运输类飞机巡航阻力CFD计算分析

第 2卷 第 4期 2011年 11月 航卒一J 程进展 ADVANCES IN AER()NAUTICAI SCIENCE AND ENGINEERING Vo1．2 No．4 NOV． 2O11 文章 编号 ：1674—8190(2011)04—402—07 运输类飞机巡航阻力 CFD计算 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 李权，郭兆电，邓一菊，廖振荣 (1+I国航空工业集团公司 第一 l5I机 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 研究院 ，西安 710089) 摘 要：针对运输类飞机设计过程巾的巡航阻力准确预测问 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 ，采用基于多块结构网格求解j维雷诺平均 Navie>Stokes方程的并行流动求解器“CCFD-MB”，对 AIAA阻力预测小组提供的典型运输类飞机 DLR—F6翼 身构型进行了 CFD计算分析，比较了小同规模网格及不同湍流模型对计算结果的影响；并通过与 DI一一F4翼 身构型计算结果及相关文献结果的综合分析，修正了DI一一F6翼身构型设计巡航点的试验阻力。计算结果 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明：DI一一F6翼身构型的CFD计箅结果更为可靠；CCFI>MB求解器计算精度高；CFD技术对于风洞试验验证 具有积极 意义 。 关键词：巡航阻力预测；运输类飞机；CFD；DI R—F6翼身构 中图分类号 ：V211．4 文献标识码 ：A CFD Analysis for Transport’S Cruise Drag Prediction Li Quan，Guo Zhaodian，Deng Yij u，Liao Zhenrong ( Fhe First Aircraft Institute，Aviation Industry Corporation of China，Xi’an 710089，China) Abstract：For the accurate prediction of cruise drag in transport designing，a CFD analysis for the typical trans— port aircraft DI R — F6 wing—body configuration which was supplied by AIAA drag prediction workshop is put in practice．with“CCFI)-MB”．a large parallelized Reynolds averaged Navier-Stokes solver for multi—block strue— tured grid；the effects of different meshes and different turbulence models on calculation results are compared； then a correction on DI R — F6 wing—body cruise drag which is from wind tunnel test is performed through corn— prehensive analysis of DI R — F4 wing—body and relevant literature’S results．It shows that the CFD results of DI R— F6 wing—body are more reliable than test data；CCFD-MB is an accurate flow solver and CFD is very posi— tive for verifying the tunnel experiment． Key words：cruise drag prediction；tansport aircraft；CFD；DI R — F6 wing body configuration 0 引言 巡航阻力预测是现代 民用飞机设计 中一个非 常关心的问题。美国AIAA应用空气动力学委员 会 1998年 成 立 了 CFD 阻力 预 测 工 作 小 组 (DPW)，工作重点是评估先进 CFD技术预测飞机 阻力的能力，已于 2001年开始召开了四次阻力预 测会议。第一届和第二届阻力预测会议(DPW I 和DPWⅡ)关注典型运输类飞机翼身构型巡航点 收稿日期：2011—04 11； 修回日期：2011一O9—22 基金项目：国家高技术研究发展计划资助(2009AA01A1 39) 通信作者：李权，lqq0309@163．COIn 的阻 力 预 测。其 中，DPW 11上 的 WBNP模 型 (DI R — F6翼身构型)是在 DPW I上 的 WB模 型 (DI R— F4翼身构型)的基础上，对机翼 4个控制翼 型中的 3个外侧翼型进行了修整，以得到更好的椭 圆升力分布和上翼面后缘较小的边界层分离口 ]。 初步分析认为，在巡航点状态的 DI R—F6翼身构 型阻力应不大于 DI R—F4翼身构型的阻力，但发 布的试验数据却表明：DI一一F6翼身构型阻力大于 DI R — F4翼身构型阻力，接近 9 counts。 针对运输类飞机设计过程中的巡航阻力准确 预测问题，本文将运用基于多块结构网格求解三维 雷诺平均 Navier—Stokes方程的并行流动求解器 “CCFD—MB”，对 DI R—F6翼身构型阻力进行详细 万方数据 第 4期 李权等：运输类飞机巡航阻力 CFD计算分析 403 分析。 1 研究模型 DLR — F6翼身构型如图 1所示，是 DPW 1I的 研究模型，具有典型的运输类飞机布局特点。该构 型机翼 四分之一 弦线后掠角 25。，前缘后掠角 27．1。，后缘在 40 翼展处拐折，外翼后缘后掠角 18．9。，展弦比 9．5，上 反角4．8。。机翼选用了超临 界翼型，模型半翼展为587．7 mm，平均气动弦长 141．2 mm，机 身 长 1 192．0 mm，机 翼 参 考 面 积145 300 mm。。 图 1 DI R_F6翼身构 型 Fig．1 DLR — F6 wing—body configuration 2 网格 CFD结果对网格比较敏感，为保证结果的稳 定性，恰当的网格指南是非常必要的。作者根据经 验 总结 初级经济法重点总结下载党员个人总结TXt高中句型全总结.doc高中句型全总结.doc理论力学知识点总结pdf 了适用于阻力预测的网格规范指南[4]，该规 范经 DI R—F4翼身构型及其他运输类飞机计算测 试，效果稳定。按照该规范完成 DLR—F6翼身构 型基准网格生成 。为考察网格收敛性 ，基准网格各 拓扑线减少 30 的网格点作为粗网格，增加 30 的网格作为密网格 。网格粗化 过程 中边界层 网格 不做改变，以保证湍流模型的适用性。网格增长率 及局部尺寸做相应调整，以保证网格过渡光滑。网 格详细信息如表 1所示。 表 1 网格信息 Table 1 M esh information 3 求解器 CCFD-MB是中航第一飞机设计研究院、中航 计算技术研究所、中科院网络中心和中科院力学所 共同开发的基于多块结构网格的三维雷诺平均 Navier—Stokes方程的流场求解器。 Navier—Stokes方程 ： 毫Ⅲ_dV+f『，·ndS--o (1) 式中： 为控制体体积；S为控制体表面面积；Q为 守恒量 ；f为通过表面 S的无粘通量和粘性通量之 和；n为控制体表面 S的外法向单位矢量。 以有限体积法构造空间半离散格式，无粘通量 项采用二阶 Roe迎风通量差分格式离散，粘性通 量项采用中心差分格式离散；采用隐式时间推进 ； 采用多重网格技术加速收敛。湍流模型包括一方 程 SA模型和两方程 SST模型。 4 计算与分析 4．1 计算状态 本文对 DPW 工和 DPW II都要求 的 CASE1 和CASE2两个工况进行分析，其分别对应了飞机 的设计巡航点和跨音速极曲线计算工况 。]。 CASE1(设计巡航点)： Ma一 0．75，Re一 3．0× 10 ，CI_一 0．500± 0．001。 CASE2(跨音速极曲线)： Ma一0．75，Re一3．0× 10 ，OL：一3．0。、一 2．0。、 一 1．5。、一 1．0。、0。、1．0。、1． 5。。 4．2 CASE1计算 (1)网格收敛性 采用全湍流计算 DI一一F6翼身构型，CASE1 工况下的计算结果如表 2所示，其中 a、C 、c。、 C。 、C。 、CM分别表示机身攻角 、升力 系数、阻力系 数、压差阻力系数、粘性阻力系数和俯仰力矩系数。 计算结果显示，计算机身攻角比试验机身攻角 偏小，考虑到机翼的安装角为 2。～3。，修正到机翼 攻角，计算值应比试验值略小；计算阻力均比试验 阻力小；计算低头力矩均比试验大。 两种湍流模型的计算结果随网格规模的变化 趋势基本一致，未能表现出良好的网格收敛性趋 万方数据 404 航空 I二程进展 第 2卷 势 。但同一湍流模型不同网格之问，总阻力的最大 差量仅约 5 counts(1 count一0．000 1)，阻力计算 结果稳定。相同网格不同湍流模型之问，压差阻力 最大相差 2．6 counts，而粘性阻力最大相差 6．7 counts，总阻力差量主要表现在粘性阻力上。 对中等网格和密网格阻力结果进行平均统计， C。 一0．5时 SA模 型计算 的总阻力约 0．028 92， SST模型计算的总阻力约 0．028 60。CFD计算平 均 阻 力 0．028 76，比 试 验 阻 力 (0．029 50) 小7．4 counts。 表 2 DI R～F6翼身构型 CASE1计算结果 Table 2 Case one results of DI R — F6 wing—body (2)压力分析 DI一 一 F6翼身构型机翼各典型站位 CFD计算 与试验的压力 (C )分布 比较如 图 2所 示。其 中， SST ～ 和 SST～C 分别表示采用 SST湍流模型 a 一0．49。和 CI 一0．5的计算结果 ；SA—a和 SA—C。 分别表示采用 SA湍流模 型 a===0．49。和 C。 一0．5 的计算结果；EXP为试验结果；77为展向站位与半 展长的比值；z／c为剖面上各点距剖面前缘的弦向 距离同剖面弦长的比值 。 1 5 、 1 0 ． 0 5 O 0 5 ． 1 5 — 1 0 一 O 5 0 0 5 0 0 2 04 0 6 0 8 1 0 0 0 2 0 4 0 6 0 8 1 0 万方数据 第 4期 李权等：运输类飞机巡航阻力 CFD计算分析 405 ． 1 5 ． 1 0 ．0 5 0 O 5 0 0 2 O 4 O 6 O 8 1 0 l 5 ． 1 0 ． O 5 0 0 5 (e)" o．377 0 0 2 04 0 6 0 8 1 0 0．411 0 0 2 04 0 6 0 8 1 0 (g)7／=0．514 ． 1 5 1 O — O 5 0 0 5 ． 1 5 0 0 2 04 0 6 0 8 1 O ． 1 O ．0 5 0 0 5 (h)"一0．638 0 0 2 04 0 6 0 8 l 0 (i)T／=0．847 图2 DI I F6翼身构型机翼典型站位压力分布 Fig．2 Cp distributions of wing’S typical sections of DLR — F6 wing-body 从图 2可以看 出，C 一0．5时，计算得 到的压 力分布与相应试验结果差异较大；采用 a===0．49。， 计算得到的压力分布得到很大改善，激波位置捕捉 较准确。两种湍流模型，相同条件计算得到的压力 分布基本一致，仅在外翼段差别明显。 (3)DLR—F4翼身构型 DLR — F4翼身构型是 DLR—F6翼身构型的前 身，两者外形基本相同。DLR—F4翼身构型在三大 风洞 (NLR—HST、ONERA—S2MA、DRA一8×8)完 成了测力测压试验，试验数据充足。DLR—F4翼身 构型的计算结果可作为研究 DLR—F6翼身构型计 算的参考。采用 DLR—F6中等网格拓扑生成 DLR ～ F4翼身构型计算网格，两套网格信息基本相 同。DLR—F4翼身构型CASE1的计算结果如表 3 万方数据 406 航空工程进展 第 2卷 所示，C 一0．5时，计算机身攻角略小于试验值，但 计算总阻力大于试验阻力，约 2．7 counts。 表 3 DI R—F4翼身构型CASE1计算结果 Table 3 Case one results of DLR— F4 wing—body C 一0．5时(CASE1工况)，DLR—F4翼身构 型 7个典型剖面的压力分布比较如图 3所示，CFD 计算结果和相应试验结果吻合较好。 ( DLR — F4(Ma一0．75，CL一0．5，RP一3．0×10 ) ． 1 5 l O ．O 5 0 O 5 O 0 2 0．4 0 6 0 8 1．0 (b)∞一 0．185 O 0 2 04 0 6 0 8 1 0 (c)" 0．238 0 0 2 04 0 6 0 8 1 0 (d)"一0．331 0 0 2 04 0 6 0 8 l 0 0．409 O O 2 04 0 6 0 8 1 O (f)"一O．512 0 0 2 0 4 0 6 0 8 1 O (g) 0．636 万方数据 第 4期 李权等：运输类飞机巡航阻力 CFD计算分析 407 图 3 DL F4翼身构型压力分布 Fig．3 Cp distributions of wing’s typical sections of DLR — F4 wing—body 4．3 CASE2计算 CASE2工况计算结果曲线如图4所示。 ( DLR—F6翼身构型的升力系数 (b)DI R — F6翼身构型的极曲线 ．2 0 Ⅱ 。 (c)DLR—F4翼身构型的升力系数 o 020 0 025 0 030 0 035 0 040 0 045 0 050 (d)DLR — F4翼身构型的极曲线 图 4 CAsE2工况计算结果曲线 Fig．4 Results’curves of CASE2 从图 4可以看出，DLR—F6翼身构型同迎角 下，两种湍流模型计算升力系数均大于试验升力系 数；计算极曲线与试验极曲线基本吻合，但同升力 系数下，计算阻力系数略小于试验阻力系数；DLR — F4翼身构型同迎角下，计算升力系数大于试验升 力系数；计算极曲线与试验极曲线基本吻合；而同 升力系数下，与 DLR—F6构型计算结果不同，计算 阻力系数大于试验阻力系数。 4．4 分析 DI I F6翼身构型是在 DLR—F4翼身构型基 础上，对机翼 4个控制翼型中的 3个外侧翼型进行 了修整，以得到更好的椭圆升力分布和上翼面后缘 较小 的边 界层 分 离 ]。理论 上，设 计巡 航 点 (CASE1工况)，DLR—F6翼身构型的机翼阻力应 该不大于 DLR—F4翼身构型机翼阻力。对于上翘 万方数据 408 航空工程进展 第 2卷 机身，机身迎角的增加一般会带来机身阻力的减 小。由于机身迎角增加不大，假设机身阻力和翼身 干扰阻力不增加，CASE1工况下 DI一一F6翼身构 型总阻力应不大于DI一一F4翼身构型。CFD计算 结果符合该分析，而试验结论相反。 风洞试验中模型表面存在层流区，而 CFD计 算则采用全湍流计算。理论分析认为，全湍流计算 得到的总阻力应大于相应的试验阻力 。尽 管试验 中固定转捩带及其他因素影响会带来阻力增加，但 增量很小 ，而且实践经验表 明，在巡航点附近，全湍 流计算的阻力一般大于或略大于相应试验阻力。 CASE2结果表明，DLR—F4翼身构型的阻力计算 结果符合上述经验；而 DLR—F6翼身构型阻力计 算结果不符合。 DLR — F6翼身构型同迎角下，计算结果与试验 的压力分布吻合好，说明同迎角下的 CFD计算的 机翼升力系数是可靠的。 DI R — F6翼身构型风洞试验数据中，c 和 a 仅保证了小数点后的两位精度，这不是典型的修正 后的风洞数据，更像是为匹配 c 间隔，通过插值 光滑后得到的数据，并且仅提供了一组数据，不允 许讨论试验的不确定性。而 DLR—F4翼身构型提 供了三大风洞的试验数据，试验结果基本一致，试 验结果更可靠。 文献 [5-9]的结 果 显 示，同升 力 系数 下， DI一 一 F6翼身构型阻力计算值比试验结果小。 综上所述，采用 DLR—F4翼身构型计算与试 验结果的差量分析 ，设计巡航点 (CASE1工况)的 DLR — F6翼 身 构 型 阻 力 真 值 接 近 0．285 5 (O．028 82～ 0．000 27— 0．028 55)；DLR — F6翼 身 构型的CFD计算结果更可靠，该构型的风洞试验 升力系数需要修正。 5 结论 (1)两种湍 流模 型的计算结果随网格规模 的 变化趋势基本一致；同一湍流模型不同网格之间， 总阻力的差量较小(5 counts以内)，阻力计算结果 稳定；相同网格不同湍流模型之间，总阻力差量主 要表现在粘性阻力上。 (2)DLR—F6翼身构型 CFD计算结果可靠 ； 经修正，DLR—F6翼身构型设计巡航点(CASE1工 况)的阻力真值接近：0．028 55。 (3)CCFD—MB求解器采用适当的网格，结果 可靠，计算精度高；CFD技术对于风洞试验验证具 有积极意义。 参考文献 Eli Levy W，Ziekuhr T，Vassberg J，et a1．Summary of data from the first AIAA CFD drag prediction workshop[c]． AIAA一2002—084 1，2002． [2] Redeker G．DLR—F4 wing—body configuration，a selection of experimental test cases for the validation of CFD codesER]． AGARD—AR 303，1 994． [3] Lain K，Vassberg J，Wahls R，et a1．Summary of data from the second AIAA CFD drag prediction workshop[C~．AIAA一 2004—555，2004． [4] 李权，王斌团，冯海勇．运输类飞机 CFD网格策略研究[J]． 飞机工程 ，20I1，1：IO I3． Li Quan，W ang Bintuan，Feng Haiyong．The strategy re— 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