài),動(dòng)力短艙對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾和由此對(duì)全機(jī)氣
2、動(dòng)特性的影響規(guī)律。關(guān)鍵詞:氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)綜合動(dòng)力短艙近距尾吊布局氣動(dòng)干擾有利干擾計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)緒論民用飛機(jī)的總體氣動(dòng)布局和動(dòng)力裝置與機(jī)體的設(shè)計(jì)綜合,對(duì)其經(jīng)濟(jì)性、安全性和舒適性以及具體的性能和使用特性有重大影響,必須精心設(shè)計(jì)。研究以機(jī)翼為主體的機(jī)體與動(dòng)力短艙相互間的氣動(dòng)干擾和在此基礎(chǔ)上發(fā)展機(jī)翼-動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)綜合技術(shù),長期以來一直是航空工業(yè)界在型號(hào)牽引下投入可觀資源致力進(jìn)行,并迅速將其成果應(yīng)用于型號(hào)研制的一個(gè)復(fù)雜而重要的課題本文在新型渦扇支線飛機(jī)研制的基礎(chǔ)上,利用CFD手段對(duì)尾吊布局飛機(jī)機(jī)翼與發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)
3、房之間的相互干擾關(guān)系進(jìn)行研究,為以后的設(shè)計(jì)工作作出指導(dǎo)。鑒于問題的復(fù)雜性,為抓住主要矛盾,以無尾、非配平巡航狀態(tài)下初步優(yōu)化的近距尾吊高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分離噴流短艙-掛架對(duì)大展弦比超臨界機(jī)翼的氣動(dòng)干擾為研究對(duì)象1數(shù)值計(jì)算隨著電子計(jì)算機(jī)的發(fā)展,包括計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)在內(nèi)的計(jì)算流體力學(xué)CFD也得到了迅速發(fā)展。從上世紀(jì)九十年代起,直接求解三維湍流Navier-Stokes方程已成為可能,出現(xiàn)了很多利用有限元方法或有限體積法求解該方程的軟件。本文主要使用FLUENT作為數(shù)值模擬的主要軟件工具。整個(gè)計(jì)算分析過程
4、包含模型導(dǎo)入、網(wǎng)格生成、調(diào)試(包括選擇合適的算法、湍流模型、參數(shù)選擇等)和計(jì)算迭代、分析四個(gè)過程。對(duì)于一個(gè)全機(jī)模型,需要采用約130萬六面體網(wǎng)格,使用四臺(tái)雙CPU的IBM工作站進(jìn)行計(jì)算,收斂需18小時(shí)。1.1邊界條件邊界條件的合理設(shè)置對(duì)計(jì)算過程及結(jié)果有非常重要的作用。不合理地選取與設(shè)置邊界條件會(huì)影響計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性,甚至使得計(jì)算不能收斂。對(duì)跨音速飛行器的數(shù)值模擬采用如下的邊界條件:ó遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件—由于本文計(jì)算所模擬的飛行情況都是在高亞音速情況下,必須考慮空氣的壓縮性,因此采用了無反射壓力遠(yuǎn)場(chǎng)作為
5、遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,計(jì)算中需給定無窮遠(yuǎn)處來流馬赫數(shù)及其方向。ó物面邊界—飛行器表面為物面邊界,流動(dòng)無滑移、無穿透。ó對(duì)稱邊界—由于本文研究的問題都是關(guān)于縱向問題的討論,使用對(duì)稱面邊界條件可以節(jié)省計(jì)算時(shí)間,避免浪費(fèi)計(jì)算資源。92005Fluent中國用戶大會(huì)論文集1.2數(shù)值模擬手段與風(fēng)洞試驗(yàn)的相關(guān)性分析到目前為止,F(xiàn)LUENT在ARJ21飛機(jī)的初步設(shè)計(jì)階段得到了廣泛的應(yīng)用和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。圖1.1為ARJ21飛機(jī)全機(jī)表面靜壓分布FLUNT數(shù)值模擬結(jié)果。圖1.1ARJ21飛機(jī)全機(jī)表面靜壓分布在將數(shù)值求解湍流
6、N-S方程應(yīng)用于全機(jī)構(gòu)型研究之前,需要在具有同樣特征但比較簡單的構(gòu)型上進(jìn)行驗(yàn)證,確認(rèn)它能否復(fù)現(xiàn)復(fù)雜情況下特殊的流動(dòng)特征。通??梢酝ㄟ^相同模型的風(fēng)洞測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)來驗(yàn)證CFD軟件的準(zhǔn)確性與可靠性。以下給出了作者沿用ARJ21氣動(dòng)設(shè)計(jì)中建立和驗(yàn)證的數(shù)值模擬“解決方案”,以FLUENT計(jì)算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)的對(duì)比。1)計(jì)算剖面壓力分布測(cè)壓試驗(yàn)的比較:O-1.5AIRCRAFTMa=0.78AOA=3Z=0.25-1.0O試驗(yàn)AIRCRAFTMa=0.78AOA=3CFD-1.0Z=0.35試驗(yàn)CFD-0.
7、5-0.5CP0.0CP0.00.50.51.00.00.20.40.60.81.00.00.20.40.60.81.0XX-1.5-1.5OAIRCRAFTMa=0.78AOA=3OZ=0.47AIRCRAFTMa=0.78AOA=3試驗(yàn)Z=0.75-1.0CFD-1.0試驗(yàn)CFD-0.5-0.5CPCP0.00.00.50.51.00.00.20.40.60.81.00.00.20.40.60.81.0XX圖1.2實(shí)驗(yàn)與計(jì)算壓力分布比較102005Fluent中國用戶大會(huì)論文集2)計(jì)算結(jié)果與
8、測(cè)力試驗(yàn)的比較1.01.00.80.80.60.60.40.4ClCl0.20.2全機(jī)無尾0.0Ma=0.780.0翼身組合體試驗(yàn)Ma=0.78-0.2CFD試驗(yàn)-0.2CFD-0.4-0.40.000.050.100.150.200.250.000.050.100.150.200.25CdCd圖1.3試驗(yàn)與計(jì)算得到的氣圖1.4試驗(yàn)與計(jì)算得到的氣動(dòng)力比較(翼身組合體)動(dòng)力比較(全機(jī)無尾)經(jīng)過比較可以看出,目前所使用的數(shù)值模擬手段可以滿足工程應(yīng)用的需要。壓力分布試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果相當(dāng)吻合?,F(xiàn)有的數(shù)