用计算流体力学解读急剧机翼失速
文章摘要:文章描述了在为期4年的急剧机翼失速（AWS）国家研究计划中用计算流体动力学所做的工作及获得的经验；详细论述了在跨音速机动状态现代美国战斗机和强击机遭遇到的跨音速流的复杂特性，内容包括针对这种高度复杂、有激波诱导的大分离粘性流动的网格处理、计算存储器和处理器要求、湍流模型、定常和非定常计算以及高度复杂的雷诺平均NS方程解与脱体涡模拟方法的比较。对F／A-18C飞机、AV-8B飞机、预生产F／A-18E飞机和F-16C飞机的跨音速机动状态进行了CFD模拟。模拟了各种襟翼位置，并将计算结果与大规模的风洞数据进行了比较；将结构与非结构网格获得的结果进行了对比；通过对模型在风洞中获得的表面油流和压敏涂层（psp）试验结果的定性比较以及有试验结果的详细定量压力系数数据来评估不同CFD方程式的适用性和计算精度。对比了这些计算软件和在这次研究中涉及的每种飞机的试验数据之间的静升力系数。
文章主题:计算流体力学 急剧机翼失速 跨音速 试验 模型 软件
文章内容：38飞机设计参考资料2007年第3期用计算流体力学解读急剧机翼失速..,.......摘要:文章描述了在为期4年的急剧机翼失速()国家研究计划中用计算流体动力学所做的工作及获得的经验;详细论述了在跨音速机动状态现代美国战斗机和强击机遭遇到的跨音速流的复杂特性,内容包括针对这种高度复杂,有激波诱导的大分离粘性流动的网格处理,计算存储器和处理器要求,湍流模型,定常和非定常计算以及高度复杂的雷诺平均方程解与脱体涡模拟方法的比较.对/一18飞机,-8飞机,预生产/_18飞机和-16飞机的跨音速机动状态进行了模拟.模拟了各种襟翼位置,并将计算结果与大规模的风洞数据进行了比较;将结构与非结构网格获得的结果进行了对比;通过对模型在风洞中获得的表面油流和压敏涂层()试验结果的定性比较以及有试验结果的详细定量压力系数数据来评估不同方程式的适用性和计算精度.对比了这些计算软件和在这次研究中涉及的每种飞机的试验数据之间的静升力系数.关键词:计算流体力学;急剧机翼失速;跨音速;试验;模型;软件急剧机翼失速()计划是根据美国国防部任命的特别委员会的建议形成的,该委员会要求集中国家研究力量去调查引起的根本原因.计划是一项来自大学和企业联合协作的国家航空航天局/海军/空军应用研究计划,其目标是:.更好地解释引起的根源;.特征和识别的量化指标()研究;.开发计算,实验和模拟程序及技术,供未来飞机设计师在方案设计阶段初期用来辨认和消除的不必要的横向运动.该论文描述了为满足第一个目标(更透彻理解)通过数值计算探索所获得的结果.1背景自从能在跨音速下和较大迎角(气流不再附着在机翼上)飞行的战斗机出现以来,已经有大量的飞机经受非指令性横向运动的实例[2].依据每个飞机特殊的表现形式,这类运动表现了所谓"重机翼","机翼摆动","机翼下沉"等不同的特性.最近的机翼下沉现象是在海军/一18/计划的工程和制造开发阶段遇到的.在跨音速马赫数时,飞机一开始表现为突然出现4.～6.的滚转,迎角改变8.～1..这种特性明显不能满足设计目标,但也不允许进行很多别的试验;这引起了海军和它的承包商的关注,以确定引起该项不受欢迎现象的空气动力学原因,并做出一项低成本,影响小的修补.对飞机控制律的修改使得这一特性有了快速显着的改进,并提供了相关飞行状态下更积极的襟翼规范,从而准许进行其他试验科目.最后的产品解决办法是在机翼折叠机构处接入了一个多孔整流片.这种微小改变足够压制在/一18/飞机上的任何不利滚转力矩,但对引起机翼下沉现象的机理认识却没有提供多少帮助.2使用计算流体力学软件从面元法软件到定常方程,从雷诺平均应力-方程()到非定常脱体涡模拟()-方程,采用了多种计算手段来实现更好地解读现象的目标.在研究计划成员使用了三种计算流体力学软件并对此作出简单描述之后,给出了应用这些软件解读的选择结果.2.133(.3)是一个基于非结构四面体网格,格心格式,有限体积法,三维和—方程式.通过对每个单元面使用'的通量差分计算无粘通量.通过一种"新的重建过程(—)"实现空间离散,该重建程序基于一种解析公式,这样可以计算四面体单元格内解的梯度.隐式反向时间步将该解法推进到稳态条件.用—()[4]一个方程模型来模拟2007年第3期雷晓明:用计算流体力学解读急剧机翼失速湍流影响.3在大规模并行计算机和微型计算机群上运行.尽管单处理器版本对各种计算平台都有效,但是因为并行版本能够迅速交换大量任务而优先选用.2.2方程式是代码的扩展6],由麦道东方航宇公司研制.基于结构化多块搭接网格,使用二阶精度有限差分法,求解连续方程,动能和守恒形式的能量方程.使用迎风或者中心差分计算显式项,使用近似因子或者四阶—法计算隐式项.可以使用多种紊流模型.本研究中使用了的剪应力模型(),因为在机翼急剧失速项目的初期就已经了解到,用使用模型对预生产/一18飞机的计算结果比用模型的计算结果更符合风洞试验结果.2.3(.9)是一种适用于任意网格的格心有限体积—方程式.空间求解运用和的精确方程式,——数量在一百万级.它利用因子进行最小平方梯度计算,空间上为二阶精度,总变量减弱的通量限制器来限制单元面上的极值.使用一阶无粘和有粘解析雅可比行列式隐式方法推进离散系统.在时间精度方面,使用牛顿子迭代方案,而该方法为二阶精度.3应用3.1急剧机翼失速研究涉及的飞机在用计算流体力学研究急剧机翼失速期间,对4个战斗攻击机进行了研究.两个对急剧机翼失速很敏感(预生产/一18和一8在正常使用状态范围外),还有两个不敏感(襟翼计划里的/一18和一16).同时,由于这些飞机有现成的风洞试验模型并且建立了跨音速数据库,可用来验证的结果.图1为所选飞机的几何参数.由图可以看出,每种飞机都具有适中的前缘后掠角和展弦比,但是在厚度,扭转和上反角(以及翼型)方面有很大的差别.选择这4个飞机的另一个考虑是:提供足够大的数据库,为预测急剧机翼失速,确定展向位置分套会每图1研究所涉及机的几何特性离以及判断严重性,发展可靠的计算(和试验)量化指标().除了图1和表1所列的飞机外,还进行了/一18"到的机翼修改"研究,对/一18机翼设计不同于/一18的地方做了单独改变研究或有限制的组合改变研究,目的是确定哪个机翼设计参数对预生产/一18/飞机遇到的急剧机翼失速的影响大.从基本型的/一18开始,然后对/一18机翼设计用修改几何参数的方法完成了研究任务.图2提供了一列/一18与/-18飞机机翼设计之间主要的差异.表1几何参数3.2低阶方法与研究的对比在新飞机初步设计期间,为满足任务和制造要求,须对不同的设计参数"折中"处理.在这一阶段,就进行粘性,可压缩分析是不现实的.然而设计者总想尽早知道所作的设计是否会对敏感.这就提出一个问题:是否有快速的和容易的方法来决定我的设计会受急剧机翼失速的影响?为了答复该问题,我们比较了预生产/一18飞机襟翼偏转为10/10/5(前缘()/后缘()/下偏副翼)的情况,这是用面元法计算的无粘结果及3计算的粘性结果(0.8).图3为
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