ANSYS_新技术助力大飞机总体_气动设计

ANSYS 新技术助力大飞机总体/ 气动设计

针对大飞机总体布局和气动力设计中的关键技术以及目前遇到的种种问题，ANSYS 公司凭借优秀的多物理场协同仿真技术、航空领域广泛应用的CFD 求解技术、领先的CFD 湍流计算模型和高效的气动噪声模型及完善的技术服务体系，对解决上述问题将起到有效的推动作用。

大飞机研发总体布局和气动力设计关键技术目前存在的问题

大飞机研发需要的关键技术很多，但总体布局和气动力技术是设计的重中之重。比如总体技术方案与气动布局选型、总体外形参数优化、超临界机翼与高效增升装置研究、气动控制与减阻技术、大展弦比机翼气动弹性分析计算技术、高效的气动降噪与发动机降噪技术、超临界机翼颤振分析和空投与空降时飞机稳定性分析等[1]。下面就上述重点问题进行详细阐述：

（1）总体技术方案与气动布局选型。

由于速势、欧拉方程的局限性，使得在高雷诺数下可以获得较高精度，但是无法适应超临界机翼设计、飞机低速气动布局评估、飞机失速特性预测等和粘性流动密切相关工作。随着CFD 软件并行效率的提高和高性能计算机日新月异的发展，N-S 方程应用于总体方案与气动布局选型成为大势所趋。

（2）超临界机翼与高效增升装置研究。

超临界机翼和增升装置气流流动都具备层流区和湍流区共存的特点，流动转捩是CFD 气动计算的难点。目前CFD 代码普遍有基于低雷诺数修正模型或基于二维的eN 准则来模拟过渡流动，但是上面这2 种方法有很大的局限性，无法适应超临界机翼和复杂增升装置的转捩流动精确气动力评估。近些年，基于传输方程的Gamma_Theta 模型在航空领域获得了成功的应用。西北工业大学陈奕等发表了《Gamma_Theta 转捩模型在绕翼型流动问题中的应用》，作者采Gam ma_Theta 模型成功预测了S809 翼型的气动力系数、前缘分离泡和不同迎角下的转捩点位置。由于转捩计算对网格要求较高，比如近壁面网格密度和流向网格密度的要求会导致三维增升装置计算网格量达到千万量级，这大大限制了转捩计算在国内航空单位的广泛应用。

（3）大展弦比机翼气动弹性分析计算技术。

大展弦比机翼气弹设计在大飞机研发中非常重要，国外研究结果表明，在Ma=0.8，Re=2.1e7 条件下，弹性变形对MD90 翼身组合体机翼外侧剖面压力分布影响达30% 以上。过去以刚性机翼作为研究对象，加以弹性修正的方法，可能会导致重新修改飞机的基本布局，难以适应大飞机设计要求，因此，必须从方案论证阶段就考虑气弹要求[2]。因此对于大飞机总体气动布局设计而言，迫切需要一个可以包含静气弹计算的多物理场参数化设计平台，通过改变总体布局参数，快速获得考虑静气弹影响的气动力分析结果。

（4）超临界机翼颤振。

过去广泛运用于飞机颤振的偶极子格网法（DLM），基于线化势流理论，无法解决非线性强的流场，而且由于采用平面模型导致无法计入机翼厚度、迎角等几何细节。近年来随着CFD 技术和计算机日新月异的发展，CFD/CSD 耦合方法也迅速发展。21 世纪初国外学者提出HISSS/NASTRAN 方法、CFL3D/GFEC 方法、ZAERO/NASTRAN 方法等一体化设计手段。但是对于结构的求解，国内外大多基于结构在静变形平衡位置附近做微幅振动的假设，沿用线性系统振动理论中固有频率和模态的概念，称为“准模态”方法，基于该方法，结构振动方程仍然为线性，所以无法完整考虑结构和流场的非线性效应[3]。

（5）高效气动降噪与发动机降噪设计。

气动噪声是大飞机研制阶段必须重视的空气动力学问题之一。大飞机降落时襟翼、副翼和起落架展开，飞机为高升力、高阻力结构，发动机喷口湍流流入大气，湍流边界层和空腔振荡产生很强的噪音。飞机低空飞行很长距离，潜在地使大片区域暴露在飞机进场噪声环境中，尤其对附近由居住人群有较大的影响。可见，降噪设计将成为大飞机设计中的重要环节。

气动噪声是大飞机研制阶段必须重视的空气动力学问题。大飞机降落时襟翼、副翼和起落架展开，飞机为高升力、高阻力结构，发动机喷口湍流流入大气，湍流边界层和空腔振荡产生很强的噪声。飞机低空飞行很长距离，使大片区域暴露在飞机进场噪声环境中，尤其对附近居住人群有较大的影响。可见，对机体噪声的限制将成为未来飞机设计和发展过程中的重要障碍，发展精确实用的机体噪声预估方法可以正确认识机体噪声机理，为飞机降噪设计提供理论基础和指导原则。

ANSYS 新技术助力大飞机气动设计

ANSYS 旗下的ICEMCFD、CFX、Fluent 几乎成为国内主要航空单位及院校流体计算使用频率最高的商用软件，尤其是ANSYS 13.0 的发布，标志着多物理场协同仿真技术已经正式进入工业界产品研发的实际应用阶段，对我国大飞机研制将起到重要的推动作用。

（1）ANSYS 新协同仿真技术

在ANSYS Workbench 环境中很容易实现多物理场耦合分析。如果在大飞机方案阶段就考虑静气弹的影响，这一问题也很容易在参数优化流程建立的时候实现。我们只需要在CFX/Fluent 气动分析后添加一个ANSYS 结构有限元分析的静气弹耦合流程，这样所得到的气动力结果就是考虑飞机静气弹变形后的结果。

ANSYS Workbench 环境中的应用程序都是支持参数变量的，包括CAD 几何尺寸参数、材料特性参数、边界条件参数以及计算结果参数等。在仿真流程各环节中定义的参数都是直接在项目窗口中进行管理，因而非常容易研究多个参数变量的变化。在项目窗口中，可以很方便地通过参数匹配形成一系列“设计点”，然后一次性的就自动进行多个设计点的计算分析以完成“What-If”研究。

利用ANSYS Design Xplorer 模块（简称DX），可以更加全面地拓展Workbench 参数分析能力的优势。DX 提供了试验设计（DOE）、目标驱动优化设计（Goal- DrivenOptimization）、最小/ 最大搜索（Min/Max Search）、以及六西格玛分析（Six Sigma Analysis）等能力，所有这些参数分析能力都适用于集成在Workbench 中的所有应用程序、所有物理场、所有求解器。

（2）ANSYS CFD 领先的湍流模型实现气动力精确评估。

湍流模型对飞行器阻力计算影响较大。尤其是复杂构型的阻力评估，存在层流到湍流的转捩、附面层分离、激波诱导附面层分离等复杂的流动现象，常规的二方程湍流模型难以胜任各种复杂流动。ANSYS-CFX拥有包括S-A 模型在内的18 种湍流模型，其中SST 模型+ 低雷诺数修正可以更准确地模拟中度分离流、低速气动力，对于航空飞行器层流到湍流的转捩流动，可以采用基于SST 的Gamma Theta 转捩模型。

图１是ANSYS 公司对AIAAHigh Lift Prediction Workshop 提供的标准测试模型采用ANSYS CFX 中的Gamma Theta 转捩模型计算的流线图、升力系数- 迎角曲线、阻力系数-迎角曲线、力矩系数- 迎角曲线图，从计算和风洞试验的比较可以看出Gamma Theta 转捩模型在高升力装置最大升力系数、阻力、力矩计算精度和试验吻合很好。在高能束流验证计算工作中，ANSYS 公司参加AIAA第二届阻力计算研讨会对F6 的计算结果和风洞试验结果的比较情况，不带短舱构型计算阻力和风洞试验结果误差小于3%，带短舱构型计算阻力和风洞试验结果误差小于5%。可见采用ANSYS CFX 的Gamma Theta转捩模型在飞机高速构型气动力评估具备较高的精度[3]。

而对于大分离非定常流动，常规的二方程湍流模型无能为力，ANSYS-CFX 的DES 分离涡模型、SAS 修正分离涡模型在边界层区域采用雷诺平均方程，在分离区域采用大涡模拟，因此可以有效减小大分离流动计算量，计算结果可以和大涡模拟的效果相当。

（3）ANSYS 多物理场解决气动弹性计算。

ANSYS-FSI 流固耦合技术在飞行器静态气弹和动态气弹分析中具有明显优势，采用隐式算法，用户可以使用符合真实物理过程的时间步长，从而达到稳定、高效、精确的瞬态分析。尤其是在机翼颤振分析中，ANSYS-FSI 双向流固耦合技术避免了传统方法“准模态”假设，可以实现流场瞬态分析和机翼结构非线性的耦合，符合颤振的实际机理。下面是ANSYS 公司测试的验证案例，图2 中展示的HIRENASD 静气弹计算案例，在不同的剖面考虑静气弹后的压力分布与风洞试验结果吻合很好。在颤振验证计算中，ANSYS CFX 和ANSYS Mechanical 有限元分析双向耦合计算AGARD445.6 机翼的跨音速“凹坑”现象和风洞试验吻合较好[4]。

（4）ANSYS 高效的气动噪声模型。

FLUENT 软件包含丰富的噪声预测模型：CAA（直接模拟）、FW-H（声比拟）、Broadband （宽频噪声）。FLUENT 中的噪声积分源面不仅可以放在不可穿透壁面上，也能放在内部（可穿透）面上，这样就可以考虑源面包围的四极子噪声贡献。特别是针对飞行器高、亚音速流动，四极子噪声影响不可忽略，FLUENT 中的密度基算法耦合基于“可穿透面积分”的FW-H 模型可以很好解决高、亚速气动噪声计算。图3 是Fluent软件采用FW-H 噪声模型和大涡模拟对波音757 起落架远场气动噪声的分析结果，图中显示了监测点位置和涡量等值线方图。

结束语

综上所述，针对大飞机气动设计关键技术遇到的各种问题，随着国内用户对ANSYS 新技术使用和理解的不断深入，必将推动大飞机总体、气动设计精细化的进程，安世亚太作为ANS YS 中国唯一总代理，其雄厚的技术积淀和研发实力也将不断促进ANSYS 新技术在大飞机总体布局和气动设计中的深入应用。

气弹FSI耦合

作为气动弹性耦合的例子，计算分析了AGARD 机翼445.6。关于该机翼详细的实验资料，可参考AGARD report R-765。该机翼展长0.76m，四分之一弦线后掠45度。机翼的总重1.8kg。

AGARD 445.6机翼计算的几何外形

机翼固体计算域的离散使用了6300个网格点，流体计算域采用了300000个网格点。机翼材料为层状木质。参照AGARD报告中该模型的材料属性，选择杨氏模量E＝0.25×109Pa，剪切模量G = 0.412*109Pa，泊松比ν＝0.31。材料属性的各相异性没有进一步详细考虑。为了验证选择的材料属性的正确性，用ANSYS进行了模态分析。

AGARD机翼的前两个模态（弯曲和扭转）

作为第一步计算，先得到每个工况定常的CFD计算结果（非耦合的），采用实验数据确定马赫数Ma，入口速度和密度。从该流动解出发，流动和结构耦合计算在0.001S开始。在每一时间步，CFX发送作用力数据（压力和粘性力）到ANSYS，ANSYS将界面位移传回CFX。

机翼以颤振频率开始振动。图中给出了计算和实验得到的颤振频率随马赫数变化曲线的比较。计算结果比试验数据曲线稍低，但是该差别与实验和计算得到的机翼模态频率是一致的。当相对于第一扭转频率来计算颤振频率时，该差别就几乎消失了。将会使实验和计算结果更加一致。本文的计算结果与其它研究者计算结果也进行了比较。

AGARD 445.6机翼颤振频率和颤振频率比随马赫数的变化

ANSYS和CFX耦合计算被用于不同的算例。本文所做的非定常气动力和柔性耦合相结合用于计算AGARD 445.6 机翼颤振。计算结果与实验相比较在很宽的马赫数范围内都十分一致。

本文是一个最基本的流固耦合算例，在颤振计算领域仍然需要进一步的验证研究。在单场计算分析中常用的验证计算质量的方法将被考虑用于多物理场耦合计算的研究中来，比如时间步长和网格密度等参数的研究，这些研究将有助于更精确的判断耦合计算结果的质量和准确性。