大型飛機氣動設計中的CFD技術

1、大型飛機氣動設計中的 CFD 技術newmaker 來源：航空制造技術近30多年來計算機和CFD計算方法的迅速發(fā)展，CFD取得了很大的成就。今天，以數(shù)值 求解Euler方程和RANS方程為代表的CFD技術已經(jīng)廣泛應用到航空、航天、船舶、武 器裝備等領域，取得了令人矚目的成就，日益展現(xiàn)出它蓬勃的活力和發(fā)展的潛力。在航空 航天等領域， CFD 革命性地改變了傳統(tǒng)的空氣動力學研究和設計方法，推動了這些領域的 技術進步。由于CFD在節(jié)省研制費用、縮短研制周期、實現(xiàn)研制數(shù)字化自動化、提高研制質(zhì)量等方面 的優(yōu)勢，越來越多的人認為未來飛行器性能的確定，將依賴于在“虛擬風洞”（CFD）數(shù)據(jù) 基礎上產(chǎn)生的“虛擬

2、飛行”，這將是飛行器研制的主要發(fā)展方向。美國NASA在20世紀90 年代的20項關鍵技術中CFD技術被列為第8項，屬最優(yōu)先發(fā)展的技術領域。今天的CFD 已經(jīng)成為飛機、導彈、飛船等航空航天飛行器研制中一種主要的氣動分析和設計工具。CFD 以其快速、經(jīng)濟、高效、適用面廣、約束少、數(shù)據(jù)詳盡、容易實現(xiàn)數(shù)字化和自動化設計等 特有的優(yōu)勢改變了傳統(tǒng)的氣動設計方法，成為航空航天飛行器研制中無可替代的有力工具。在我國，CFD研究及其應用也得到了迅速的發(fā)展。目前，CFD在我國航空航天領域的現(xiàn)狀 是：（1）CFD 已經(jīng)得到普遍的認可，成為型號設計部門的常規(guī)手段，在大多數(shù)型號單位成為 主要的氣動設計手段，風洞試驗成為

3、后期的確認性工作；（2）一般情況下，CFD精度可以滿足工程要求，型號部門大都購買了商業(yè)CFD軟件，但 使用者的水平需要進一步提高;（3）商業(yè)CFD軟件具有功能全面、使用方便、技術服務好等優(yōu)點，但這些商業(yè)軟件的性 能低，如計算精度、計算效率、可靠性均較差。西方大國的先進CFD軟件是禁止向我國出 口的，如CFL3D、USM3D等NASA發(fā)展的著名CFD軟件；（4）計算周期大大縮短，常規(guī)CFD任務可以在一周至數(shù)周內(nèi)完成，復雜任務可以在數(shù)周 至數(shù)月內(nèi)完成?；?CFD 在我國航空航天領域應用的現(xiàn)狀，本文主要論述大型飛機氣動設計中的 CFD 技 術。大型飛機是指起飛總重超過 100t 的各類用途的大型軍

4、民用運載類飛機。大型飛機的研制對 國民經(jīng)濟的發(fā)展和科技進步有重大的帶動作用?？萍歼M步不斷提升著大型飛機的性能。歐洲計劃在 2020 年實現(xiàn)飛機阻力減小 50%、噪聲 減小 50% 、開發(fā)時間縮短50%，其中主要依靠的手段之一就是 CFD 技術。例如，科學家 們希望通過 CFD 技術縮減常規(guī)風洞試驗：于 2008 年減少20% , 至 2015 年減少50%, 至 2025 年減少 75% 。1998年，美國Lockheed Martin公司的P. Raj在一篇題為21世紀的飛機設計的論文 中指出：CFD將在飛行器氣動設計中起到關鍵性作用，并在飛機設計的每一階段起到核心 作用。波音公司研制波音7

5、87時CFD發(fā)揮了巨大作用，由于CFD的發(fā)展，波音787的風 洞試驗時間比 1990 年的波音 777 減少了 30%、比1 980 年的波音 767 減少了 55%。在波音商業(yè)飛機部，為了支持各種產(chǎn)品，每年要運行超過 2 萬次 CFD 作業(yè)。其中 85的 作業(yè)是由 CFD 研究小組以外的生產(chǎn)工程師完成的。 CFD 計算以數(shù)小時或數(shù)天、而不是以 前的數(shù)周或數(shù)月的時間及時提供結果。CFD變革了機翼的設計方法，傳統(tǒng)的、依賴經(jīng)驗和大量風洞實驗的試錯法”(cut-and-try) 已經(jīng)被依賴 CFD 模擬的“反設計方法”和“多點優(yōu)化方法”所取代。這些新方法更快、更經(jīng)濟， 更重要的是這些新方法設計出的機

6、翼性能比傳統(tǒng)方法設計的機翼有了顯著的改進。傳統(tǒng)的 “試錯法”需要設計幾十個機翼并進行大量風洞試驗，而新的 CFD 設計方法，只需要設計出 2、 3 個性能最好的機翼，再放到風洞里進行試驗驗證和最終選型。顯然， CFD 技術在飛機設計領域的應用越來越引人矚目。下面將簡述大型飛機氣動設計中 的CFD技術，包括超臨界翼型設計、機翼設計、增升系統(tǒng)設計和全機CFD技術等幾個方 面。超臨界翼型設計 機翼是飛機設計的靈魂，翼型是機翼設計的根本。亞聲速大型飛機得以研制成功的一個重 要因素是將普通翼型改為超臨界翼型。氣流繞過普通翼型前緣時速度增加較多( 前緣越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速繼續(xù)增加。

7、翼型厚度越大，上表面越向上隆起， 速度增加也越多。飛行速度足夠高時（Ma =0.850.9），翼型上表面的局部流速可達到音 速。這時的飛行Ma數(shù)稱為臨界Ma數(shù)。飛行速度再增加，上表面便會出現(xiàn)強烈的激波， 引起氣流分離，使機翼阻力急劇增加。力皺覽遞ft期n晏連分析隕；+ r陀融力皺覽遞ft期n晏連分析隕；+ r陀融H曼什V /瓦連砒期收敦那卄乙觸科生鑫.右麻i%甜茂也対嘟冋朋波音 787超臨界翼型設計的科學依據(jù)和典型特點是：減小翼型的上表面彎度，降低由上表面引起的 對氣流的擾動，然而這將減小機翼提供的升力，為補償升力的損失，可將翼型后段的下表 面向內(nèi)收縮，形成翼型的后部加載。超臨界翼型的研制經(jīng)歷

8、了 2 個階段：第一代超界翼型上的表面局部超聲區(qū)的氣流較普通翼 型的速度慢，激波強度?。坏诙R界翼型為進一步提臨界Ma使其上表面局部超聲速 區(qū)氣流作部分等熵壓縮，激波明顯減弱，其上表面的增厚和下表面后緣的向內(nèi)收縮都更多， 翼型中線呈典型的 S 型。在翼型設計方面， CFD 技術主要有兩個應用：一是針對不同計算狀態(tài)分析已有翼型的氣動 特性；二是應用CFD技術與優(yōu)化方法結合，進行翼型的優(yōu)化設計。現(xiàn)在的CFD技術已經(jīng) 能夠較準確地計算超臨界翼型的氣動特性。我們曾經(jīng)利用 CFD 計算超臨界翼型 RAE2822 的壓力曲線，計算采用有限體積法求解雷諾平均N-S方程。計算結果與試驗結果吻合良好， 激波

9、位置捕捉很準確。為飛機的計算、設計、驗證提供了技術基礎。目前，第一個應用已 經(jīng)很普及，例如上述RAE2822算例就是應用CFD技術進行翼型氣動分析；第二個應用也 正如火如荼地展開。表1是優(yōu)化設計的超臨界翼型與原始翼型（RAE2822）氣動特性的對 比，優(yōu)化采用的是求解雷諾平均N-S方程的CFD技術與遺傳算法相結合的方法，優(yōu)化設 計效果良好，翼型的氣動性能得到很大提高。Ma氣胡再眞型UAL：單目標g 優(yōu)比興型優(yōu)化興覽憂化典墮0.6略0.701_210.70(L75o.orzfj0.0157&J0124t).0126g55.5677.075S.45：59.5S170.831.250.30(L860

10、.01600.(160&.02030.0J41*51.SS；20.3039.4115 68三維機翼設計三維機翼設計應在滿足給定的巡航速度和水平飛行升力系數(shù)、絕對保證飛行安全和機場要 求等條件下，獲得盡可能高的升阻比（K）。由于對機翼的氣動力、工藝、強度、氣彈等 方面的要求常相互矛盾，機翼的氣動設計只能取其氣動要求和其他要求之間的折中，為保 證飛機達到要求的實際航程和較好的運輸成本指標，機翼的設計應實現(xiàn)盡可能高的Ma K max。機翼的氣動設計是把選定的翼型以適當?shù)姆绞浇M合形成三維機翼，即將選定的翼型 以適當?shù)囊硇妥畲蠛穸群蛶缀闻まD(zhuǎn)角沿展向分布而形成三維機翼。1 機翼整體的氣動設計機翼設計的基本

11、要求是：（1）保證最小的誘導阻力值，氣動載荷沿翼展分布盡量接近橢圓 分布；（2）保證巡航狀態(tài)下的最低波阻值；（3）保證在巡航升力條件下機翼各剖面無分 離流，在大于巡航升力時（依據(jù)適航標準）盡可能保持低強度的分離流；（4）對于失速和 深失速的大迎角條件，保證具有可接受的縱向安全性。近年來，人們大量使用 CFD 技術分 析機翼整體的氣動性能，極大地提高了機翼設計的效率與水平。圖2（a）是ONERA M6機 翼表面壓力分布等值線圖，圖 2（b） 是 0.95 展向位置壓力分布曲線，各湍流模型計算結果 雖有一定差別但總體上與試驗值吻合較好。2 翼梢小翼 機翼上下表面的壓力差使下表面的高壓氣流向外側的翼

12、尖流動 ,而上表面的低壓氣流向內(nèi) 側流動 ,這種氣流的橫向流動與自由流結合形成翼尖渦。大展弦比機翼有很強的翼尖渦 , 它將機翼的尾渦卷入形成集中渦 , 引起強下洗 , 導致機翼的升力方向明顯向后傾斜, 產(chǎn) 生很大的飛機誘導阻力, 一般使客機在巡航狀態(tài)的誘導阻力約達到飛機總阻力的 40%。20 世紀70年代惠特科姆將翼尖設計成產(chǎn)生顯著側力的翼梢小翼, 才真正開發(fā)了它的潛力。翼 梢小翼的作用在于: 在翼尖下游耗散翼尖渦; 使機翼上下表面氣流橫向流動產(chǎn)生的誘導速 度與自由流合成的速度, 在小翼上產(chǎn)生垂直當?shù)貧饬鞣较虻南騼?nèi)側力（小翼升力）,其在自由 流方向產(chǎn)生顯著的推力分量；起到端板作用, 增大機翼的

13、有效展弦比；減少誘導阻力, 增加 飛機的顫振裕度, 改變其起飛階段的噪聲分布。設計實例，在巡航設計狀態(tài)下，應用CFD技術與Lagrange乘數(shù)優(yōu)化方法相結合的方法， 對機翼+翼梢小翼進行升阻比的優(yōu)化設計。從沿展向的阻力分布的比較, 可以看出 , 從沿展 向的阻力分布的比較可知，加裝翼梢小翼后 , 因其在翼尖下游耗散翼尖渦 , 減少了氣流的 橫向流動, 機翼大部分區(qū)域的沿展向的當?shù)刈枇Ρ葐为殭C翼的阻力要小, 在翼尖附近相對 偏大。3 翼根對于現(xiàn)代民用客機而言, 其機翼根部翼型相對厚度較大, 又具有較大的安裝角, 且起落架 又常常需要收在機身下部, 這樣即使來流在較小的迎角下也會產(chǎn)生氣流分離現(xiàn)象。

14、迎角增 大, 分離旋渦增強, 分離范圍擴大。分離旋渦不但產(chǎn)生阻力, 而且嚴重時對升力有明顯的影 響。機身對機翼的干擾使機翼的壓力分布發(fā)生明顯的變化, 特別在翼根區(qū)域影響更為顯著, 尤其是對采用下單翼布局的飛機。主要表現(xiàn)為: 機翼翼根區(qū)剖面的壓力分布形態(tài)發(fā)生巨大 的變化，這種影響一般可達30 %半翼展，嚴重的情況可達70%80%半翼展，機翼表面 的等壓線在翼根區(qū)出現(xiàn)彎曲, 降低了機翼的氣動效率。翼身整流罩的設計目的就是要保證 在達到翼根處的目標壓力分布的同時使翼根處氣流不產(chǎn)生分離。4發(fā)動機短艙發(fā)動機短艙位置和噴流方位是動力增升構型設計中最關鍵的參數(shù)。發(fā)動機短艙對高速巡航 性能和增升都有明顯影響。

15、短艙的上下位置在避免巡航狀態(tài)噴流直接沖刷襟翼的前提下應 盡量靠近機翼。為了實現(xiàn)在很小的襟翼偏角時發(fā)動機噴流都可以穿過襟翼, 其吊掛位置不 但要靠近機翼, 而且要稍稍向機翼前緣伸出。發(fā)動機出口向前移, 有利于減小巡航時短艙干 擾阻力, 同時減少短距起降時短艙的干擾影響。短艙的展向位置對動力升力影響不大, 發(fā)動 機后移則對升力增大不利。通過短艙聲學設計, 可大大降低發(fā)動機產(chǎn)生的噪聲。采用鋸齒 型噴口和在發(fā)動機短艙中敷設聲襯是降低發(fā)動機噪聲的有效手段。增升系統(tǒng)設計大型飛機一般要求有較好的增升裝置以提供良好的起飛和著陸性能，起飛狀態(tài)的升阻比提 高 1% 相對于載重量可增加 1270kg 或航程增加約

16、280km ，增升系統(tǒng)對提高大型飛機的起 飛著陸性能是非常重要的。增升系統(tǒng)的設計幾乎完全由粘性繞流所決定。增升系統(tǒng)多段翼 繞流中出現(xiàn)的粘流現(xiàn)象主要有：層流分離、湍流接觸線和再層流化、激波與邊界層干擾、 湍流邊界層的發(fā)展、尾流發(fā)展、滲混邊界層與粘性尾流相互作用等。增升裝置的氣動設計 是飛機設計的難點，也是CFD分析的挑戰(zhàn)性課題。近年來采用N-S方程方法求解多段翼 型和三維增升裝置的繞流在國內(nèi)外時取得了很大的進展：在湍流模型中，早期的代數(shù)模型被證明計算有分離的多段翼型繞流不好， SA、SST 和EASM (非線性顯式代數(shù)應力)等模型在分離流計算方面有所改進，在湍流剪切應力型 上 EASM 取得的結

17、果最準確；研究構建了能自動確定轉(zhuǎn)捩的湍流模型，轉(zhuǎn)捩模型在很大程度上改進了多段翼型繞流 的計算；網(wǎng)格技術的發(fā)展與應用，先進的重疊網(wǎng)格和混合網(wǎng)格技術被全面應用于多段翼型繞流 的計算。用湍流模型計算多段翼型繞流的湍流渦粘性8，真實地反映了層流分離、湍流接 觸線等流動現(xiàn)象。全機 CFD 技術隨著計算機硬件和 CFD 技術的發(fā)展，應用 CFD 進行全機氣動分析越來越常見。我們對DLR-F6飛機氣動進行模擬，計算采用有限體積法求解可壓縮流動的N-S方程組。 時間離散采用AF方法，無粘項空間離散使用三階上風Roe格式，粘性項采用中心差分。 計算采用的 SST 湍流模型。湍計算選用 SST 湍流模型。流模型求解采用非耦合平均流動 方程的隱式AF方法，模型對流項采用二階離散。計算狀態(tài)為Ma =0.75, Re =4.3x106, 設計點升力系數(shù)為C 1=0.5。由計算結果可知，壁面等壓線圖很好的反映表面壓力分布的實 際情況，各截面氣動力系數(shù)與實驗吻合良好。顯然，目前的 CFD 技術在全機計算中是成功 的。結束語本文回顧了 CFD 技術在大型飛機氣動設計中的應用，簡要分析了超臨界翼型設計、機翼設 計、增升減阻設計和全機 CFD 技術等幾個方面。隨