10碟形环翼飞行器气动特性的CFD计算与分析刁涛7

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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文碟形环翼飞行器气动特性的CFD计算与分析刁春涛 王焕瑾（南京航空航天大学，南京 210016）摘 要：本文根据某新型飞行器的几何模型，研究了独立盘翼、独立环翼以及其组合体的气动特性。利用ANSYS ICEM软件对几何模型进行非结构粘性网格的划分；利用ANSYS Fluent软件对几何模型的外部气动环境进行CFD仿真计算。由于几何模型和来流条件的对称性，只数值模拟模型的一半，简化了计算域，使计算时间大大的缩短。该方法适合用于计算对称几何模型，在定常气流、偏转角为0度、只有攻角变化的情况下能极大的提高计算效率。对于组合体的气动特性，用Fluent软件的计算结

2、果和用cfd+方法的计算结果比较吻合，表明本文的计算结果是可靠的。关键词：气动特性；非结构网格；半模型；N-S方程；有限体积法；盘翼；环翼；组合体0 引言既可以垂直起落、悬停又能完成较高速度的飞行任务的垂直短距起降飞行器是目前研究的热点，由于扩展了飞行包线,在军用及民用中有着更广泛的用途1。本碟形环翼飞行器结合了固定翼和旋翼飞行器的优点，可垂直起降、悬停、低速低空飞行，亦可快速巡航。垂直起降时旋翼提供升力及操纵力矩，低空低速巡航时，环翼、盘翼和旋翼同时提供升力，旋翼提供操纵力矩，快速飞行时，环翼、盘翼提供升力，涵道风扇推力及旋翼提供操纵力矩。要保证此飞行器有更大的升阻比，更远的航程，进行盘翼、

3、环翼及其组合体初步的气动特性的研究2-7是必不可少的。对于传统的气动力研究方法8,9来说：飞行实验成本较高，获得的实验数据较少，并且在实际中不可避免存在误差；理论分析的结果一般具有普遍性，但是要对复杂的随机流动提出合理的机理方面的解释十分困难。本文采用CFD软件计算气动力，相当于在计算机上进行了一次虚拟的流体力学实验，然后把计算结果和用cfd+方法得到的结果作对比，两种方法得到的结果吻合说明用CFD软件计算气动力是可行的。该方法成本低，耗时短，获得流场中的数据比较容易。1 物理模型1.1 几何模型碟形环翼飞行器包括盘翼、环翼、旋翼。本文主要研究独立盘翼、独立环翼以及其组合体的气动特性。盘翼几何

4、参数：翼型弦长50cm，盘翼厚度5.05cm。环翼几何参数：外环直径155cm，内环直径115cm。环翼和盘翼都是轴对称的，且盘翼位于环翼上方20cm。在建立计算模型之前，为了使计算更方便，需设定一些假设：a.几何模型受其他部件的气动影响先被忽视；b.由于飞行速度较低，空气看做不可压缩流；c.流动是定常稳定的；图1 组合体几何模型d.由于Re很低，忽视热传导的影响。盘翼、环翼组合体的3D模型如图1：1.2 网格生成模型及边界层设置划分网格的本质是用有限个离散的点来代替原来连续的空间。在商用软件gambit中建立计算域，然后生成.igs文件导入ICEM CFD中完成网格的生成和边界层的定义。先生

5、成整个计算域的非结构网格，接着生成12层附面层网格，第一层网格高度0.01mm。边界层设有速度进口1、速度进口2、速度出口、壁面和对称面。整个计算域是半个圆柱体，盘翼的计算域高8米，圆柱底面半径4米，环翼和组合体的计算域高24米，圆柱底面半径12米。由于模型和来流条件的对称性，这里采用半模型进行CFD数值模拟。所谓半模型，即以飞行器的一半为对象，来研究整个飞行器的纵向气动特性。网格生成如下图（图2至图4）：图2 盘翼网格模型 图3 环翼网格模型 图4 组合体网格模型对于复杂的几何体，使用四面体节点的非结构网格将大大减少划分网格所需要的时间，并且在高曲率边界网格能更好的适应几何体10。本文采用非

6、结构四面体网格，并配合棱柱形边界层网格，提高了仿真计算的精确度，能更好的得到几何体边界的流动特征。网格信息：盘翼 19.8581万网格点，60.3815万网格单元；环翼 38.0709万网格点，112.8152万网格单元；组合体 55万网格，160万网格单元。2 计算方法2.1 气动计算方程本文研究的是低速流动，流体的基本特性是：粘性牛顿流体，无热传导，无热扩散，不可压，定常。流体流动要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括：质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律10。控制方程是这些守恒定律的数学描述。控制方程如下：质量守恒方程： （1）动量守恒方程(N-S方程)： （2）能量守恒方程：

7、（3）对于求解域内所建立的偏微分方程，一般很难获得方程的真解。因此就需要通过数值方法把计算域内有限数量位置（网格节点或者网格中心点）上的因变量值当作基本未知量来处理，从而建立一组关于这些未知量的代数方程，然后通过求解代数方程组来得到这些节点值，而计算域内其他位置上的值则根据节点位置上的值来确定。2.2 气动计算方法 计算流体动力学是通过计算机数值计算和图像显示，对包含有流体流动和热传导等相关物理现象的系统所做的分析。本文选用Fluent软件，针对纳维-斯托克斯模型来求解新型飞行器的气动特性。Fluent软件是基于有限体积法来求解的，首先介绍一下有限体积法的基本理论。有限体积法11是将计算区域划

8、分为一系列不重复的控制体积，并使每个网格点周围有一个控制体积；将待解的微分方程对每一个控制体积积分，从而得出一组离散方程。其中的未知数是网格点上的因变量的数值。为了求出控制体积的积分，必须假定值在网格点之间的变化规律，即假设值的分段的分布的分布剖面。离散方程的求解是通过时间步进法实现的。对于定常流动，一般根据残差或者流动变量的变化是否低于给定值或者达到机器零值来判断是否已经得到收敛解。对于过渡流或者非常常流，时间步进法可以得到时间精确解。3 Fluent数值计算本文研究独立盘翼、独立环翼以及其组合体在不同迎角下的气动性能、力与力矩系数、流场特性、压力分布等。侧滑角，迎角范围-16到+16，风速

9、30m/s。本文选择稳态不可压流体，考虑到是湍流等温流动，忽略热传导。对盘翼、环翼及其组合体模型气动性能模拟时，考虑其定常特性，采用求解雷诺平均N-S方程的方法进行数值模拟，离散方法采用有限体积法。计算使用ANSYS Fluent软件。将网格模型导入Fluent软件，首先规范模型尺寸，检查网格质量，保证无负体积网格出现。求解器选择压力基求解器，时间稳态。湍流模型采用S-A模型，该湍流模型比较适合于具有壁面限制的流动问题。因为是低速流体，默认流体为不可压缩空气。采用速度进口边界条件，它适用于不可压缩流动,并确定速度的大小和方向；对此低速问题采用速度出口边界条件；光滑的物体表面采用壁面边界条件，分

10、为上壁面和下壁面；截面采用对称面边界条件。近壁面有12层粘性附面层网格，使近壁面的流体计算更加精确。计算依据质量方程、动量方程、能量方程、气体状态方程等。求解的空间离散为二阶迎风格式，二阶迎风格式比一阶迎风格式精度更高。时间离散为隐式Roe格式，已达到在较短时间内收敛。选择Gradient Option下的Green-Gauss Node Based，基于节点的高斯克林函数求梯度的方法比基于控制体中心的精度要高,特别适合非结构化网格，本例采取这种更高精度的计算梯度的方法可以更加准确的计算阻力。求解控制保持Under-Relaxation Factors下的松弛因子为默认值，默认的松弛因子一般足

11、够大，而且可以保证求解的稳定。监视器设置：壁面阻力系数监视器的设置是为了保证阻力和来流方向平行；壁面升力系数监视器的设置是为了保证升力和来流方向垂直；力矩系数监控器设置力矩的中心和力矩轴。设置用于计算升力系数、阻力系数和力矩系数的参考值（Reference values）：由于不知道盘翼的表面积和特征长度，所以此处表面积和特征长度选为1，其他参数都为默认设置。求解的初始化：从速度进口开始计算，其他设置保持默认不变，直接初始化计算。计算结果升力系数、阻力系数和力矩系数随迭代过程的变化情况被分别写入文件。4 结果与讨论4.1 升力特性本文计算的是在不同攻角下的气动参数，以此为依据来观察气动性能。迎

12、角范围-16到+16，风速30m/s。盘翼、环翼以及其组合体的升力系数随攻角变化曲线如上（图5到图7）。由曲线可以看出随着攻角的增大，升力系数都在增大。攻角在正负16范围内变化时，升力系数随攻角的变化是线性的。盘翼升力系数随攻角变化的斜率是0.0005625，环翼升力系数随攻角变化的斜率大概是0.0025，组合体升力系数随攻角变化的斜率是0.0028125。环翼升力系数随攻角变化的斜率比盘翼大，因为环翼的表面积比盘翼的大，环翼提供的升力占主要部分。本文只计算到16，还没有出现失速迎角，组合体失速迎角大于16，对于一般用途的无人机来说失速性能较好。组合体零升迎角在-5左右。关于组合体的升力系数的

13、计算，cfd+的计算结果在图7中黑色曲线表示，Fluent软件的计算结果在图7中红色曲线表示，较为相近。在前方来流速度为30m/s, 迎角为4deg的计算状态下，对称面的速度向量图见图8(a)，几何体的压力云图见图8(b)-图8(e)。在前方来流速度为30m/s, 迎角为13deg的计算状态下，对称面的速度向量图见图9(a)，几何体的压力云图见图9(b)-图9(e)。图5 盘翼Cya曲线 图6 环翼Cya曲线 图7 组合体 Cya曲线图8(a) 30m/s, 4deg 对称面速度向量图 图9(a) 30m/s, 13deg 对称面速度向量图 图8(b) 30m/s, 4deg 盘翼压力云图 图

14、9(b) 30m/s, 13deg 盘翼压力云图 图8(c) 30m/s, 4deg环翼（前段）压力云图 图9(c) 30m/s, 13deg环翼（前段）压力云图 图8(d) 30m/s, 4deg环翼（后段）压力云图 图9(d) 30m/s, 13deg环翼（后段）压力云图 图8(e) 30m/s, 4deg 组合体压力云图 图9(e) 30m/s, 13deg 组合体压力云图由压力云图可以看出环翼前段和后段的后缘有气流分离，攻角越大，分离越明显。因为环翼的前段和后段的后缘都是钝体，不是尖体，所以后缘会有气流分离，会有漩涡出现，而且攻角越大，气流分离越明显。4.2 阻力特性盘翼、环翼以及其组

15、合体的阻力系数随攻角变化曲线如上（图10到图12）。由曲线可以看出随着攻角的增大，负攻角时阻力系数逐渐减小，正攻角时阻力系数逐渐增大，并且在攻角大于0时，随着攻角的增大，阻力系数增大的速度越来越快。组合体的阻力系数最小值出现在接近0的一个负角度。因为攻角在0左右前飞时，废阻面积最小，盘翼和环翼的互相干扰也最小。 图10 盘翼Cxa曲线 图11 环翼Cxa曲线 图12 组合体Cxa曲线关于组合体的阻力系数的计算，cfd+的计算结果在图12中黑色曲线表示，Fluent软件的计算结果在图12中红色曲线表示，较为相近。4.3 俯仰力矩特性由于只有攻角变化，滚转角和偏航角都为0，而且气流方向在飞行器对称

16、面内，所以此处只考虑俯仰力矩。盘翼、环翼以及其组合体的俯仰力矩系数随攻角变化曲线如上（图13到图15）。从曲线可以看出，攻角小于16时，盘翼的俯仰力矩随攻角增大线性增大；环翼的俯仰力矩随攻角的增大而增大，增大的速度慢慢减小；攻角在-16到-10范围内组合体随攻角的增大俯仰力矩系数逐渐减小，而在-10到16范围内俯仰力矩系数随攻角的增大而增大。因为攻角在-10到16范围内，所以此时组合体静态不稳定。 图13 盘翼mza曲线 图14 环翼mza曲线 图15 组合体mza曲线关于组合体的俯仰力矩系数的计算，cfd+的计算结果在图15中黑色曲线表示，Fluent软件的计算结果在图15中红色曲线表示，较

17、为相近。由此说明本文所用的Fluent软件计算几何模型俯仰力矩特性的方法是可行的。5 结束语本文采用CFD方法分析了某新型碟形环翼飞行器的气动特性，首先在gambit里面建立计算域，导入ICEM软件建立非结构粘性网格，加了12层附面层提高了网格的质量。由于几何模型和来流条件的对称性，建网格时采用半模型划分网格，极大的提高了计算效率；然后将网格模型导入Fluent进行流场气动特性的计算，得到升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；最后将计算数据用Origin8进行后处理，得到XY坐标图，分别对盘翼、环翼、组合体计算结果进行分析和讨论。力和力矩的值随迎角的变化表明此模型在广泛的范围内是稳定的。仿真结果表

18、明环翼前段和后段的后缘有气流分离，因为环翼前段和后段的后缘都是钝体，不是尖体，攻角越大，分离越明显。Fluent软件的计算结果和cfd+的计算结果比较吻合，说明用Fluent软件的方法来计算此模型的气动特性是可行的。后期工作将根据计算结果分析优化盘翼和环翼的几何外形，然后再用此方法计算组合体的气动特性，结果作比较来找出组合体最合理的几何外形。参 考 文 献1 王焕瑾.转换式高速直升机 RD15 方案J.航空学报，2005.1. 第26卷 第1期.2 Ren Anlu,Zou Jianfeng, Dai Zhiqian.Numerical Study of Flow Past an Axisym

19、metric Body With a Ring Wing at Various Attack AnglesJ.Journal of Hydrodynamics,2003;5:49-53.3 Shangxiang Zhu, Rongping Zhang, Yuxin Qiu.The Aerodynamic Feature of a Ring Wing Equipped with Zhus flap DeviceC.In 25th AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA 2007-4445, 2007.4 Shi Qing, Zhao Yuandong

20、, Liu Gaoji. Numerical Study on aerodynamic performance and flow mechanism of ring wingC.In:The first Chinas Aerodynamics and Aerothermodynamics Conference Proceedings. CARS-2006 0 0080, 2006: 455-459. 5 Guo Zheng, Wang Peng. Numerical Research of Lift and Drag Properties of Ring WingJ. ACTA Aerodyn

21、amic sinica, 2009; 27(4): 491-496. 6 John E.Terry.Aerodynamic Characteristics of Ring Wing: A BibliographyR. Report RSIC-285, Redstone Scientific Information Center,1964.7 吴剑.蝶形轴对称无人直升机悬停气动特性研究C. 第十九届全国直升机年会论文, 2003.8 钱翼稷 编著.空气动力学M. 北京航空航天大学出版社，2004,9.9 Li Meng, Deng Yanmin. Aerodynamics Research of

22、 Ring Wing Configuration in Low Speed Wind TunnelJ, Aircraft Design, 2008; 28(6): 1-4, 17. 10 李鹏飞 徐敏义 王飞飞 编.精通CFD工程仿真与案例实战M. 人民邮电出版社， 2011,10.11 王福军 编著.计算流体动力学分析CFD软件原理与应用M. 清华大学出版社，2004,9.Numerical calculation and analysis on Aerodynamic characteristics of Dish ring wing aircraftDIAO Chun-tao WANG

23、Huan-jin(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)Abstract: Based on the geometric model of a new type of aircraft, this paper studies the aerodynamic characteristics of the independent of plate wing, independent ring wing and the combination.This paper uses ANSYS IC

24、EM software to divide the geometric model with unstructured viscous grids;This paper uses ANSYS Fluent software to calculate the external aerodynamic environment of the geometric model.Due to the geometry model and flow conditions are symmetry, This paper has numerical simulation of the half model t

25、o simplify the computational domain, so that the computing time has greatly shortened.This method is suitable for symmetric geometric model.When the air flow is steady, the deflection angle is 0 degrees, only the angle of attack changes,This method can greatly improve the computational efficiency. F

26、or the aerodynamic characteristics of the combination,the calculation results obtained by the Fluent software and the calculation results obtained by the cfd+ method are good agreement,this indicates that the results of this paper is reliable.Key Words: aerodynamic characteristics; unstructured grids;half model; Navier-Stokes equation; finite volume method;plate wing; ring wing; combination61